随着航空航天科学技术的不断发展，吸气式高超音速飞行器已成为全球各国的战略重点[1]。作为吸气式高超音速飞行器的核心空气动力部件，进气道在捕获气流、减速和压缩过程中起着至关重要的作用[2,7]。随着高超音速飞行器技术的进步，对高超音速进气道的设计要求也越来越高。特别是，基于三维流场的设计需求以及对进气道内复杂三维激波的精确控制变得越来越迫切[[3], [4], [5], [6]]。
根据压缩形式，现有的进气道大致可以分为三类：二维进气道、轴对称进气道和内转进气道[8]。二维超音速进气道[[9], [10], [11], [12], [13]]是目前成熟的技术。它通过一系列斜激波和压缩波实现气流的超音速压缩。其优点在于结构简单，压缩过程易于控制。然而，它只能在一个方向上压缩气流，压缩表面较长，并且在压缩表面上存在显著的激波边界层相互作用，导致进气道的压缩效率相对较低。轴对称进气道[[14], [15], [16], [17], [18]]是一种广泛使用的进气道类型，常见的类型包括传统轴对称进气道和双腔多模块轴对称进气道。由于采用了部分等熵压缩，轴对称进气道的压缩效率显著高于二维进气道。然而，其结构相对简单。在轴对称配置中，气流与中心体和外壁的接触面积较大，导致中心体前部的空气动力加热极其严重（马赫数6时温度超过2000°C）。这给进气道与高超音速飞行器的匹配带来了挑战。
为进一步解决上述问题，引入了内转进气道的设计概念。内转进气道具有多个优点，包括结构紧凑、压缩效率高、气流捕获能力强、总压力恢复系数高以及易于集成。这些特性使得它们在吸气式高超音速飞行器进气道的设计中越来越受到重视。M?lder[19,20]首次提出了通过Busemann基本流场内的流线追踪来设计内转进气道的方法。然而，由于Busemann基本流场的结构特点，这种进气道设计导致整体长度相对较长，并且在低马赫数时存在显著的空气动力学挑战，使工程设计复杂化。Smart等人采用了一种结合几何过渡和流线追踪的技术来设计REST（矩形到椭圆形过渡）内转进气道，从而实现从矩形进气道到椭圆形出口的过渡[21]。You等人将“波骑者进气道”的概念从外部流动扩展到内部流动，提出了内转进气道的概念[22]。Tian等人提出了一种将内转进气道与波骑者结合的设计概念，并进一步优化了这一概念以提高波骑者/进气道的性能[23]。Samuel等人基于内转进气道的概念，提出了一种在低超音速条件下有效降低进气道阻力和噪声的方法[24]。Wang等人提出了一种多阶段优化的变形内转进气道设计方法。通过多阶段优化，显著减少了流动不均匀性和总压力损失，从而提高了进气道的空气动力性能[25]。Qiao等人提出了一种考虑非均匀来流影响的内转进气道设计方法。这种进气道设计能够在非均匀流动条件下更准确地再现预设的入射激波[26]。Zhang等人系统地介绍了内转进气道设计方法，该方法可以控制壁压分布和马赫数分布[27,28]。Musa等人基于切向轴对称流动原理，提出了一种创新的内转进气道设计方法，可以通过调整纵向压力梯度来提高进气道的总压力恢复系数[29,30]。Cheng等人提出了一种基于遗传和梯度混合优化策略的高超音速内转进气道设计方法。所设计的进气道在流动系数、总压力恢复系数和压力比方面有所改进[31]。尽管上述内转进气道设计方法提高了进气道的设计裕度，但所有设计的进气道都是基于传统的轴对称流场。它们的空气动力学边界仍然具有二维特性。
对于超音速进气道中的三维曲激波的理解仍然有限，目前还没有有效的方法来进行三维超音速内部流场的逆向设计和分析。因此，现有的进气道设计方法主要基于传统的二维（平面或轴对称）流场，这极大地限制了设计空间。此外，现有方法往往难以有效控制进气道内部的激波，使得难以调节进气道的空气动力特性。为了解决这些挑战，本研究提出了基于三维超音速内部流场的内转进气道逆向设计方法。该方法基于三维曲激波特性方法（3D-MOCC[32]），将其从外部流动扩展到内部流动。它能够根据预设的入射和反射激波来进行三维内部流场的逆向设计，这是现有方法无法实现的。随后根据获得的三维内部流场设计内转进气道。通过控制三维入射激波，可以确保进气道的气流捕获能力和激波在唇缘处的作用。同时，控制三维反射激波以保持压缩性能并提高流动质量，从而有效控制进气道的整体流动特性。
