吸气式高超声速飞行器机体与发动机高度一体化，导致气动、推进、冷却等学科与飞行器总体性能间存在着强烈的相互作用。只有充分考虑学科间的耦合效应，通过涵盖全系统的一体化设计，才能达到高超声速飞行器性能的整体最优。论文以高超声速飞行器为研究对象，采用理论分析、数值仿真和试验验证等多种手段，引入多学科设计优化(Multidisciplinary Design Optimization，MDO)方法，对高超声速飞行器机体／发动机一体化和总体的设计与优化技术进行了全面深入地研究，取得了一系列研究成果。 系统地研究并发展了以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器一体化设计方法。深入分析了高超声速飞行器的设计结构矩阵和学科间的耦合量传递关系，并构建了高超声速飞行器一体化设计框架和一体化设计优化模型。 提出了高超声速飞行器机体／发动机一体化性能分析方法。对机体／发动机一体化性能进行了系统地分析，总结出三种典型机体／发动机一体化构型的选择准则。提出了一种设计参数区域的划分与评价方法，对机体／发动机一体化设计参数取值范围进行了5级区域划分。通过机体／发动机一体化构型气动测力实验，验证了机体／发动机一体化性能分析方法和计算程序的可靠性。 针对机体／发动机一体化部件多目标设计优化的特点，发展了基于快速非优超排序、排挤机制和多方法并联协作策略的并行多目标混合遗传算法，并将其应用于超燃冲压发动机二维进气道和二维尾喷管的多目标优化设计。采用遗传算法对某试验超燃冲压模型发动机的燃烧室构型参数进行了优化设计，所得方案的性能大大优于实际方案。 建立并应用机体／发动机一体化高超声速飞行器冷却分析模型，对等高度飞行和等动压飞行条件下各受热部件的冷却流量需求进行了分析。研究表明，在马赫数6～12的范围内，通过适当配置燃料喷射方案(喷射位置、喷射流量)和提高冷却通道出口冷却剂的温度，采用再生冷却方式能够满足机体／发动机一体化高超声速飞行器的冷却需求。 定义了综合比冲概念，并以此为系统评价指标，对多种机体一体化超燃冲压发动机的系统循环方案进行了对比分析。研究表明，膨胀循环和富燃燃气发生器循环的综合比冲和推进剂比冲较大，相对其它系统循环方案有明显的优势。 建立了基于参数方法的高超声速巡航飞行器MDO模型。分别采用D-Optimal设计、Taguchi设计和均匀设计在局域网上并行实现了高超声速巡航飞行器的MDO，得到了各项性能指标均优于基准设计点的优化方案。 建立了基于优化方法的高超声速巡航飞行器MDO模型。针对高超声速巡航飞行器MDO的特点，构造并应用多方法并联协作优化方法，在6微机并行计算环境中实现了高超声速巡航飞行器MDO，得到了最优设计方案。