本文以吸气式高超声速飞行器为研究对象,采用理论分析、数值模拟与风洞试验等多种手段,借助有旋特征线理论和流线追踪技术,开展新型吸气式高超声速飞行器内外流一体化“全乘波”气动设计理论和方法研究,并基于超声速轴对称基准流场实现了内外流一体化“全乘波”设计思想:不仅实现飞行器前体、机体腹部、机翼乘波型面的设计,还能完成机体与流线追踪进气道的一体化设计,且不会对机体乘波特性造成破坏;在设计状态下,整个全乘波飞行器机体均具有乘波特性,乘波前体作为进气道的预压缩面,为其高效捕获预压缩后的气流,机体腹部和机翼作为后体乘波面,为飞行器提供高升阻比。系统总结了目前乘波体设计理论和方法、乘波概念应用于机体/进气道一体化设计理论和方法两个方面的国内外研究现状,并对这两个方面的设计理论和方法进行了细致分类,分析了今后的研究发展趋势。针对高超声速内外流数值模拟,通过三个风洞试验模型算例研究了高超声速外流场和内流场的数值模拟方法及其精度量化评估方法。引入统计学概念—“确认度量”,用于量化评估数值模拟结果靠近试验数据的程度,并把其应用于进气道数值模拟过程的网格无关性检验、精度分析以及湍流模型影响评估过程中。针对基于任意超声速轴对称基准流场的通用型乘波体设计,首先,介绍了有旋特征线理论的四个典型单元过程的数值算法,即内点、直接壁面点、逆置壁面点及激波点。然后,介绍了轴对称基准流场模型及应用特征线理论设计该类基准流场的方法;随后,介绍了基于左行马赫线的流线追踪方法以及通用型乘波体基本设计步骤。接着,以本文提出的新型冯卡门乘波体为例,详细论述了通用型乘波体设计,以此验证了本文特征线理论、流线追踪方法以及通用型乘波体设计方法,并对比研究了冯卡门乘波体与常规锥导乘波外形及性能之间的差异。最后,研究了基准流场壁面压力分布规律对通用型乘波体外形及性能影响。针对基于尖头回转体基准流场的内外流一体化“全乘波”理论和设计方法,首先,介绍了基于尖头回转体基准流场的全乘波飞行器基本设计原理、设计步骤及其基准流场模型。然后,详述了由尖头回转体设计内外流一体化轴对称基准流场模型的设计思路、过程和方法。最后,以一个算例分析了基准流场模型的流动特性和性能参数,并以此验证了本文所提出的基于尖头回转体的内外流一体化轴对称基准流场模型的正确性及其设计方法的有效性;以一个算例分析了全乘波飞行器的流动特性和气动性能,以此验证了本文所提出的基于尖头回转体基准流场的全乘波飞行器设计理论的正确性及其设计方法的有效性。为了拓展内外流一体化轴对称基准流场模型的设计自由度,开展了基于轴对称基准激波的内外流一体化轴对称基准流场模型的设计方法研究,并基于该基准流场模型,拓展了本文全乘波理论及其设计方法。首先,介绍了基于轴对称基准激波的全乘波飞行器基本设计原理、设计步骤及其基准流场模型。然后,详述了由轴对称基准激波设计内外流一体化轴对称基准流场模型的设计思路、过程和方法。随后,以一个算例分析了基准流场模型的流动特性和性能参数,并以此验证了本文所提出的基于轴对称基准激波的内外流一体化轴对称基准流场模型的正确性及其设计方法的有效性;接着,以一个算例分析了全乘波飞行器的流动特性和气动性能,以此验证了本文所提出的基于轴对称基准激波的全乘波飞行器设计理论的正确性及其设计方法的有效性。开展了全乘波飞行器气动布局初步设计研究,并评估了其质量特性和航程。最后,构建了一种常规乘波前体-进气道一体化构型,并用数值模拟方法对比分析了全乘波飞行器与常规构型之间的气动性能差异,研究了基准流场模型设计参数以及底部型线设计参数对全乘波飞行器外形及气动性能影响。详述了本文基于动量积分关系式的附面层位移厚度计算方法,利用数值模拟方法研究分析了前体-进气道附面层粘性修正的两种方案,对比分析了两种粘性修正方案对前体-进气道流动特性和气动性能影响,并验证了附面层粘性修正方法。针对全乘波飞行器简化构型,开展了风洞试验研究,激波观测纹影照片、压力测量试验数据与CFD数值模拟结果和理论设计结果三者吻合,进一步验证了本文所提出的全乘波飞行器设计理论的正确性和设计方法的有效性,也进一步验证了本文针对前体-进气道开展的附面层粘性修正方法是有效的。