乘波构型在高超声速条件下具备较传统布局更优的气动性能,已成为高超声速飞行器的重要候选布局之一。但在实际应用过程中,乘波构型特有的尖锐边缘不仅在材料工艺上难以实现,而且面临极其苛刻的气动加热环境,边缘烧蚀现象难以避免,会导致飞行器外形参数发生改变。考虑到高超声速飞行器气动特性对外形参数极其敏感,其气动力和力矩特性将发生变化,进而导致飞行控制失效,造成应用任务失败。如何解决乘波构型优异的气动力性能与尖锐边缘特征带来的防热、控制等问题之间的矛盾是高超声速飞行器实现的核心问题。钝化修形被认为是缓和高超声速飞行器气动加热的有效途径。然而,实施边缘钝化修形后,理想乘波构型周围流场中的附体激波被脱体激波代替,其在高超声速条件下的升阻比大幅下降,气动力性能优势可能丧失。针对这一现象,本文提出了“非一致边缘钝化”的设计概念,其基本思想是:结合高超声速飞行器表面受热非均匀的分布特征,在充分认识钝化三维效应及钝化尺度对乘波构型气动力/热性能综合影响规律的前提下,对边缘不同位置采用不同尺度进行钝化修形,使得设计构型在满足防热需求的同时,气动力性能损失大大降低。在该设计概念指导下,本文以采用跳跃滑翔弹道、乘波布局设计的高超声速滑翔飞行器为典型应用背景,围绕非一致边缘钝化乘波构型涉及的若干基础问题和关键技术展开深入研究。论文首先研究飞行特征和对象特点,针对高超声速滑翔飞行器建立三自由度动力学模型,分析其飞行性能对高升阻比气动布局的依赖特性,引出乘波构型设计问题;在圆锥激波流场基础上,引入粘性效应影响,采用多目标遗传算法,针对理想尖边缘乘波构型开展以升阻比、容积率、容积为目标的优化设计,为论文研究建立明确对象。第二部分,考虑到流场存在的小尺度、大曲率边缘几何特征及激波、边界层等复杂流动现象,进一步从稀薄效应、高温效应、粘性效应等出发,分析高超声速乘波构型气动环境特征;从流动控制方程、空间/时间离散格式、计算网格划分等关键技术出发,建立一套高效、高精度的数值分析方法;最后,通过经典算例对数值方法的有效性进行严格校核,为论文研究奠定方法基础。第三部分,通过对比分析容积、容积率、升力系数、阻力系数、升阻比、热流密度、辐射平衡温度等性能指标,分析了“增加材料”方法在钝化修形中更具优势;进一步围绕钝化及钝化尺度对一致边缘钝化乘波构型流场结构、气动力/热性能等的影响规律和影响机理进行分析;根据流动特征差异,对乘波构型进行典型物理分区;分别针对其驻点、边缘及两者之间的鼻区区域,开展周围流场及构型表面三维流动特征及影响机理的深入研究,建立乘波构型的椭球驻点模型,分析影响边缘受热的三大几何因素,构建鼻区热流密度与驻点热流密度的相互关系,建立各区域受热形势预测的新方法,为非一致边缘钝化乘波构型的具体实施提供理论支撑。在此基础上,开展了非一致边缘钝化乘波构型的设计方法研究,建立了以当地后掠角作为边缘分区依据的具体思路;针对一致边缘和非一致边缘钝化的两类乘波构型,通过对比分析采用数值方法得到的三维流场结构、气动力/热性能及采用风洞试验获得的纹影图及测量数据,校核了各方法的预测精度,验证了理论分析建立的各预测模型、流动规律及影响机理,充分论证“非一致边缘钝化方法”在乘波构型总体设计中的可行性。最后,从应用角度出发,进一步围绕攻角、侧滑角等影响因素开展了钝边缘乘波构型气动力/热性能在非设计状态下的敏感性规律研究,并针对轨迹优化及控制系统设计提出了姿态约束的建议。本文针对高超声速乘波构型的“非一致边缘钝化”的相关研究,可为高超声速飞行器布局、热防护、轨迹、控制等设计提供参考,对推动高超声速飞行器工程应用和性能提升具有一定的借鉴意义。