中文摘要：

飞行器进气道/前体的一体化设计是实现高超声速飞行的关键。本项目拟将乘波体气动性能优势与升力体结构特征优势相结合，对一种兼顾乘波体气动特性和升力体结构特征、与进气道相容的高超声速飞行器乘波-楔形前体设计方法开展研究。通过数值模拟细致刻画其三维波系结构及流动特征，凝炼影响气动性能的几何描述参数，分析和揭示其耦合流动机理。并据此开展此类前体/进气道流场的气动重构原则与方法研究。最终获得综合考虑前体升阻力特性、有效容积及进气道内流性能的乘波-楔形前体/进气道一体化气动布局方案。在此基础上，针对设计和非设计工况，对此一体化布局方案开展三维数值模拟分析与风洞试验研究，验证并掌握此类一体化构型的总体性能、流动特征与工作特性，为我国近空间飞行器相关技术的研究提供技术储备。