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摘要
吸气式高速飞行器以超燃冲压发动机为动力，采用乘波体作为前体为进气道提供预压缩气流，前体的压缩能力对飞行器性能和超燃冲压发动机的性能起着决定性作用。乘波体的压缩性能与马赫数和激波角密切相关，单级压缩通常需要较大激波角才能满足进气道气流增压比的需求，同时也会引起前体气动性能降低，产生较大的抬头力矩和较低升阻比。为进一步提高乘波前体的压缩性能，提出了一种纵向分段的多级压缩乘波前体设计方法，可以根据进气道入口需求灵活调整压缩量和长度比例，且高压区主要聚集在乘波体出口中间位置，能够匹配宽范围的进气道，避免较大的边缘压力泄露，基于该方法完成了多级压缩的程序开发，分别开展了锥导和吻切锥二级/三级压缩前体的设计与分析。数值结果表明，设计的多级压缩乘波体压缩能力显著提升，可同时满足高静压比、高总压恢复系数和高升阻比等设计需求，具有较好的工程应用前景。
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