高超声速滑翔飞行器设计是一个复杂的系统工程,涉及气动、热、弹道等多个学科和多个性能指标。本文对多学科集成技术和多目标优化方法在高超声速滑翔飞行器上的应用开展研究,主要工作如下:首先,对高超声速滑翔飞行器优化设计相关的几何外形参数化、气动特性估算、气动热计算以及弹道计算等分析模型进行研究。建立了助推段火箭和升力体类滑翔再入飞行器参数化几何外形,在此基础上利用工程估算软件Missile DATCOM和基于CFD仿真数据构建的Kriging代理模型,为升力体外形高超声速滑翔飞行器建立了气动估算模型;应用Scala公式建立了高超声速滑翔飞行器气动热模型;建立了适于概念设计阶段的助推段、自由段和再入滑翔段弹道模型。其次,对基于分解的多目标进化算法(MOEA/D)进行了研究改进,在算法中增加了多目标约束处理策略。以美国火星科学实验室(MSL)的气动外形多目标优化为例对MOEA/D算法进行了验证,在相同计算条件下与NSGA-II算法进行对比,仿真结果表明MOEA/D算法具有迭代速度快、收敛性好等优点。再次,设计并实现了高超声速滑翔飞行器各主要功能模块,利用多学科集成软件ModelCenter对各模块进行了封装集成。最后,开展了高超声速滑翔飞行器多目标优化设计研究。对高超声速滑翔飞行器设计目标和约束条件进行分析,建立了高超声速滑翔飞行器多目标优化模型。采用基于分解的多目标进化算法(MOEA/D)分别对高超声速滑翔飞行器气动外形和弹道进行了多目标优化设计,得到仿真算例结果并进行了分析。仿真结果表明,飞行器设计指标比基准方案得到了明显改善。