乘波体是目前高超声速飞行器高升阻比构型的研究热点之一。为进一步推动乘波体向实用化阶段迈进，本文从易于控制面集成的角度出发，发展了一种拼接式乘波体设计方法。主要思路为基于基准流场，分段采用前缘/后缘线对乘波体进行定义。其中乘波体中心部分由前缘线定义，外侧部分由尾缘线定义。前缘线外形以提高气动性能为主要目标，尾缘线保持平直可利于控制面集成。在方法研究基础上，进一步提取乘波体的鼻锥点相对位置和尾缘平直段相对长度两个参数作为设计变量，在给定乘波体长宽比为2 的条件下，以最大升阻比为目标，结合使用计算流体力学分析、实验设计方法、代理模型方法和遗传算法对乘波体外形进行了初步优化设计，获得了最优构型，并基于优化结果对相关规律进行了分析。结果表明当内侧段前缘线与对称面夹角大于45°时，乘波体升阻比相对较优。相比之下，尾缘平直段相对长度对其性能影响较小。