[发明专利]飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化设计方法

权利要求书

1.飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化设计方法，其特征在于包括以下步骤：

1)构造轴对称内收缩基本流场，轴对称内收缩基本流场为360°回转体回转中心为轴对称内收缩基本流场回转中心线，轴对称内收缩基本流场包括轴对称内收缩基本流场飞行器前体部分、轴对称内收缩基本流场内乘波式进气道部分，两部分由压缩角互不相同的两条压缩型线构成；

2)运用CFD技术求解轴对称内收缩基本流场，得到轴对称内收缩基本流场飞行器前体部分入射激波、轴对称内收缩基本流场内乘波式进气道部分入射激波、轴对称内收缩基本流场反射激波；

3)给定飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置出口型线，将飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置出口型线离散成点并在轴对称内收缩基本流场轴向切面内进行反向流线追踪；

4)提取流线与反射激波的交点与流线与入射激波的交点之间的流线，作为飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置的压缩型线，将截断后的流线分别布置于轴对称内收缩基本流场轴向切面内得到内乘波式高超声速进气道进口型线、飞行器前体前缘捕获型线和进气道肩部型线；

5)几何造型完成飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置设计，内乘波式高超声速进气道进口型线与飞行器前体前缘捕获型线之间的压缩型面即为飞行器前体，飞行器前体前缘捕获型线与进气道肩部型线之间的压缩型面即为内乘波式高超声速进气道，将进气道肩部型线向后等值拉伸获得进气道隔离段，即完成飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化设计。