，θ1+1,2是已知条件，θ1+1, 2根据反射激波13-18 波后的流动方向角分布得到。
[0034] 进一步地，本发明的步骤SI. 2中，所述利用斜激波关系式求解反射激波波后流动 参数的公式如(4)~(8)所示：
[0035] ⑷
[0036]
[0037] (6)
[0038] (7)
[0039]
(?
[0040] 其中，β是反射激波的当地激波角，所述当地激波角是激波与波前速度方向的夹 角，△ Θ是反射激波的当地气流偏转角，0:是反射激波波前的当地流动方向角，Mi是反射激波 波前的当地马赫数，P1是反射激波波前的当地静压,P 1是反射激波波前的当地密度,V1是反 射激波波前的当地速度，θ2是反射激波波后的当地流动方向角，P 2是反射激波波后的当地静 压，P2是反射激波波后的当地密度，％是反射激波波后的当地速度。
[0041] 进一步地，本发明的步骤SI. 2中，在激波点（上游或者下游激波点均可)处的反射 激波的微元与激波点处的反射激波波前速度方向的夹角是反射激波在激波点位置的当地 激波角β，激波点处的反射激波波前速度方向与圆柱坐标系的轴向坐标轴的夹角是反射激 波在激波点位置的波前流动方向角Θ1，激波点处的反射激波波后速度方向与圆柱坐标系的 轴向坐标轴的夹角是反射激波在激波点位置的波后流动方向角θ 2，激波点处的反射激波波 前速度方向与激波点处的反射激波波后速度方向的夹角是反射激波在激波点位置的当地 气流偏转角A Θ。
[0042]进一步地，本发明的步骤S3的方法为：
[0043]给定飞行器机体前缘线投影曲线47-48-49-50-51，该曲线作为飞行器机体前缘线 在底部横截面40的投影曲线，其中，点48和50是飞行器机体前缘线投影曲线与在进气道唇 口所在的横截面12上的激波轮廓线45的交点，点47和点51是飞行器机体前缘线投影曲线与 在底部横截面40上的激波轮廓线46的交点；
[0044]激波轮廓线45和激波轮廓线46的圆心重合，由激波轮廓线45和激波轮廓线46的圆 心44发出的左侧射线44-52与飞行器机体前缘线投影曲线47-48-49-50-51交于点52,并与 激波轮廓线45交于点54,由激波轮廓线45和激波轮廓线46的圆心44发出的右侧射线44-53 与飞行器机体前缘线投影曲线47-48-49-50-51交于点53,并与激波轮廓线45交于点55,左 侦谢线44-52、右侧射线44-53与飞行器纵向对称面64的夹角均为Φ值；点52、点49和点53之 间的曲线段作为前体前缘线在底部横截面40的投影曲线，称为前体前缘线投影曲线52-49-53;点47与点52之间的曲线段和点53和点51之间的曲线段作为机翼前缘线在底部横截面40 的投影曲线，称为机翼前缘线投影曲线47-52以及机翼前缘线投影曲线53-51;点54和点55 之间的曲线段作为进气道唇口型线在底部横截面40的投影曲线，称为进气道唇口型线投影 曲线54-55;
[0045] 应用自由流线法，由前体前缘线投影曲线52-49-53、进气道唇口型线投影曲线54-55和机翼前缘线投影曲线47-52以及机翼前缘线投影曲线53-51，分别计算前体前缘线、进 气道唇口型线和机翼前缘线；
[0046] 从前体前缘线和进气道唇口型线出发，在高超声速飞行器前体-进气道一体化轴 对称基准流场中进行流线追踪，求解经过前体前缘线和进气道唇口型线的所有流线，直至 进气道出口横截面34位置，进而得到进气道出口型线即闭环曲线56-57-58-59-60-61;从机 翼前缘线出发，在机翼轴对称基准流场中进行流线追踪，求解经过机翼前缘线的所有流线， 直至底部横截面40位置，进而得到机翼后缘线47-62以及63-51;
[0047]将经过前体前缘线的所有流线放样成流面65,将经过进气道唇口型线的所有流线 放样成流面66，并加上进气道前掠侧板67，65、66和67组成高超声速飞行器前体-进气道一 体化构型；
[0048]将经过机翼前缘线左侧的所有流线放样成流面68,并将经过机翼前缘线右侧的所 有流线放样成流面69,上表面应用自由流线法生成，组成机翼构型，所述机翼构型包括左机 翼70和右机翼71;
[0049] 所述高超声速飞行器前体-进气道一体化构型和机翼构型组成了高超声速飞行器 前体-进气道-机翼乘波一体化构型。
[0050] 进一步地，本发明的步骤S3中，由自由流线法生成前体前缘线和进气道唇口型线 的实现方式如下：
[0051] 设点72是前体前缘线投影曲线52-49-53或进气道唇口型线投影曲线54-55上的一 个离散点，用经过点72并与圆柱坐标系的轴向坐标轴X平行的直线73与前缘激波10-13相交 于一点，该交点是前体前缘线或进气道唇口型线上的点，将其称为前体前缘点或进气道唇 口点74,直线74-72即为经过前体前缘点或进气道唇口点74的自由流线；
[0052]从前体前缘点或进气道唇口点74出发，将高超声速飞行器前体-进气道一体化轴 对称基准流场中各特征线网格节点上的位置坐标和流动参数作为已知条件，利用流线追踪 方法求解流线75,直至进气道出口横截面34,流线75在进气道出口横截面34上的末端点是 进气道出口型线上的点，将之称进气道出口点76;
[0053]用上述相同方法，求解得到所有前体前缘点和进气道唇口点，以及经过前体前缘 点和进气道唇口点的所有流线，并得到与前体前缘点相对应的进气道出口点以及与进气道 唇口点相对应的进气道出口点；所有前体前缘点组成前体前缘线，所有进气道唇口点组成 进气道唇口型线，所有与前体前缘点相对应的进气道出口点组成进气道出口型线的上壁面 56-57-58,所有与进气道唇口点相对应的进气道出口点组成进气道出口型线的下壁面61-60-59〇
[0054]进一步地，本发明的步骤S3中，所述由自由流线法生成机翼前缘线以及生成机翼 后缘线的实现方式如下：
[0055]设点77是机翼前缘线投影曲线上的一个离散点，用经过点77并与圆柱坐标系的轴 向坐标轴X平行的直线78与前缘激波10'-13'-41相交于一点，该交点是机翼前缘线上的点， 将之称为机翼前缘点79,直线79-77即为经过前缘点79的自由流线；
[0056]从机翼前缘点79出发，将机翼轴对称基准流场中特征线网格节点上的位置坐标和 流动参数作为已知条件，利用流线追踪方法求解流线80,直至底部横截面40,流线80在底部 横截面40上的末端点是机翼后缘线上的点，将该点称为机翼后缘点81;
[0057]用上述相同方法，求解得到所有机翼前缘点，以及经过机翼前缘点的所有流线，并 得到所有机翼后缘点，所有左机翼前缘点和右机翼前缘点分别组成左机翼前缘线和右机翼 前缘线，所有左机翼后缘点和右机翼后缘点分别组成左机翼后缘线和右机翼后缘线；左机 翼前缘线和右机翼前缘线组成机翼前缘线，左机翼后缘线和右机翼后缘线组成机翼后缘 线。
[0058]进一步地，本发明的步骤S3中，所述进气道前掠侧板前缘线和进气道前掠侧板的 实现方式如下：
[0059]进气道前掠侧板包括左侧板和右侧板，左侧板和右侧板的前缘线在底部横截面40 的投影曲线分别为曲线52-54和曲线53-55,侧板前缘线设置在反射激波13-18上；
[ΟΟ?Ο]用经过点52并与圆柱坐标系的轴向坐标轴X平行的直线82与反射激波13-18相交 于侧板前缘点83,侧板前缘点83是左侧板前缘线上的末端点；用经过点54并与圆柱坐标系 的轴向坐标轴X平行的直线84与反射激波13-18相交于侧板前缘点85,侧板前缘点85是左侧 板前缘线上的起始点，在二维平面上，侧板前缘点85与反射激波上的点13重合；
[0061] 从侧板前缘点83出发，将高超声速飞行器前体-进气道一体化轴对称基准流场的 反射激波依赖区32和稳定区38中特征线网格节点上的位置坐标和流动参数作为已知条件， 利用流线追踪方法求解流线86,直至进气道出口横截面34,流线86在进气道出口横截面34 上的末端点是进气道侧板后缘线上的点，将该末端点称为侧板后缘点87;
[0062] 用上述相同的方法，求解得到所有侧板前缘点，以及经过侧板前缘点的所有流线， 并得到所有侧板后缘点;将经过左侧板前缘点的所有流线放样成流面，组成左侧板，将所有 左侧板前缘点组成左侧板前缘线，将所有左侧板后缘点组成进气道出口型线的左侧壁面 56-61;将经过右侧板前缘点的所有流线放样成流面，组成右侧板，将所有右侧板前缘点组 成右侧板前缘线，将所有右侧板后缘点组成进气道出口型线的右侧壁面58-59;左侧板前缘 线和右侧板前缘线组成进气道前掠侧板前缘线。
[0063]本发明的有益效果是：
[0064]本发明在乘波前体/进气道一体化设计基础上，应用特征线理论，构建高超声速飞 行器前体-进气道一体化轴对称基准流场和机翼轴对称基准流场两个流场，然后在两个基 准流场中分别应用流线追踪技术生成高超声速飞行器前体-进气道一体化构型和机翼构 型，两个构型共同组成高超声速飞行器前体-进气道-机翼乘波一体化构型。在设计状态下， 整个高超声速飞行器外流场具有类乘波特性，乘波前体作为进气道的预压缩面，高效捕获 预压缩气流提供给进气道，乘波机翼为飞行器提供高升阻比。
【附图说明】
[0065] 图1为常规乘波前体-进气道一体化设计方案的三维示意图；
[0066] 图2为常规乘波前体-进气道一体化设计方案的纵向对称面的示意图；
[0067] 图3为高超声速飞行器前体-进气道一体化轴对称基准流场的前缘激波依赖区；
[0068] 图4为高超声速飞行器前体-进气道一体化轴对称基准流场激波间等熵压缩的主 压缩区和反射激波；
[0069] 图5为求解反射激波位置的示意图；
[0070] 图6为反射激波的当地激波角β，反射激波波前的流动方向角Q1，反射激波波后的 流动方向角以及反射激波的当地气流偏转角A Θ的定义；
[0071] 图7为高超声速飞行器前体-进气道一体化轴对称基准流场的反射激波依赖区；
[0072] 图8为高超声速飞行器前体-进气道一体化轴对称基准流场及其稳定区；
[0073]图9为机翼轴对称基准流场；
[0074] 图10示出了飞行器前体前缘线、进气道唇口型线、进气道前掠侧板前缘线、机翼前 缘线以及横截面12和底部横截面40位置的激波在底部横截面40的投影曲线；
[0075] 图11为高超声速飞行器前体-进气道一体化构型及构造它的流面；
[0076]图12为机翼构型及构造它的流面；
[0077] 图13为由高超声速飞行器前体-进气道一体化构型和机翼构型组成的高超声速飞 行器前体-进气道-机翼乘波一体化构型；
[0078] 图14为前体前缘线、进气道唇口型线、流线和进气道出口型线的设计示意图；
[0079] 图15为机翼前缘线、流线和机翼后缘线的设计示意图；
[0080] 图16为进气道前掠侧板前缘线、流线；
[0081 ]图17为在高超声速飞行器前体-进气道一体化轴对称基准流场中经过前缘点88的 流线；
[0082]图18为在机翼轴对称基准流场中经过前缘点88的流线。
[0083]图中，1表示乘波前体;2表示进气道唇口； 3表示进气道外罩;4表示进气道隔离段； 5表示由乘波前体产生的前缘激波;6表示前缘激波5入射在唇口 2的反射激波;7表示超声速 来流;10表示尖头回转体顶点;X表示圆柱坐标系的轴向坐标轴;Y表示圆柱坐标系的径向坐 标轴；11表示尖头回转体母线10-11的末端壁面点；12表示进气道唇口横截面；13表示前缘 激波15在进气道唇口横截面12处的末端点；14表示经过点13的左行特征线与尖头回转体母 线10-11的壁面交点；15表示绕母线为10-11的尖头回转体、在进气道唇口横截面12之前的 前缘激波；16表示由前缘激波15、曲线10-14以及左行特征线14-13所围成的高超声速飞行 器前体-进