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本文在分析现有的飞行器机体与高超声速进气道一体化设计方法的基础上,提出了基于双乘波理论的高超声速内外流一体化设计概念,全文工作主要包括:(1)对国内外各类乘波理论及其在机体/进气道一体化设计领域的应用进行了系统的总结与分类,并分析了后续研究的发展方向与趋势;(2)通过研究乘波理论在内外流领域中的应用,提出利用曲率半径变化对流场压缩方式的影响,实现内外流气动与几何型面的连续过渡;开展了基于壁面压力分布的内外流基本流场对比研究,研究表明,当内外流场曲率半径趋于无穷大时,具有相同压力分布规律的内外流场压缩特征完全相同;(3)提出了乘波前体/进气道双乘波一体化设计方法,该方法在周向内实现了内外流部件的一体化设计,结果表明,一体化方案完全还原了预设计的流动状态,在内流区域构造具有等熵压缩的内收缩流动,在外流区域构造典型的外压缩锥形流动;(4)基于双乘波理论,进一步提出了能够满足指定壁面压力分布规律的内外流一体化设计概念,结果表明,该方法能够更好的分配内外压缩比之间的关系,拓宽了一体化构型的工作范围;(5)提出类锥前体/进气道双乘波一体化设计方法,受弹身长细比的几何强约束,该方法采用沿流向布局的双乘波一体化设计概念。结果表明,一体化构型弹身与进气道之间不存在明显的相互干扰,具有优良的双乘波特征;(6)开展了曲锥前体/进气道一体化模型的高焓风洞试验研究,通过改变进气道进口形状与压缩形式,对一体化构型的气动性能进行研究。结果表明,在满足下游部件对绝对流量要求的同时,应使进气道进口形状尽量内收以提高进气道的三维压缩效果,进而改善一体化构型的整体气动性能。本文研究内容将有望为我国未来吸气式高超声速飞行器的设计与研制提供技术储备。