1、吸氣式高超聲速飛行器的推進系統(tǒng)與機體是高度一體化的。前體為進氣道提供預(yù)壓縮的氣流，同時前體的氣動力對飛行器的氣動性能有很大影響。前體設(shè)計是吸氣式高超聲速飛行器設(shè)計的關(guān)鍵之一。 乘波體是一種由已知超聲速或高超聲速流場生成的氣動構(gòu)形，在設(shè)計點乘波體構(gòu)型的整個前緣產(chǎn)成貼附的激波。乘波構(gòu)型的設(shè)計采用反設(shè)計的方法，使其具有不同與傳統(tǒng)構(gòu)型的優(yōu)點。經(jīng)過激波后的高壓流動被限制在下表面，并且流場非常均勻。乘波構(gòu)型的這些優(yōu)良性能，使其成為很有應(yīng)用

2、前景的一體化吸氣式高超聲速飛行器的前體構(gòu)型。 本文介紹了兩種乘波構(gòu)型－錐導(dǎo)乘波構(gòu)型和吻切錐乘波構(gòu)型－的設(shè)計原理，分別編寫了相應(yīng)的設(shè)計程序；針對前體的設(shè)計，編寫了從乘波構(gòu)型出口型線出發(fā)的逆向流線追蹤程序。設(shè)計程序還實現(xiàn)了設(shè)計點的性能計算。 為了驗證設(shè)計程序，對錐導(dǎo)乘波構(gòu)型前體和吻切錐乘波構(gòu)型前體，進行了三維流場的數(shù)值模擬；還通過對非設(shè)計條件下乘波構(gòu)型前體流場的數(shù)值模擬，研究了飛行馬赫數(shù)和飛行攻角對乘波構(gòu)型前體流場和性能

3、的影響。非設(shè)計條件的計算中包括了設(shè)計馬赫數(shù)6，飛行攻角-6?！?6。時以及沿飛行軌道飛行馬赫數(shù)4、5時的乘波構(gòu)型前體的流場。 通過本文的研究，得出以下主要結(jié)論：所編寫設(shè)計程序符合乘波構(gòu)型的設(shè)計理論，對設(shè)計點性能的計算比較準確，可用于乘波構(gòu)型前體的初步設(shè)計；設(shè)計點時，所設(shè)計錐導(dǎo)乘波構(gòu)型和吻切錐乘波構(gòu)型的前體，前緣激波基本是貼附的，下表面激波后形成均勻的預(yù)壓縮流場；小于設(shè)計馬赫數(shù)的性能沒有明顯的下降；正攻角時下表面的流場仍比較均勻