乘波体是一种前缘都具有附体激波的超音速或者高超音速飞行器。由于乘波体的下表面能盖住激波，所以乘波体跟传统飞行器比起来具有高的升阻比。由于乘波体一系列优点，所以在旨在发展高超领域的现代航空航天领域具有很强的应用前景。本文主要介绍了锥形流场生成乘波体以及密切锥乘波体，研究了相关生成原理，用Intel Fortran编写了相关程序生成锥导乘波体和密切锥乘波体的几何构型，并进行气动力计算，最后将所得的几何参数进行格式化导出，以方便在其他软件中直接打开。用CFD计算了生成的乘波体，得出的了气动力数据，和理论计算数据做了对比，误差小于6%，然后分析了CFD计算的等压和等密度流场，查看流场激波是否附着于乘波体前缘，在计算条件无粘情况下，激波附着于乘波体前缘，在计算条件有粘的情况下，激波有小量的泄露，得出结论是乘波体生成是可行无误的。最后研究了基于密切锥乘波体以及添加多级楔形预压缩块的预压缩性能。在密切锥ICC线有一段直线段，利用这段直线段进行添加楔形预压缩块。预压缩块根据进气道唇口的位置在设计工况下几道激波相交的条件生成。根据CFD计算和理论计算的升阻比对比以及流场分析来验证生成楔形块的正确性。对比加楔形块和没加楔形块的情况表明加楔形块对原有乘波体的泄露影响不大。分析了加楔形块乘波体的压缩性能，研究表明添加多级预压缩块能增加应有的压强，但是得到的流场由于楔形块高压区往低压区的横向流动使得流场不均匀。经过CFD计算结果表明，在楔形块两边增加挡板能够使得在楔形块加压区产生均匀的流场，满足进气道入口均匀流场的条件。对比分析了二级压缩和三级压缩总压恢复系数、流量系数、升阻比、静压、入口马赫数等性能。结果表明，在一定范围内，三级压缩比二级压缩具有优势，二级压缩仅仅进气道静压需求较小的情况下具有优势。但是三级压缩的入口马赫数要大于二级压缩，这样使得增加了发动机的设计难度。在二级压缩中，第二级压缩角越大，总压沿程损失就越大。总的来说，采用二级或者三级压缩由进气道设计或者发动机要求决定的。