高超声速飞行器是21世纪航天航空领域的重要发展方向,其具有速度快、突防能力强等特点,已成为当今世界各军事强国关注的热点领域。高超声速飞行器相关技术一旦突破,将使我军具备突破以战略导弹防御系统为核心的全维防护体系、有效打击作战部队、海外基地和重要战略目标的威慑能力和实战能力;将为我国提供全球快速到达、自由进出空间的手段,提升我国航空航天运输能力和空间支持能力。因此,高超声速飞行器的研究具有前瞻性、战略性和广泛的带动性。良好的气动外形是高超声速飞行器发展的关键问题。乘波构型以其在高超声速条件下的高升阻比优势备受关注,使得针对它的设计研究成为高超声速飞行器外形设计的一个重要方向。本文针对乘波外形设计优化展开了一系列的研究工作。在参数化设计思想的指导下,着重对锥导和吻切锥乘波构型进行了优化设计工作,对气动热的计算进行了初步的探讨,并得出了相应的结论。本文主要工作如下:1针对气动性能随外形设计参数变化非线性等特点,为提高优化效率,对多目标遗传算法NSGA-Ⅱ进行了改进,建立基本的优化设计工具。2总结了国内外乘波构型研究进展,对锥导乘波构型和吻切锥乘波构型的设计方法进行了参数化设计,利用简化的锥形激波流场很便捷的设计出符合乘波特征的外形,编制了外形生成程序。对乘波构型的气动性能参数进行了工程估算,为对乘波构型进行气动性能的优化做好了准备。3对锥导乘波构型进行了升阻比、容积和容积率的多目标优化,优化外形突破了“升阻比屏障”,其较大的容积率可作为新一代再入滑翔式飞行器设计提供参考。4对吻切锥乘波构型进行了正交试验设计,分析了影响气动性能的主要外形参数,并对其进行了多目标优化设计,设计构型具有良好的气动性能,升阻比高、下表面中心处流动均匀,且乘波外形构成了第一次预压缩,有利于实现飞行器前体/发动机进气道的一体化设计。5对乘波飞行器气动热问题开展了初步的研究,在简化的基础上对斜劈、尖锥以及平板进行了计算,研究了飞行器表面温度的变化特点,对乘波构型的表面温度进行了初步的估算。6对设计的乘波构型进行了风洞实验,验证了其高升阻比的乘波特性。