4.2.3　吻切锥乘波体

由于锥导乘波体在飞行器前体/发动机进气道一体化设计上的不利，在锥导乘波体的基础上，吻切锥乘波体应运而生。吻切锥乘波体的设计方法最早是由奥地利科学家Sobieczky提出的，该方法是以他的吻切锥理论为基础的一种设计方法，具有更强的实用性。吻切锥乘波体是在锥导乘波体设计方法的基础上改良的，锥导乘波体机身下方的激波波面是圆锥形的，这很难满足高超声速飞行器前体/发动机进气道一体化的实际需求，而吻切锥设计方法在锥导乘波体的基础上打破了这种局限性。吻切锥法可以根据给定的发动机进气道进口的形状对乘波体气动外形进行设计，从而设计出满足该进气道进口要求的乘波构型，这样既能保持乘波体应有的优秀的气动特性，还能针对吸气式冲压发动机的近期情况进行改善，从而提高发动机工作效率。国内外众多学者针对乘波体的吻切锥设计方法，已经进行了大量的研究工作。

吻切锥乘波体的设计相较于锥导乘波体所需给定的飞行马赫数、激波角、前缘曲线以外，还需要给出飞行器前体的出口激波型线。

乘波体的吻切锥法设计过程是这样的：将给定的出口激波型线分成若干小段激波，每一小段圆弧激波都有各自的基准圆锥，我们称这些圆锥为吻切锥。为保证展向流面的连续性，在不同吻切平面上，设计马赫数和激波角不变。激波角和局部激波的曲率半径确定了每个吻切面内锥顶点的位置。各个位置的激波角相等，激波有相同的强度，所以只需求解一个圆锥流场，求解方法与锥导乘波体一样。得到圆锥流场之后，由出口激波型线的形状，确定出各小段圆弧激波各自的吻切锥，将FCC（face center cubic，面心立方）曲线向上投影，与各个吻切锥的交线构成前缘曲线，然后从前缘曲线出发进行流线追踪，无数条流线构成了其下表面，由前缘曲线追踪自由流面构成它的上表面。