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摘要
为了满足腹部进气布局高超声速飞行器乘波体与进气道一体化设计要求，发展了一种来流非均匀的马赫数分布可控内收缩进气道设计方法。在来流马赫数和壁面马赫数分布规律同时给定的前提下，通过有旋特征线法反设计轴对称基准流场，然后结合流线追踪技术生成圆形进口内收缩进气道，同时与传统基于均匀来流设计的内收缩进气道进行对比。数值仿真结果表明：非均匀来流的基准流场结构与设计预期一致，可以实现对整个流场的马赫数分布控制，且其压缩效率高于传统均匀来流设计的基准流场。设计点时非均匀来流设计的进气道保持了基准流场的波系结构并实现了全流量捕获。有粘时非均匀来流设计的进气道总体性能较高且高于同样来流条件下均匀来流设计的进气道。该设计方法可行，为高超声速前体与进气道一体化设计提供了一种新途径。
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