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。