一般而言，临近空间高超声速飞行器的气动构型设计有如下几个需求和目标:1)飞行器应具有较高的升阻比以增加其巡航或滑翔距离;2）飞行器应具有较大或足够的内部空间以容纳燃料、载荷及其他设备等;3）飞行器应具有较大的升力以增加其飞行高度，进而有效缓解其热防护问题。因此，同时具有高升阻比、高容积率和高升力系数的气动构型设计和优化一直是这一领域的重点和热点问题。　　然而，在高速飞行时，飞行器的激波阻力和摩擦阻力随飞行马赫数增加而迅速增大，导致其气动性能急剧下降，遭遇所谓的“升阻比屏障”问题。不仅如此，实际中升阻比与容积和升力间均存在着强烈的矛盾关系。基于上述背景，针对有大容积需求的高速飞行器，本文提出了一种新型气动布局，即高压捕获翼构型，并围绕这一新概念完成了以下研究工作:　　基于斜激波-膨胀波理论，以二维平面模型为例阐明了高压捕获翼构型的基本设计原理，同时利用计算流体力学为主要分析工具对轴对称二维模型进行了分析。之后，分别以锥体-高压捕获翼组合体和乘波体-高压捕获翼组合构型为例对其三维条件下的实用效果进行初步分析。结果表明，增加高压捕获翼后，飞行器的升力和升阻比均可大幅提升，且其提升量随着来流马赫数和容积的增加而明显增大，据此验证了高压捕获翼构型的有效性和后续工作的可行性。　　由于高压捕获翼的设计位置与机体压缩激波和自身二次压缩激波的位置直接相关，一般难以利用理论方法直接获得。针对这一问题，本文基于设计原理发展了一种捕获翼位置设计的有效方法。在分析影响捕获翼位置设计参数的基础上，采用均匀实验设计方法在设计空间内获取样本点并利用计算流体力学分析和迭代获取其设计位置，通过构造代理模型建立捕获翼位置与设计参数间的映射关系。在方法研究基础上以锥体组合捕获翼构型为例进行验证，结果表明，该方法可在较大设计空间范围内准确判断捕获翼的设计位置。　　为分析捕获翼外形变化对其气动性能的影响，提出了幂次函数和余弦函数加权组合形式的翼前缘型线参数化设计方法。进而结合运用均匀实验设计方法、计算流体力学、径向基函数代理模型方法和遗传算法，以升阻比最大化为目标开展了数值优化，并基于优化结果进行了单参数的灵敏度分析。结果表明，相对于基准外形而言，优化后构型升力系数增大了约8.1％，阻力系数减小了约12.2％，升阻比提高了约23.4％。　　针对捕获翼的热负荷特性和激波边界层相互作用问题开展了研究。根据入射斜激波与捕获翼前缘的相对位置，分为三种状态进行分析。结果表明，当入射斜激波打在弓形激波下声速线下方时，热负荷及阻力性能均处于最优状态，但在捕获翼下表面会产生激波与边界层相互作用现象，使分离区附近的压力和热流峰值有所增加，压力极值和热流极值约为驻点处的20％左右，并在此基础上细致分析了不同流动参数对激波边界层相互作用问题的影响规律。　　为进一步验证高压捕获翼构型的设计原理和数值分析的可靠性，以圆锥体为基本压缩体，分别采用半桶形（基准构型）和经优化外形两种捕获翼设计方案开展了风洞试验验证。结果表明，数值结果与实验结果吻合较好，进一步验证了本文数值方法的可靠性。通过锥体构型与基准实验构型结果对比发现，添加捕获翼可使最优升阻比提升约34％，验证了捕获翼设计原理的有效性。此外，优化实验构型较基准实验构型在多攻角范围内均可使升力和升阻比获得明显提升，最优升阻比提高了约13％，验证了参数化设计方法和优化设计的有效性。　　以高超声速诱饵弹为设想应用方向，在小尺寸、大容积和高升阻比设计约束和目标牵引下，提出了一种高价值诱饵弹构型方案。该方案以锥体加三角翼组合的常规构型为基础，添加高压捕获翼后形成双升力面布局。数值分析结果表明，与未添加捕获翼的构型相比，升阻比可在较大马赫数范围内提升20％以上。弹道曲线比较结果表明，增加捕获翼后飞行器的升阻比和升质比可在更大的范围内调节和匹配，因此更易实现与母机的同步伴飞。　　本文工作为高超声速飞行器的气动构型设计开辟了一条新思路，相关结果可直接用于支撑后续的科学问题研究和工程设计。