尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化设计方法

摘要

本发明提供一种尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化设计方法，涉及空气动力学内外流耦合设计领域，包括步骤：(1)二元平面基准流场设计；(2)构造展向平行于子午面的密切面，根据尖前缘类三角乘波前体的边缘线对密切面上特征型线进行缩放与平移定位；(3)根据进气道压缩面基准构型在平行于子午面的密切面上构造进气道，将密切面上的进气道压缩面型线缩放和平移定位，压缩面型线的集合与前体特征型线组合得到进气道宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型；(4)生成全宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型。本发明填补了高超声速类IgLa构型飞行器前体进气道设计空白。

说明书

技术领域

本发明涉及空气动力学内外流耦合设计领域，具体涉及一种尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化设计方法。

背景技术

与常规升力体构型相比，乘波体构型具有更高的升阻比，是高超声速飞行器前体设计的理想选择。同时，乘波体下表面对自由来流既具有的预压缩作用，又具有较好的捕获作用，是耦合进气道的天然前体。将乘波前体与进气道在气动与几何上进行耦合设计，就是乘波前体/进气道应一体化设计。

国外在前体/进气道一体化设计领域开展了引领性研究，如X-51A采用了乘波体与二元压缩进气道一体化设计方案，HTV3飞行器采用了乘波体与三维内压缩进气道一体化设计。国内在乘波体与进气道一体化设计方面也做了大量研究工作，王俊奇等人基于二元混压式高超声速进气道和密切锥乘波体，设计了一腹部并列进气的高超声速乘波前体/进气道一体化前体模型，并数值模拟研究了该模型在不同飞行马赫数和攻角下的气动特性；贺旭照等人基于密切内锥乘波体设计方法，发展了一体化密切内锥乘波前体进气道设计技术；肖洪等人建立了由激波面推算波后流场的计算方法,设计了能够产生三道封闭圆锥激波的相交锥模型，以此为基础生成了具有三道封闭激波的乘波前体和具有一道封闭激波两道平面激波的乘波前体对比模型，分别对两种乘波前体与进气道一体化模型进行了全三维流场计算，研究了两种模型在不同飞行状态下的气动性能。这些研究工作以及所提出的设计方法已使得平前缘或类平前缘乘波前体/二元进气道以及异型前体/内转进气道的一体化设计方法逐渐成熟。

现有技术中，乘波进气道的设计方法主要采用基准流场、流线抽取与密切方法。目前的密切方法与内转进气道设计相关联，常被称为密切轴对称方法；而流线抽取与基准流场紧密相关。实际上，密切轴对称方法与基准流场选择轴对称内锥流场相互支撑。

密切轴对称方法是将二维轴对称流场推广到三维空间流场的主要方法。该方法应用的典型例子是内转进气道的设计(如REST进气道，即Rectanglar to- Elliptical-ShapeTransition进气道)，每个密切面上的压缩型线来源于同一个流场中不同位置的流线。

带前体的进气道分为升力体前体/进气道、轴对称前体/进气道两类。目前前体的主要类型有：平前缘升力体前体、尖头升力体前体、异型前体。进气道设计类型主要有：矩形/类矩形进气道、轴对称进气道、内转进气道。升力体前体往往可与乘波理念相结合，从而形成乘波前体设计。按照乘波升力体前体与进气道的不同组合方式，得到不同形式的乘波升力体前体/进气道方案：直前缘乘波前体/矩形进气道（如X-43A构型）、类轴对称外锥乘波前体/内转进气道（如HSSW构型）、异型前体/内转进气道（如TriJet构型）、曲边前缘前体/矩形进气道（如锆石构型）、尖前缘升力体前体/内转进气道（如SR-72构型）、尖前缘升力体前体/矩形进气道（如IgLa构型）。

这些升力体/进气道方案中，尖前缘/矩形进气道构型值得关注。这一类构型的设计方法尚未公开，推测很可能是将二元进气道设计与前体设计进行了解耦、并在几何上进行对接配置，因此这种设计极有可能无法顾及进气道的捕获性能。由于尖前缘升力体构型在减小阻力上有优势，特别适用于高超声速情况。如果在设计中保留尖前缘的减阻优势，同时在前体设计上充分利用乘波体的高升力与高捕获特点，并与矩形进气道进行一体化设计，则必能建立一种高升阻比、高捕获性能的乘波前体/类矩形进气道设计方法，这正是本发明需要解决的问题。

现有技术的不足之处：如IgLa构型所示，为了减少飞行阻力，一些飞行器的前体均呈现尖细特征，其前体以尖三角形或类尖三角的形状出现，与腹部矩形进气道一体化后，进气道的唇口前缘依然可以保持平直前缘。尽管这种前体/进气道的设计方法与气动性能均尚未见公开，但从一体化性能上分析，这种前体/进气道在气动上应该是一种完全耦合的一体化设计，也许这种设计方法有多种多样，但如果存在一种乘波前体/进气道一体化设计方法满足上述几何特征，在上述强几何约束下得到的一体化构型必然是一种高性能前体/进气道构型。在尚无或尚未公开设计方法的前提下，如何在这种强几何约束下设计尖三角或类尖三角乘波前体/类矩形进气道，是摆在设计者面前的一个技术问题。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：①前体进气道一体化乘波设计的基准流场设计；②具有尖前缘的尖三角形或类尖三角形乘波前体的形状控制；③平行密切面、特征型线的相似比与位置的确定。

为了解决上述技术问题，本发明提出了二元平面基准流场、边缘轮廓线及平行密切面特征型线相似缩放方法，据此提供了一种尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化设计方法, 解决了高超声速类IgLa构型飞行器前体进气道的设计问题。该方法采用二元平面压缩流场为基准流场，结合平行于子午面的密切面特征型线相似缩放方法，通过边缘轮廓线法将前体设计成类三角形，腹部类矩形进气道的唇口设计成平直前缘，设计点上进气道自身乘波设计，并与前体共同乘波形成一体化构型。

为实现上述发明目的，本发明的技术方案如下：

一种尖前缘类三角形乘波前体直唇口进气道一体化设计方法，包括如下步骤：

S1、二元平面基准流场设计，得到子午面上包括背面自由流型线、压缩面型线、激波型线在内的三条特征型线；

S2、构造展向平行于子午面的密切面，根据尖前缘类三角乘波前体的边缘线对密切面上特征型线进行缩放与平移定位，特征型线的集合构成尖前缘类三角乘波前体；

S3、根据进气道压缩面基准构型在平行于子午面的密切面上构造进气道，将密切面上的进气道压缩面型线缩放和平移定位，压缩面型线的集合与前体特征型线组合得到进气道宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型；

S4、生成全宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型。

进一步的， 所述步骤S1中，二元平面基准流场设计，具体为：

S11、根据设计参数采用激波+等熵波系对外压缩流场进行配波；

S12、采用平直唇罩单波系对内压缩流场进行设计；

S13、获得从上到下依次包括背面自由流型线OA、压缩面型线OB、激波型线OC三条特征型线在内的基准流场；

S14、将基准流场垂直于纸面即子午面等直拉伸，得到乘波面为平面激波的三维基准流场及对应的三维基准构型，包括：

S1401、将背面自由流型线OA垂直纸面等值拉伸得到自由流面，形成三维基准构型的背面；

S1402、将压缩面型线OB垂直纸面等直拉伸得到前体压缩面，形成三维基准构型的底面；

S1403、将激波型线OC垂直纸面拉伸得到激波平面，形成三维基准构型的乘波平面。

进一步的，所述步骤S2中，得到尖前缘类三角乘波前体，具体为：

S21、通过边缘轮廓线控制尖前缘类三角乘波前体的形状，包括：

S2101、从三维基准构型的上方观察获得乘波前体的俯视图；

S2102、在俯视图上设置尖前缘类三角形状，利用数学方法设置侧面边缘形状，获得顶点为O、端点分别为M和N的边缘投影线MON，其中M与N关于OC对称，OC为MON的对称轴；

S2103、将尖前缘类三角乘波前体边缘的投影线MON向前体激波面投影，得到尖前缘类三角乘波前体的边缘轮廓线；

S22、根据尖前缘类三角乘波前体的边缘轮廓线MON和三维基准构型，构造展向平行于子午面的密切面，包括：

S2201、形成从上到下依次包括背面自由流型线OA、压缩面型线OB、激波型线OC三条型线的子午面OABC，垂直于子午面OABC的下方平面MONC激波面即乘波面；

S2202、将子午面OABC沿OM或ON平移，使得O

S2203、得到每一个密切面上的三条型线O

S23、密切面上的特征型线集合构成尖前缘类三角乘波前体，包括：

S2301、将背面自由流型线O

S2302、将压缩面型线O

S2303、将激波型线O

进一步的，所述步骤S3中，得到进气道宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型，具体为：

S31、进气道与尖前缘类三角乘波前体一体化设计，包括：

S3101、进气道外压缩面OD与尖前缘类三角乘波前体压缩面型线OB共线，实现前体与进气道在压缩面上的几何一体化；

S3102、进气道外压缩激波与尖前缘类三角乘波前体的所乘激波面相交于点F所在的进气道唇口线上，实现尖前缘类三角乘波前体与进气道在气动上的一体化乘波设计；

S3103、得到从上到下依次包括背面自由流型线OA、外压缩面型线ODB、进气道上壁面型线ODE、下壁面型线FG、激波型线OFC、激波型线上的唇口点F在内的进气道压缩面基准流场；

S32、在平行于子午面的密切面上构造进气道，包括：

S3201、构造包括背面自由流型线OA、外压缩面型线ODB、激波型线OFC在内的子午面OFCBA，垂直于子午面OFCBA的下方平面MONC乘波平面；

S3202、根据进气道的捕获流量与捕获宽度确定进气道的捕获高度，通过进气道的捕获高度在激波型线OFC上确定唇口点F的位置；

S3203、根据子午面OFCBA以及尖前缘类三角乘波前体边缘轮廓线MON构建尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型的密切面型线，包括：

S320301、将边缘轮廓线MON分为两段，一段在进气道捕获宽度范围之内，其余在进气道捕获宽度范围之外；

S320302、在进气道捕获宽度之外时，按照步骤S22、S23生成进气道捕获宽度外的乘波体构型；

S320303、在进气道宽度范围之内时，按照下述步骤生成密切面型线：

a.在进气道宽度范围之内，在轮廓线MON上任取一点O

将子午面上各型线沿FF

b.遍历进气道宽度内的轮廓线MON，对于轮廓线MON的上任意一点On，得到过On点的密切面，缩比因子变成O

S33、在进气道宽度范围之内，将所有密切面上的型线组合，得到进气道宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型。

进一步的，所述步骤S4中，生成全宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型，具体为：

S41、将进气道宽度之内的构型与进气道宽度之外的前体构型进行组合；

S42、将唇罩外壁面沿唇口线在进气道宽度范围之内进行拉伸；

S43、生成进气道内通道两侧侧板；

S44、生成全宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型。

本发明可以达到以下效果：①前体的前缘采用尖前缘，能有效减小飞行器的阻力；②前体采用乘波体设计，能进一步提高前体的升力特性；③前体与进气道一体化设计并共同乘波，不但提高了整个构型的气动性能，还有效提高了进气道的捕获性能；④前体与进气道共同所乘波是平面激波，使得唇口前缘线保持平直成为可能且必要；⑤进气道的唇口设计成平直前缘，更有利于加工与防热结构设计。本发明技术采用二维前体进气道一体化特征型线作为子午面基准型线，采用俯视投影控制尖前缘类三角前体的边缘轮廓，按照平行密切思路构造各密切面，并使用密切面上进气道对应的激波长度作为尺寸目标，开展了尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道进行一体化设计，解决了类IgLa构型高超声速飞行器前体进气道的设计问题，并使得构型较IgLa构型还具有乘波体大升力优势与乘波进气道高流量捕获优势。

附图说明

图1 是本发明步骤S1对应的二元平面基准流场示意图。

图2是本发明步骤S13对应的基准流场型线示意图。

图3是本发明步骤S21对应的尖前缘类三角乘波前体轮廓线示意图。

图4是本发明步骤S2201对应的尖前缘类三角乘波前体子午面示意图。

图5是本发明步骤S22和S23对应的展向平行于子午面的密切面和尖前缘类三角乘波前体的示意图。

图6是本发明步骤S31对应的进气道与尖前缘类三角乘波前体一体化设计示意图。

图7是本发明步骤S32对应的在平行于子午面的密切面上构造进气道的示意图。

图8是本发明步骤S4对应的全宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型。

具体实施方式

以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。

下面结合附图和实施方式对本发明作进一步的详细说明：

实施例1

本实施例提供一种尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化设计方法，包括以下设计步骤：

S1、二元平面基准流场设计，得到子午面上包括背面自由流型线、压缩面型线、激波型线在内的三条特征型线；

S2、构造展向平行于子午面的密切面，根据尖前缘类三角乘波前体的边缘线对密切面上特征型线进行缩放与平移定位，特征型线的集合构成尖前缘类三角乘波前体；

S3、根据进气道压缩面基准构型在平行于子午面的密切面上构造进气道，将密切面上的进气道压缩面型线缩放和平移定位，压缩面型线的集合与前体特征型线组合得到进气道宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型；

S4、生成全宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型。

实施例2

本实施例提供一种尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化设计方法，包括以下设计步骤：

S1、二元平面基准流场设计，得到子午面上包括背面自由流型线、压缩面型线、激波型线在内的三条特征型线；

S1具体为：

S11、根据设计参数采用激波+等熵波系对外压缩流场进行配波；

S12、采用平直唇罩单波系对内压缩流场进行设计；

S13、获得从上到下依次包括背面自由流型线OA、压缩面型线OB、激波型线OC三条特征型线在内的基准流场；

S14、将基准流场垂直于纸面即子午面等直拉伸，得到乘波面为平面激波的三维基准流场及对应的三维基准构型，包括：

S1401、将背面自由流型线OA垂直纸面等值拉伸得到自由流面，形成三维基准构型的背面；

S1402、将压缩面型线OB垂直纸面等直拉伸得到前体压缩面，形成三维基准构型的底面；

S1403、将激波型线OC垂直纸面拉伸得到激波平面，形成三维基准构型的乘波平面。

S2、构造展向平行于子午面的密切面，根据尖前缘类三角乘波前体的边缘线对密切面上特征型线进行缩放与平移定位，特征型线的集合构成尖前缘类三角乘波前体；

S3、根据进气道压缩面基准构型在平行于子午面的密切面上构造进气道，将密切面上的进气道压缩面型线缩放和平移定位，压缩面型线的集合与前体特征型线组合得到进气道宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型；

S4、生成全宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型。

实施例3

本实施例提供一种尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化设计方法，包括以下设计步骤：

S1、二元平面基准流场设计，得到子午面上包括背面自由流型线、压缩面型线、激波型线在内的三条特征型线；

S2、构造展向平行于子午面的密切面，根据尖前缘类三角乘波前体的边缘线对密切面上特征型线进行缩放与平移定位，特征型线的集合构成尖前缘类三角乘波前体；

S2具体为：

S21、通过边缘轮廓线控制尖前缘类三角乘波前体的形状，包括：

S2101、从三维基准构型的上方观察获得乘波前体的俯视图；

S2102、在俯视图上设置尖前缘类三角形状，利用数学方法设置侧面边缘形状，获得顶点为O、端点分别为M和N的边缘投影线MON，其中M与N关于OC对称，OC为MON的对称轴；

S2103、将尖前缘类三角乘波前体边缘的投影线MON向前体激波面投影，得到尖前缘类三角乘波前体的边缘轮廓线；

S22、根据尖前缘类三角乘波前体的边缘轮廓线MON和三维基准构型，构造展向平行于子午面的密切面，包括：

S2201、形成从上到下依次包括背面自由流型线OA、压缩面型线OB、激波型线OC三条型线的子午面OABC，垂直于子午面OABC的下方平面MONC激波面即乘波面；

S2202、将子午面OABC沿OM或ON平移，使得O

S2203、得到每一个密切面上的三条型线O

S23、密切面上的特征型线集合构成尖前缘类三角乘波前体，包括：

S2301、将背面自由流型线O

S2302、将压缩面型线O

S2303、将激波型线O

S3、根据进气道压缩面基准构型在平行于子午面的密切面上构造进气道，将密切面上的进气道压缩面型线缩放和平移定位，压缩面型线的集合与前体特征型线组合得到进气道宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型；

S4、生成全宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型。

实施例4

本实施例提供一种尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化设计方法，包括以下设计步骤：

S1、二元平面基准流场设计，得到子午面上包括背面自由流型线、压缩面型线、激波型线在内的三条特征型线；

S2、构造展向平行于子午面的密切面，根据尖前缘类三角乘波前体的边缘线对密切面上特征型线进行缩放与平移定位，特征型线的集合构成尖前缘类三角乘波前体；

S3、根据进气道压缩面基准构型在平行于子午面的密切面上构造进气道，将密切面上的进气道压缩面型线缩放和平移定位，压缩面型线的集合与前体特征型线组合得到进气道宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型；

S3具体为：

S31、进气道与尖前缘类三角乘波前体一体化设计，包括：

S3101、进气道外压缩面OD与尖前缘类三角乘波前体压缩面型线OB共线，实现前体与进气道在压缩面上的几何一体化；

S3102、进气道外压缩激波与尖前缘类三角乘波前体的所乘激波面相交于点F所在的进气道唇口线上，实现尖前缘类三角乘波前体与进气道在气动上的一体化乘波设计；

S3103、得到从上到下依次包括背面自由流型线OA、外压缩面型线ODB、进气道上壁面型线ODE、下壁面型线FG、激波型线OFC、激波型线上的唇口点F在内的进气道压缩面基准流场；

S32、在平行于子午面的密切面上构造进气道，包括：

S3201、构造包括背面自由流型线OA、外压缩面型线ODB、激波型线OFC在内的子午面OFCBA，垂直于子午面OFCBA的下方平面MONC乘波平面；

S3202、根据进气道的捕获流量与捕获宽度确定进气道的捕获高度，通过进气道的捕获高度在激波型线OFC上确定唇口点F的位置；

S3203、根据子午面OFCBA以及尖前缘类三角乘波前体边缘轮廓线MON构建尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型的密切面型线，包括：

S320301、将边缘轮廓线MON分为两段，一段在进气道捕获宽度范围之内，其余在进气道捕获宽度范围之外；

S320302、在进气道捕获宽度之外时，按照步骤S22、S23生成进气道捕获宽度外的乘波体构型；

S320303、在进气道宽度范围之内时，按照下述步骤生成密切面型线：

a.在进气道宽度范围之内，在轮廓线MON上任取一点O

将子午面上各型线沿FF

b.遍历进气道宽度内的轮廓线MON，对于轮廓线MON的上任意一点On，得到过On点的密切面，缩比因子变成O

S33、在进气道宽度范围之内，将所有密切面上的型线组合，得到进气道宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型。

S4、生成全宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型。

实施例5

本实施例提供一种尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化设计方法，包括以下设计步骤：

S1、二元平面基准流场设计，得到子午面上包括背面自由流型线、压缩面型线、激波型线在内的三条特征型线；

S2、构造展向平行于子午面的密切面，根据尖前缘类三角乘波前体的边缘线对密切面上特征型线进行缩放与平移定位，特征型线的集合构成尖前缘类三角乘波前体；

S3、根据进气道压缩面基准构型在平行于子午面的密切面上构造进气道，将密切面上的进气道压缩面型线缩放和平移定位，压缩面型线的集合与前体特征型线组合得到进气道宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型；

S4、生成全宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型。

S4具体为：

S41、将进气道宽度之内的构型与进气道宽度之外的前体构型进行组合；

S42、将唇罩外壁面沿唇口线在进气道宽度范围之内进行拉伸；

S43、生成进气道内通道两侧侧板；

S44、生成全宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型。

实施例6

本实施例提供一种尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化设计方法，包括以下设计步骤：

S1、二元平面基准流场设计，得到子午面上包括背面自由流型线、压缩面型线、激波型线在内的三条特征型线；

S11、根据设计参数采用激波+等熵波系对外压缩流场进行配波；

S12、采用平直唇罩单波系对内压缩流场进行设计；

S13、获得从上到下依次包括背面自由流型线OA、压缩面型线OB、激波型线OC三条特征型线在内的基准流场；

S14、将基准流场垂直于纸面即子午面等直拉伸，得到乘波面为平面激波的三维基准流场及对应的三维基准构型，包括：

S1401、将背面自由流型线OA垂直纸面等值拉伸得到自由流面，形成三维基准构型的背面；

S1402、将压缩面型线OB垂直纸面等直拉伸得到前体压缩面，形成三维基准构型的底面；

S1403、将激波型线OC垂直纸面拉伸得到激波平面，形成三维基准构型的乘波平面。

S2、构造展向平行于子午面的密切面，根据尖前缘类三角乘波前体的边缘线对密切面上特征型线进行缩放与平移定位，特征型线的集合构成尖前缘类三角乘波前体；

S21、通过边缘轮廓线控制尖前缘类三角乘波前体的形状，包括：

S2101、从三维基准构型的上方观察获得乘波前体的俯视图；

S2102、在俯视图上设置尖前缘类三角形状，利用数学方法设置侧面边缘形状，获得顶点为O、端点分别为M和N的边缘投影线MON，其中M与N关于OC对称，OC为MON的对称轴；

S2103、将尖前缘类三角乘波前体边缘的投影线MON向前体激波面投影，得到尖前缘类三角乘波前体的边缘轮廓线；

S22、根据尖前缘类三角乘波前体的边缘轮廓线MON和三维基准构型，构造展向平行于子午面的密切面，包括：

S2201、形成从上到下依次包括背面自由流型线OA、压缩面型线OB、激波型线OC三条型线的子午面OABC，垂直于子午面OABC的下方平面MONC激波面即乘波面；

S2202、将子午面OABC沿OM或ON平移，使得O

S2203、得到每一个密切面上的三条型线O

S23、密切面上的特征型线集合构成尖前缘类三角乘波前体，包括：

S2301、将背面自由流型线O

S2302、将压缩面型线O

S2303、将激波型线O

S3、根据进气道压缩面基准构型在平行于子午面的密切面上构造进气道，将密切面上的进气道压缩面型线缩放和平移定位，压缩面型线的集合与前体特征型线组合得到进气道宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型；

S31、进气道与尖前缘类三角乘波前体一体化设计，包括：

S3101、进气道外压缩面OD与尖前缘类三角乘波前体压缩面型线OB共线，实现前体与进气道在压缩面上的几何一体化；

S3102、进气道外压缩激波与尖前缘类三角乘波前体的所乘激波面相交于点F所在的进气道唇口线上，实现尖前缘类三角乘波前体与进气道在气动上的一体化乘波设计；

S3103、得到从上到下依次包括背面自由流型线OA、外压缩面型线ODB、进气道上壁面型线ODE、下壁面型线FG、激波型线OFC、激波型线上的唇口点F在内的进气道压缩面基准流场；

S32、在平行于子午面的密切面上构造进气道，包括：

S3201、构造包括背面自由流型线OA、外压缩面型线ODB、激波型线OFC在内的子午面OFCBA，垂直于子午面OFCBA的下方平面MONC乘波平面；

S3202、根据进气道的捕获流量与捕获宽度确定进气道的捕获高度，通过进气道的捕获高度在激波型线OFC上确定唇口点F的位置；

S3203、根据子午面OFCBA以及尖前缘类三角乘波前体边缘轮廓线MON构建尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型的密切面型线，包括：

S320301、将边缘轮廓线MON分为两段，一段在进气道捕获宽度范围之内，其余在进气道捕获宽度范围之外；

S320302、在进气道捕获宽度之外时，按照步骤S22、S23生成进气道捕获宽度外的乘波体构型；

S320303、在进气道宽度范围之内时，按照下述步骤生成密切面型线：

a.在进气道宽度范围之内，在轮廓线MON上任取一点O

将子午面上各型线沿FF

b.遍历进气道宽度内的轮廓线MON，对于轮廓线MON的上任意一点On，得到过On点的密切面，缩比因子变成O

S33、在进气道宽度范围之内，将所有密切面上的型线组合，得到进气道宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型。

S4、生成全宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型。

S41、将进气道宽度之内的构型与进气道宽度之外的前体构型进行组合；

S42、将唇罩外壁面沿唇口线在进气道宽度范围之内进行拉伸；

S43、生成进气道内通道两侧侧板；

S44、生成全宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型。

下面结合附图说明一下：

图1 是本发明步骤S1对应的二元平面基准流场示意图；如图1所示，基准流场为二元平面压缩一体化流场。一体化流场分为外压缩流场与内压缩流场，外压缩流场可以采用激波+等熵波系进行配波，或者多道激波系进行配波，但外压缩流场的第一道压缩来自于乘波体前体，这样就使得前体与进气道外压缩形成一体化设计；内压缩流场的配波也可采用激波+等熵波或多道激波进行配波。外流场本发明推荐采用“激波+等熵波”设计方法，这种方法可以使得前体与进气道的压缩面过渡自然且光滑；为了简化非重点部分，本发明的内流场采用平直唇罩单波系设计(其唇口前缘线也将是平直的)。

图2是本发明步骤S13对应的基准流场型线示意图；如图2所示，将基准流场从O点沿自由流方向向后拉伸，得到从上到下依次包括背面自由流型线OA、压缩面型线OB、激波型线OC在内的基准流场。

图3是本发明步骤S21对应的尖前缘类三角乘波前体轮廓线示意图；如图3所示，设置从三维基准构型的上方观察得到乘波前体的俯视图，在俯视图中设置尖前缘类三角形状，利用数学方法设置侧面边缘形状，以控制尖前缘类三角乘波体形状。本发明采用二阶贝塞尔曲线进行控制，先设置O点与M点（或N点，为M点的对称点），再在O点设置切线方向，在M点（或N点）设置切线方向，取二切线的交点为贝塞尔线控制点，从而得到尖前缘类三角乘波前体边缘MON在俯视图中的投影。

沿上述俯视图方向，将尖前缘类三角乘波前体边缘的投影线向前体激波面投影，得到尖前缘类三角乘波前体的边缘轮廓线。

图4是本发明步骤S2201对应的尖前缘类三角乘波前体子午面示意图；如图4所示，给出尖前缘类三角乘波前体子午面与激波面。平面OABC为子午面，子午面包含了三条特征型线：OA为背面自由流型线、OB为压缩面型线，OC为激波型线，图中与平面OABC垂直的平面MONC是激波面(OM、ON、OC所在平面)。

图5是本发明步骤S22和S23对应的展向平行于子午面的密切面和尖前缘类三角乘波前体的示意图；如图5所示，构造展向平行于子午面的密切面并将密切面上的特征型线进行组合得到尖前缘类三角乘波前体。

a.将子午面OABC沿OM平移，使得O点始终落在OM上，从而得到一系列平行于子午面的密切面O

b.每一个密切面上的三条特征型线O

c.将O

图6是本发明步骤S31对应的进气道与尖前缘类三角乘波前体一体化设计示意图；如图6所示，进气道与乘波前体一体化设计表现在：

进气道外压缩面OD与尖前缘类三角乘波前体压缩面型线OB共线，实现前体与进气道在压缩面上的几何一体化；

进气道外压缩激波与前体激波交于点F所在的唇口线上，从而实现前体与进气道在气动上的一体化乘波设计。

得到进气道压缩面基准流场结构，这里同时给出了唇罩外壁面型线段FH。

图7是本发明步骤S32对应的在平行于子午面的密切面上构造进气道的示意图；如图7所示，在平行于子午面的密切面上构造进气道:

前体进气道子午面型线说明。平面OFCBA为一体化构型所在的子午面，MON为前体所乘激波平面(也是进气道所乘的激波平面)。在子午面OFCBA平面上，包含的特征型线分别为：背面自由流面型线OA，一体化构型的前体外压缩面型线ODB，激波面型线OFC。其中，点F由前体进气道的捕获高度确定，而捕获高度是由进气道的捕获流量与捕获宽度共同确定的。

根据进气道子午面基准构型以及前体侧缘线OM(或ON)，构建尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型的密切面型线。

将OM分成两段，一段在进气道宽度范围之内，其余在进气道宽度范围之外。在进气道宽度范围之外时，按照S23和S24步骤生成乘波构型。在进气道宽度范围之内时，按照下述步骤生成密切面型线。

a.设O

b.将当前子午面上各型线沿FF

c.在进气道宽度范围内，在OM上另取其他点O

在进气道宽度范围之内，将所有密切面上的进气道型线组合，就得到了进气道宽度范围之内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型。

图8是本发明步骤S4对应的全宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型。如图8所示，生成全宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型：

将进气道宽度之内的构型与进气道宽度之外的前体构型进行组合，并将唇罩外壁面沿唇口线在进气道宽度范围之内进行拉伸（这样唇罩外壁面将为规则型面），同时生成进气道内通道两侧侧板，就得到整个宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型。

上述实施例仅例示性说明本发明的原理及其功效，而非用于限制本发明。任何熟悉此技术的人士皆可在不违背本发明的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因此，凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本发明所揭示的精神与技术思想下所完成的一切等效修饰或改变，仍应由本发明的权利要求所涵盖。