吸气式高超声速飞行器的推进系统与机体是高度一体化的。前体为进气道提供预压缩的气流,同时前体的气动力对飞行器的气动性能有很大影响。前体设计是吸气式高超声速飞行器设计的关键之一。 乘波体是一种由已知超声速或高超声速流场生成的气动构形,在设计点乘波体构型的整个前缘产成贴附的激波。乘波构型的设计采用反设计的方法,使其具有不同与传统构型的优点。经过激波后的高压流动被限制在下表面,并且流场非常均匀。乘波构型的这些优良性能,使其成为很有应用前景的一体化吸气式高超声速飞行器的前体构型。 本文介绍了两种乘波构型—锥导乘波构型和吻切锥乘波构型—的设计原理,分别编写了相应的设计程序;针对前体的设计,编写了从乘波构型出口型线出发的逆向流线追踪程序。设计程序还实现了设计点的性能计算。 为了验证设计程序,对锥导乘波构型前体和吻切锥乘波构型前体,进行了三维流场的数值模拟;还通过对非设计条件下乘波构型前体流场的数值模拟,研究了飞行马赫数和飞行攻角对乘波构型前体流场和性能的影响。非设计条件的计算中包括了设计马赫数6,飞行攻角-6°～+6°时以及沿飞行轨道飞行马赫数4、5时的乘波构型前体的流场。 通过本文的研究,得出以下主要结论: 所编写设计程序符合乘波构型的设计理论,对设计点性能的计算比较准确,可用于乘波构型前体的初步设计;设计点时,所设计锥导乘波构型和吻切锥乘波构型的前体,前缘激波基本是贴附的,下表面激波后形成均匀的预压缩流场;小于设计马赫数的性能没有明显的下降;正攻角时下表面的流场仍比较均匀;在攻角+2°时升阻比最大。