1.一种高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法，其特征在于：包括以下步骤：
S1.设计基于任意轴对称基准激波的内外流一体化轴对称基准流场模型；
S2.给定飞行器前体前缘线、进气道唇口型线和机翼前缘线在底部横截面的投影曲线，其中进气道唇口型线在底部横截面的投影曲线为一条圆弧线；从前体前缘线和进气道唇口型线出发，在前体-进气道基准流场区中进行流线追踪，生成乘波前体-进气道；从进气道唇口型线和机翼前缘线出发，在后体基准流场区中进行流线追踪，生成机体腹部乘波面和机翼乘波面，机体腹部乘波面和机翼乘波面共同组成后体乘波面；
S3.采用自由流面作为上表面，上表面与乘波前体-进气道、后体乘波面共同组成乘波机体-进气道一体化构型，即为高超声速内外流一体化全乘波飞行器。
2.根据权利要求1所述的高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法，其特征在于，S1包括以下步骤：
S1.1给定前体激波8-9和超声速来流条件，并将经过前体激波末端点且垂直于x轴的横截面作为基准流场的进气道唇口横截面10，其中前体激波末端点也是进气道唇口点9；应用有旋特征线理论，由超声速来流条件1和前体激波8-9，求解得到前体-进气道基准流场区的前体激波依赖区8-11-9；与此同时，求解得到经过前体激波起始点8的流线8-11，将流线8-
11作为前体壁面的前段型线，其中点11表示经过进气道唇口点9的左行马赫线11-9与前体壁面型线的交点；
S1.2给定前体-进气道基准流场区的等熵压缩区的壁面型线11-12，应用有旋特征线理论，由左行马赫线11-9和壁面型线11-12，求解由左行马赫线11-9、右行马赫线9-13以及壁面型线11-13所包围的等熵压缩区11-13-9，其中点13表示经过进气道唇口点9的右行马赫线与壁面型线11-12的交点；
S1.3将进气道唇口点9作为唇口反射激波9-14的起始点，给定反射激波9-14波后的流动方向角分布，利用预估-校正的迭代算法，求解唇口反射激波9-14的位置和形状，直至唇口反射激波9-14与壁面型线11-13交于点14，并将唇口反射激波9-14与壁面型线11-12的交点14作为基准流场进气道的肩点；最后利用斜激波关系式求解唇口反射激波9-14波后的流动参数分布；由左行马赫线11-9、壁面型线11-14和唇口反射激波9-14所围区域是前体-进气道基准流场区的等熵主压缩区11-14-9；
S1.4应用有旋特征线理论，由唇口反射激波9-14的位置和波后流动参数，求解唇口反射激波依赖区9-26-14，直至经过进气道唇口点9的流线与经过点14的右行马赫线26-14交于点26，并得到流线9-26；将流线9-26作为唇罩内壁面的前段型线，点26为唇罩内壁面的前段型线的末端点；
S1.5首先给定唇口反射激波9-14与壁面型线11-12的交点14右侧的中心体壁面型线
14-27以及该型线上的马赫数分布，其中点27为中心体壁面型线的末端点；同时使中心体壁面型线14-27在点14位置的切向角与当地流动方向角重合；然后给定基准流场模型的进气道出口横截面29与点14沿x方向的距离，即给定了基准流场模型的进气道出口横截面29的位置；最后利用有旋特征线理论，由右行马赫数26-14的位置坐标和流动参数、中心体壁面型线14-27以及该型线上的马赫数分布，求解前体-进气道基准流场区的稳定区26-30-27-
14，直至经过唇罩内壁面的前段型线的末端点26的流线与经过中心体壁面型线的末端点27的右行马赫线交于点30，得到流线26-30；将流线26-30作为唇罩内壁面的后段型线，点30表示唇罩内壁面的后段型线的末端点；
前体激波依赖区8-11-9、等熵主压缩区11-14-9、唇口反射激波依赖区9-26-14和稳定区26-30-27-14共同组成前体-进气道基准流场区8-11-14-27-30-26-9；
S1.6给定后体激波9-31的形状，其中点31表示后体激波在底部横截面的末端点，并将经过点31的横截面作为基准流场的底部横截面；应用有旋特征线理论，由超声速来流条件和后体激波9-31，求解得到后体激波依赖区9-33-31，并得到经过进气道唇口点9的流线9-
33，将流线9-33作为基准流场模型的唇罩外壁面的前段型线；点33表示基准流场模型的唇罩外壁面的前段型线的末端点；
S1.7给定后体基准流场区的壁面型线33-34的形状，其中点34表示基准流场模型的唇罩外壁面的后段型线的末端点；应用有旋特征线理论，求解后体基准流场区的主膨胀区33-
34-31；
后体激波依赖区9-33-31和主膨胀区33-34-31共同组成后体基准流场区9-33-34-31；
前体-进气道基准流场区8-11-14-27-30-26-9和后体基准流场区9-33-34-31共同组成基于任意轴对称基准激波的内外流一体化轴对称基准流场模型；
前体激波8-9和后体激波9-31共同组成基准流场的前缘激波8-9-31。
3.根据权利要求2所述的高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法，其特征在于：
S1.3中利用预估-校正的迭代方法求解唇口反射激波9-14的位置和形状方法如下：
反射激波9-14的起始点是进气道唇口点9，反射激波9-14与左行马赫线的交点简称为激波点，求解唇口反射激波9-14的位置和形状就是求解所有激波点的坐标值，直至唇口反射激波9-14与壁面型线11-13的交点14；
针对唇口反射激波9-14上任意两个相邻的激波点，其中靠近进气道唇口点9的激波点定义为上游激波点，远离进气道唇口点9的激波点定义为下游激波点，由上游激波点的坐标值求解下游激波点的坐标值方法如下：
特征线网格节点是左行特征线与右行特征线的交点，特征线网格节点的位置坐标和流动参数均可通过有旋特征线方法求解得到，其中位置坐标为特征线网格节点在圆柱坐标系下轴向坐标轴x上的坐标值和径向坐标轴r上的坐标值，流动参数包括当地静压、当地密度、当地速度和当地流动方向角；
预估-校正的迭代方法中的预估方程如式(1)所示，校正的迭代方程如式(2)所示：


其中，x为圆柱坐标系的轴向坐标轴的坐标，r为圆柱坐标系的径向坐标轴的坐标，ri为上游激波点在圆柱坐标系的径向坐标轴的值，i为激波点的位置编号，Δx为下游和上游激波点在x方向的差值，β是唇口反射激波的当地激波角，所述当地激波角是激波与波前速度方向的夹角； 是下游激波点预估后的r值， 是下游激波点校正n次之后所得到的r值；
θi,1是上游激波点的波前的当地流动方向角θ值， 是下游激波点校正n-1次之后所得到的波前的当地流动方向角θ值， 由同一条左行马赫线上的相邻特性线网格节点的θ值线性插值得到；βi是上游激波点的β值， 是下游激波点校正n-1次之后所得到的β值， 由式(3)求解得到；

其中， 和 分别为下游激波点校正n-1次之后所得到的波前的当地马赫数M值和当地流动方向角θ值， 由同一条左行马赫线上的相邻特性线网格节点的θ值线性插值得到；θi+1,2是下游激波点的波后的当地流动方向角θ值，θi+1,2是已知条件，其可以根据反射激波9-14波后的流动方向角分布得到。
4.根据权利要求2所述的高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法，其特征在于：
S1.3中利用斜激波关系式求解唇口反射激波9-14波后流动参数的公式如(4)～(8)所示：

Δθ＝θ1-θ2                        (5)



其中，β是唇口反射激波的当地激波角，所述当地激波角是激波与波前速度方向的夹角，Δθ是唇口反射激波的当地气流偏转角，θ1是唇口反射激波波前的当地流动方向角，M1是唇口反射激波波前的当地马赫数，P1是唇口反射激波波前的当地静压，ρ1是唇口反射激波波前的当地密度，V1是唇口反射激波波前的当地速度，θ2是唇口反射激波波后的当地流动方向角，P2是唇口反射激波波后的当地静压，ρ2是唇口反射激波波后的当地密度，V2是唇口反射激波波后的当地速度。
5.根据权利要求4所述的高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法，其特征在于：
S1.3中，在激波点处的唇口反射激波的微元与激波点处的唇口反射激波波前速度方向的夹角是唇口反射激波在激波点处的当地激波角β；激波点处的唇口反射激波波前速度方向与圆柱坐标系的轴向坐标轴的夹角是唇口反射激波在激波点位置的波前流动方向角θ1；激波点处的唇口反射激波波后速度方向与圆柱坐标系的轴向坐标轴的夹角是唇口反射激波在激波点位置的波后流动方向角θ2；激波点处的唇口反射激波波前速度方向与激波点处的唇口反射激波波后速度方向的夹角是唇口反射激波在激波点位置的当地气流偏转角Δθ。
6.根据权利要求1所述的高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法，其特征在于：
步骤S2的方法为：
给定前体前缘线投影曲线39-40-41，其中，点39是飞行器前体前缘线投影曲线与进气道唇口横截面10的激波轮廓线36的左交点，点41是飞行器前体前缘线投影曲线与进气道唇口横截面10的激波轮廓线36的右交点，点40是前体前缘线投影曲线39-40-41在纵向对称面上的点；激波轮廓线36和激波轮廓线37的圆心重合于点35；其中激波轮廓线36为前缘激波在进气道唇口横截面10位置的轮廓线，该轮廓线为一个圆；激波轮廓线37是前缘激波在底部横截面32位置的轮廓线，该轮廓线为一个圆；
给定进气道唇口型线投影曲线39-43-41，给定机翼前缘线投影曲线，机翼前缘线投影曲线包括左机翼前缘线投影曲线38-39和右机翼前缘线投影曲线41-42，其中，点38为左机翼前缘线投影曲线38-39与激波轮廓线37的左交点，42为右机翼前缘线投影曲线41-42与激波轮廓线37的右交点，43表示进气道唇口型线投影曲线39-43-41在纵向对称面的点；
应用自由流线法，由前体前缘线投影曲线39-40-41、进气道唇口型线投影曲线39-43-
41和机翼前缘线投影曲线38-39和41-42，分别计算前体前缘线、进气道唇口型线和机翼前缘线；
从前体前缘线和进气道唇口型线出发，在前体-进气道基准流场区8-11-14-27-30-26-
9中进行流线追踪，求解经过前体前缘线和进气道唇口型线的所有流线，直至基准流场模型的进气道出口横截面29位置处，进而得到进气道出口型线即闭环曲线44-45-46-47-44，其中44表示进气道唇口型线44-45-46-47-44的左端点；45表示进气道唇口型线44-45-46-47-
44在纵向对称面的上端点；46表示进气道唇口型线44-45-46-47-44的右端点；47表示进气道唇口型线44-45-46-47-44在纵向对称面的下端点；
将经过前体前缘线左侧的所有流线放样成流面51，将经过进气道唇口型线左侧的所有进气道下壁面的流线放样成流面52，流面51和流面52组成前体-进气道的左侧，将前体-进气道的左侧镜像生成前体-进气道的右侧，前体-进气道的左侧和右侧组成前体-进气道；
从进气道唇口型线和机翼前缘线出发，在后体基准流场区中进行流线追踪，求解经过进气道唇口型线和机翼前缘线的所有流线，直至底部横截面32位置，进而分别得到机体腹部后缘线48-49-50和机翼后缘线，其中点48表示机体腹部后缘线的左端点；点49表示机体腹部后缘线在纵向对称面的点；点50表示机体腹部后缘线的右端点；将经过左侧机翼前缘线的所有流线放样成流面54，作为左侧机翼乘波面，并将经过进气道唇口型线左侧的所有后体的流线放样成流面53，作为左侧机体腹部乘波面，将左侧机翼乘波面和左侧机体腹部乘波面镜像，得到机翼乘波面和机体腹部乘波面，机翼乘波面和机体腹部乘波面组成后体乘波面。
7.根据权利要求6所述的高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法，其特征在于：
步骤S2中应用自由流线法，由前体前缘线投影曲线39-40-41、进气道唇口型线投影曲线39-
43-41、左机翼前缘线投影曲线38-39和右机翼前缘线投影曲线41-42，分别计算前体前缘线和进气道唇口型线的实现方式如下：
设点55是前体前缘线投影曲线39-40-41或进气道唇口型线投影曲线39-43-41上的一个离散点，用经过点55并与圆柱坐标系的轴向坐标轴x平行的直线56与前体激波8-9相交于一点，该交点是与点55相对应的前体前缘线或进气道唇口型线上的点，称该交点为前体前缘点或进气道唇口点57；直线56为点57和点55之间的连线，即为经过前体前缘点或进气道唇口点57的自由流线；从前体前缘点或进气道唇口点57出发，将前体-进气道基准流场区中各特征线网格节点上的位置坐标和流动参数作为已知条件，利用流线追踪方法求解流线
58，直至进气道出口横截面29，流线58即在前体-进气道基准流场区中经过点57的流线；流线58在进气道出口横截面29上的末端点59是进气道出口型线上的点，简称进气道出口点；
用上述相同方法，求解得到所有前体前缘点和进气道唇口点，以及经过前体前缘点和进气道唇口点的所有流线，并得到与前体前缘点相对应的进气道出口点以及与进气道唇口点相对应的进气道出口点；
所有前体前缘点组成前体前缘线，所有进气道唇口点组成进气道唇口型线，所有与前体前缘点相对应的进气道出口点组成进气道出口型线的上壁面44-45-46，所有与进气道唇口点相对应的进气道出口点组成进气道出口型线的下壁面44-47-46，上壁面44-45-46和下壁面44-47-46共同组成进气道出口型线。
8.根据权利要求6所述的高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法，其特征在于：
步骤S2中机翼前缘线、机翼后缘线和机体腹部后缘线48-49-50的获取方式如下：
设点60是机翼前缘线投影曲线或进气道唇口型线投影曲线39-43-41上的一个离散点，用经过点60并与圆柱坐标系的轴向坐标轴x平行的直线61与后体激波9-31相交于一点，该交点是与点60相对应的机翼前缘线上或进气道唇口型线上的点，称该交点为机翼前缘点或进气道唇口点62；直线61为点62和点60的连线，即为经过机翼前缘点或进气道唇口点62的自由流线；
从机翼前缘点或进气道唇口点62出发，将后体基准流场区中特征线网格节点上的位置坐标和流动参数作为已知条件，利用流线追踪方法求解流线63，直至底部横截面32，63表示在后体基准流场区中经过点62的流线，流线63在底部横截面32上的末端点64是机翼后缘线或机体腹部后缘线上的点，称点64为机翼后缘点或机体腹部后缘点；
用上述相同方法，求解得到所有机翼前缘点以及经过机翼前缘点和进气道唇口点的所有流线，并得到所有机翼后缘点和机体腹部后缘点，其中进气道唇口点对应机体腹部后缘点；
所有左机翼前缘点和右机翼前缘点分别组成左机翼前缘线和右机翼前缘线，所有左机翼后缘点和右机翼后缘点分别组成左机翼后缘线和右机翼后缘线；左机翼前缘线和右机翼前缘线组成机翼前缘线，左机翼后缘线38-48和右机翼后缘线50-42组成机翼后缘线；所有机体腹部后缘点组成机体腹部后缘线48-49-50；机翼后缘线和机体腹部后缘线组成后体后缘线38-48-49-50-42。