本发明涉及高超声速飞行器，尤其是涉及考虑双乘波前体的三进气道一体化设计方法。
背景技术：
1、高超声速吸气式推进作为一种极具潜力的临近空间推进方式，在航空航天领域备受关注，由于高超声速流动的复杂性，机体/推进系统的一体化是高超声速飞行亟待解决的关键问题之一，其中关键在于机体/进气道的一体化。二者的一体化设计在保证高超声速飞行器升阻比的前提下，需要能够满足高压缩率、高总压恢复及大捕获面积的优选进气道设计。
2、nonweiler首次提出“乘波”概念以来(nonweiller t r f.aerodynamic problemsofmanned space vehicle[j].journal ofthe royalaeronautical society,1959,63(9):521-528.)，具有高升阻比的特性的乘波体就被广泛应用于吸气式高超声速飞行器一体化设计。现阶段的进气道大都基于均匀来流设计，导致早期的一体化设计研究重点在于飞行器前体，即在进气道入口前方设置局部平面进行整流。为使乘波前体产生能够产生较为均匀的来流，早期乘波前体基于楔体流场生成，starkey(starkey r,lewis m.aerodynamicsofabox constrained waverider missile using multiple scramjets[c].aiaa 1999-2378,1999)采用楔导乘波前体进行一体化设计，由于平面激波限制，该方案存在下反角过大、容积率低等问题；takashima(takashima n,lew is m j.waverider configurationsbased onnon-axisymmetric flow fields for engine airframe integrat ionr].aiaa-1994-0380，1994.)提出楔锥流场的乘波体设计方法；jones(jones k d,sobiecz ky h,seebassar,et al.waverider design for generalized shock geometries[j].journalofspacecra ft&rockets,1993,32(6):957-963.)提出的密切乘波原理可以根据激波的形状设计乘波前体，提升乘波前体与高超声速进气道的一体化设计的自由度；这些设计方法必须约束乘波前体的形状以便于为进气道提供均匀流场，大大限制乘波前体与进气道一体化的设计空间，因此，降低进气道对来流要求，可大大提高乘波体设计的多样性，能极大拓宽飞行器一体化设计的研究方向。
3、为提升内转进气道对非均匀来流的适应能力，提出机体进气道共用基准流场的一体化设计方法，主要有贺旭照提出的密切曲锥乘波前体/进气道一体化构型(he xz,le l,zhou z,etal.osculating inward turning conewaverider/inlet(oicwl)designmethods and experimenta！studyr.aiaa-2012-5810，2012.)，通过设计轴对称内收缩基准流场，给定乘波前体的引导线型并追踪乘波前体构型，再在溢流口轴向位置处给定进气道唇口线型并追踪进气道型面，由此，进气道入口处流场与前体预压缩流场匹配；尤延铖等(youy c,zhu c x,guo j l.duel wave rider concept for the integrationofhypersonic inward-turning inlet and airframe forebody,aiaapa per 2009-7421,2009.)提出双乘波前体进气道一体化设计的概念，飞行器前体的基准流场包括内偏折流场和外偏折流场，两者的激波在展向光滑过渡，在内偏折流场下游设计与之匹配的内乘波进气道，这种方法灵活的衔接内/外偏折流场，使得升力与预收缩的前体型面相结合；李怡庆等(李怡庆.基于双乘波理论的高超声速内外流一体化设计方法研究[d].厦门大学,2018.)在此设计基础上，进一步发展双通道的一体化设计方法，提升进气道的收缩效率。
4、目前，高超声速飞行器进气道设计基本采用均匀来流进行简化，不仅限制飞行器的前体构型，还会大大影响前体与进气道的总体性能，考虑双乘波前体附面层以及前缘弯曲激波造成的进气道来流的非均匀性，设计能够主动适应非均匀来流的进气道，更有利于高超声速前体/进气道一体化的研究发展。
技术实现思路
1、本发明的目的旨在针对现有技术存在的上述技术问题，提供一种考虑双乘波前体的三进气道一体化设计方法。
2、本发明所述考虑双乘波前体的三进气道一体化设计方法中；设有双乘波前体以及沿展向布置的一个中部内收缩进气道和两个外侧对称的内收缩进气道；所述在双乘波前体由内乘波前体和外乘波前体组成，中部的内收缩进气道和外侧的内收缩进气道均设有进气道的收缩型面、进气道的唇口、进气道的肩部以及进气道的隔离段。
3、本发明一种考虑双乘波前体的三进气道一体化设计方法，包括以下步骤：
4、(1)、设计双乘波前体：设计双乘波前体的基准流场，给定双乘波前体前缘型线的底部投影型线，在基准流场中进行流线追踪生成双乘波前体下表面；
5、(2)、设计中部内收缩进气道：根据双乘波前体的内乘波前体的激波曲面设计求解三维中部内收缩进气道基准流场；
6、(3)、根据进气需求设计三维中部内收缩进气道入口的二维投影形状，在步骤(2)中的三维内收缩基准流场中进行流线追踪，获得三维中部内收缩进气道的型面，进行修型后倒置进气道；
7、(4)、设计外侧内收缩进气道：根据双乘波前体的外乘波前体预压缩后的非均匀来流设计求解三维外侧内收缩进气道基准流场，；
8、(5)、根据进气需求设计的三维外侧内收缩进气道入口的二维投影形状，在步骤(4)中三维内收缩基准流场中进行流线追踪，得到三维外侧内收缩进气道的型面，进行修型后倒置进气道。
9、在步骤(2)中，设计的三维中部内收缩进气道的入口处来流是非均匀的，为双乘波前体的内乘波前体的激波曲面，先离散激波曲面为入射激波，利用弯曲激波理论求解出来流参数，设计出基准流场，再在基准流场中生成进气道的型面。
10、在步骤(4)中，设计的三维外侧内收缩进气道的入口来流也是非均匀的，为双乘波前体的外乘波前体预压缩后的气流，同样，要先运用弯曲激波理论求解出来流的参数，再根据求解的参数设计生成进气道的基准流场。
11、与现有技术相比，本发明具有以下优点：
12、利用本设计方法生成考虑双乘波前体的三进气道设计方法同时兼顾流向及横向两个维度，首先，沿流向双乘波前体基准流场采用内/外流一体化的全乘波设计，实现前体与中部进气道的气动耦合，减小机体的气动干扰，保障乘波特性；其次，展向布置的三进气道中，中部内收缩进气道的内收缩基准流场与前体的外收缩基准流场耦合，实现内外流一体化设计；外侧的内收缩进气道基准流场根据外乘波前体预收缩的气流设计，保证外侧进气道的全流量捕获，实现机体/进气道一体化高收缩率、高总压恢复及大捕获面积的设计需求。本发明充分考虑双乘波前体的复杂流场特性和进气道的性能要求。通过流线追踪和基准流场求解的结合，可精确地设计出满足性能指标的进气道。此外，对于非均匀来流的处理，采用弯曲激波理论等方法，确保设计的准确性和可靠性。
1.考虑双乘波前体的三进气道一体化设计方法，其特征在于包括以下步骤：
2.如权利要求1所述考虑双乘波前体的三进气道一体化设计方法，其特征在于在步骤(2)中，设计的三维中部内收缩进气道的入口处来流是非均匀的，为双乘波前体的内乘波前体的激波曲面，先离散激波曲面为入射激波，利用弯曲激波理论求解出来流参数，设计出基准流场，再在基准流场中生成进气道的型面。
3.如权利要求1所述考虑双乘波前体的三进气道一体化设计方法，其特征在于在步骤(4)中，设计的三维外侧内收缩进气道的入口来流是非均匀的，为双乘波前体的外乘波前体预压缩后的气流，先运用弯曲激波理论求解出来流的参数，再根据求解的参数设计生成进气道的基准流场。
