高超声速飞行器近年来成为各国研究的热点,多个高超声速演示验证飞行器已经成功地进行了飞行验证。在这样的背景下,有必要对高超声速飞行器气动布局设计方法开展研究,发展实用的气动布局设计方法,建立起高超声速飞行器气动布局的设计体系。本文重点对高超声速飞行器实用型的气动布局设计方法展开研究,并将发展的设计方法应用到实际的高超声速飞行器气动布局设计中。首先,针对传统乘波体存在压缩量不足的问题,基于密切锥原理发展了一种多级压缩乘波体设计方法。在该设计方法中采用倾转零攻角圆锥绕流(Taylor-Maccoll流动)在二阶精度内逼近二级及后面级压缩的基准流场,再由流线追踪获得各密切平面内的流线从而生成多级压缩乘波体。多级压缩乘波体具有多个压缩面对来流进行多次激波压缩,并且这些激波都能够交于其底部截面内。将该设计方法应用到传统锥导乘波体和密切锥乘波体设计方法中分别得到了多级压缩锥导乘波体和多级压缩密切锥乘波体。由数值模拟和风洞试验验证了多级压缩乘波体设计方法的正确性,并对比分析了不同压缩级数乘波体的性能。为了解决尖锐前缘的气动加热和容积率低的问题,对多级压缩乘波体进行了前缘钝化研究和膨胀式幂数函数上表面设计方法研究。其次,高超声速飞行器对一体化设计技术提出了比较高的要求,其中包括前体/进气道一体化设计和后体/尾喷管一体化设计,本文对两者的一体化设计方法进行了研究。在研究多级压缩乘波体和Busemann进气道的基础上,考虑将两者结合起来形成一体化构型,但由于Busemann进气道的奇点问题使两者流场无法连接,通过在两者之间增加过渡段的方式实现了多级压缩乘波体与Busemann进气道的几何一体化设计。由相同设计条件下的三级压缩乘波体和一体化构型的对比分析得出一体化构型具有更加优质的压缩能力。结合遗传算法和尾喷管数值模拟计算方法对后体/尾喷管一体化构型进行了优化。采用C#将Busemann进气道设计方法和尾喷管优化设计方法集成为软件形式的设计工具,实现了这两者可视化的参数输入与设计。再次,以发展的高超声速飞行器气动布局设计方法为基础,针对目前国内外流行的高超声速飞行器方案,设计得到了TBCC(Turbine Based Combined Cycle)动力的水平起降高超声速运载器和超燃冲压发动机动力的高超声速巡航飞行器布局方案。通过数值模拟考察运载器在高超声速和低速水平起飞时的气动性能。数值模拟结果表明:在高超声速设计状态,三级压缩锥导乘波前体充分发挥了多级压缩乘波体的对来流的预压缩能力,经过乘波前体压缩后到达两组进气道入口处的气流流量系数分别达到3.316和3.402,总压恢复系数分别为66.882%和61.168%,为超燃冲压发动机提供了良好的进气条件。无论是高超声速巡航还是水平起飞,三级压缩锥导乘波前体和机翼都是产生升力的主要部件。对这两个飞行器的数值模拟结果表明,各气动布局设计方法都成功地应用到飞行器设计中,达到了各自的设计预期与性能。巡航飞行器采用由运载器将其带到巡航速度和巡航高度后分离的方式进行发射,对两者组合在一起的布局形式进行了数值模拟分析。并对到达分离点后的分离方案进行了研究,由于巡航飞行器是背驮在运载器背部,因此依靠升力上升式分离形式进行分离。发展采用巡航飞行器的定常计算状态估算分离轨迹的方法,对不同分离方案的分离轨迹进行了计算与分析,得出了上升式分离方案设计的两点原则:首先保证给定的重心位置必须使飞行器是纵向静稳定的,其次飞行器的质量不能高于该重心下所允许的最大质量。最后,对全文研究技术进行了总结,探讨了今后此类设计技术进一步发展的方向。