1.一种吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
基于飞行器发动机的性能，在发动机工作窗口内，对飞行器的马赫数、高度和质量，按照预设密度进行等间距采样，得到采样数据；
基于采样数据计算飞行器巡航状态下的燃料每秒消耗量，并根据采样数据中，马赫数和质量固定时，不同高度对应的燃料每秒消耗量，将最小燃料每秒消耗量对应的高度记为最优巡航高度，得到最优巡航高度集合；
设定巡航马赫数随时间的变化规律、巡航马赫数随飞行器质量的变化规律、飞行器初始马赫数、飞行器初始高度和初始弹道倾角，作为仿真条件；
基于设定的仿真条件进行弹道仿真计算，得到巡航导弹射程的最优巡航弹道。
2.如权利要求1所述的一种吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计方法，其特征在于：
所述发动机的性能包括工作窗口、推力和比冲；
所述工作窗口满足以下公式：
{(h，ma)|ma∈[mamin，mamax]，h∈[hmin(ma)，hmax(ma)]}
其中，h为高度，ma为马赫数，min表示最小值，max表示最大值；
所述推力满足以下公式：
其中，p表示推力，isp表示比冲，φ表示发动机油门大小，
3.如权利要求2所述的一种吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计方法，其特征在于，所述基于采样数据计算飞行器巡航状态下的燃料每秒消耗量，具体步骤包括：
在发动机的工作窗口内，确定飞行器等高平飞巡航状态下满足的升重平衡条件和推阻平衡条件，所述升重平衡条件和推阻平衡条件满足以下公式：
然后求解得到：
其中，m表示飞行器初始质量，g表示重力加速度，ρ表示大气密度，v表示飞行器的空速，cl表示飞行器升力系数，αequ表示配平攻角，φequ表示配平油门，fα表示配平攻角为与马赫数、高度和飞行器初始质量相关的函数，fφ表示配平油门为与马赫数、高度和飞行器初始质量相关的函数；
计算巡航状态下的燃料每秒消耗量，计算公式为：
其中，
4.如权利要求3所述的一种吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计方法，其特征在于，所述基于设定的仿真条件进行弹道仿真计算，得到巡航导弹射程的最优巡航弹道，具体步骤包括：
s401：在弹道仿真计算中，根据当前马赫数，质量和高度，从最优巡航高度集合中插值计算对应的最优巡航高度；
s402：计算飞行器当前的配平攻角和配平油门，并根据飞行器当前高度和最优巡航高度的偏差、飞行器当前马赫数与标称巡航马赫数的偏差、以及弹道倾角，对配平攻角和油门进行修正，得到攻角和油门，所述标称巡航马赫数为设定巡航马赫数随时间的变化规律，或巡航马赫数随飞行器质量的变化规律；
s403：根据攻角和油门计算发动机推力、气动升力、气动阻力和燃料每秒消耗量，得到飞行器的下一步状态；
s404：重复步骤s401～s403，直至燃料耗尽，从而得到巡航导弹射程的最优巡航弹道。
5.如权利要求4所述的一种吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计方法，其特征在于，所述攻角和油门的计算公式为：
其中，αt表示攻角，φt表示油门，k1、k2和k3为正反馈系数，hopt_t表示最优巡航高度，maref_t表示标称巡航马赫数，αequ_t表示当前时刻t的配平攻角，mat表示当前时刻t的飞行器马赫数，ht表示当前时刻t的飞行器高度，mt表示当前时刻t的飞行器质量，φequ_t表示当前时刻t的配平油门。
6.一种吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计系统，其特征在于，包括：
采样模块，其用于基于飞行器发动机的性能，在发动机工作窗口内，对飞行器的马赫数、高度和质量，按照预设密度进行等间距采样，得到采样数据；
记录模块，其用于基于采样数据计算飞行器巡航状态下的燃料每秒消耗量，并根据采样数据中，马赫数和质量固定时，不同高度对应的燃料每秒消耗量，将最小燃料每秒消耗量对应的高度记为最优巡航高度，得到最优巡航高度集合；
设定模块，其用于设定巡航马赫数随时间的变化规律、巡航马赫数随飞行器质量的变化规律、飞行器初始马赫数、飞行器初始高度和初始弹道倾角，作为仿真条件；
仿真模块，其用于基于设定的仿真条件进行弹道仿真计算，得到巡航导弹射程的最优巡航弹道。
7.如权利要求6所述的一种吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计系统，其特征在于：
所述发动机的性能包括工作窗口、推力和比冲；
所述工作窗口满足以下公式：
{(h，ma)|ma∈[mamin，mamax]，h∈[hmin(ma)，hmax(ma)]}
其中，h为高度，ma为马赫数，min表示最小值，max表示最大值；
所述推力满足以下公式：
其中，p表示推力，isp表示比冲，φ表示发动机油门大小，
8.如权利要求7所述的一种吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计系统，其特征在于，所述基于采样数据计算飞行器巡航状态下的燃料每秒消耗量，具体过程包括：
在发动机的工作窗口内，确定飞行器等高平飞巡航状态下满足的升重平衡条件和推阻平衡条件，所述升重平衡条件和推阻平衡条件满足以下公式：
然后求解得到：
其中，m表示飞行器初始质量，g表示重力加速度，ρ表示大气密度，v表示飞行器的空速，cl表示飞行器升力系数，αequ表示配平攻角，φequ表示配平油门，fα表示配平攻角为与马赫数、高度和飞行器初始质量相关的函数，fφ表示配平油门为与马赫数、高度和飞行器初始质量相关的函数；
计算巡航状态下的燃料每秒消耗量，计算公式为：
其中，
9.如权利要求8所述的一种吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计系统，其特征在于，所述基于设定的仿真条件进行弹道仿真计算，得到巡航导弹射程的最优巡航弹道，具体过程包括：
a：在弹道仿真计算中，根据当前马赫数，质量和高度，从最优巡航高度集合中插值计算对应的最优巡航高度；
b：计算飞行器当前的配平攻角和配平油门，并根据飞行器当前高度和最优巡航高度的偏差、飞行器当前马赫数与标称巡航马赫数的偏差、以及弹道倾角，对配平攻角和油门进行修正，得到攻角和油门，所述标称巡航马赫数为设定巡航马赫数随时间的变化规律，或巡航马赫数随飞行器质量的变化规律；
c：根据攻角和油门计算发动机推力、气动升力、气动阻力和燃料每秒消耗量，得到飞行器的下一步状态；
d：重复过程a～过程c，直至燃料耗尽，从而得到巡航导弹射程的最优巡航弹道。
10.如权利要求9所述的一种吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计系统，其特征在于，所述攻角和油门的计算公式为：
其中，αt表示攻角，φt表示油门，k1、k2和k3为正反馈系数，hopt_t表示最优巡航高度，maref_t表示标称巡航马赫数，αequ_t表示当前时刻t的配平攻角，mat表示当前时刻t的飞行器马赫数，ht表示当前时刻t的飞行器高度，mt表示当前时刻t的飞行器质量，φequ_t表示当前时刻t的配平油门。