随着未来战争中对时敏目标打击、高速突防以及全球快速打击等作战性能需求的日益凸显，吸气式高超声速巡航导弹已经成为世界各军事大国竞相发展的主战装备之一。由于吸气式高超声速飞行器与超燃冲压发动机高度一体化，导致其在气动、推进、冷却等学科与超燃冲压发动机性能之间存在着强烈的相互作用，这就要求高超飞行器必须与超燃冲压发动机进行一体化设计。本文在分析高超声速飞行器与超燃冲压发动机性能一体化设计要求的基础上，确定了高超声速飞行器与超燃冲压发动性能一体化的设计流程，综合采用了理论分析、数值计算和优化算法，建立了高超声速飞行器与超燃冲压发动机性能一体化设计的方法体系，完成了高超声速飞行器与超燃冲压发动机性能一体化初步设计与性能分析。为了快速并较为精确获得超燃冲压发动机性能，本文深入研究了进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管的工作原理，提出了基于积分形式的部件几何构型设计及特性模拟的一维集总参数计算模型；在此基础上，提出了以流量平衡迭代计算方法为核心，以虚拟面积法为实现手段的基于积分形式的双模态超燃冲压发动机构型设计和性能的一维集总参数计算模型。在燃烧室一维设计和模拟计算中，采用了基于最小自由能的化学平衡技术计算不同静温、静压和燃油量下平衡反应的燃气参数，提出了针对亚燃模态燃烧室热力喉道求解问题的临界参数法，与虚拟面积法相结合，实现了双模态燃烧室各种模态计算，为燃烧室特性设计与模拟奠定了坚实的基础。采用基于积分形式的一维集总参数计算模型，进行了超燃冲压发动机整机几何构型设计，并重点对比分析了摩擦和接力点修正因素对进气道几何流路设计的影响；进行了超燃冲压发动机各部件特性模拟，重点研究了燃烧室分离超燃模态、跨燃模态、亚燃模态和最大供油模态的求解方法，详细描述了其求解过程并给出了各种模态的计算结果，在此基础上，详细分析了各个模态的流量平衡机理，最终将整机计算结果与相关数据进行对比分析，验证了模型的正确性；在发动机循环分析方面，进行了发动机循环参数－进气道出口马赫数与燃烧室油气比对发动机设计点性能的研究，选取了合适的循环参数值；在发动机供油控制规律方面，通过模拟获得不同发动机设计参数下的不同飞行状态下发动机最大状态时的部件特性，通过回归分析，获得了隔离段压升与进气道出口马赫数和燃烧室第二段扩张比之间的函数，并最终确立了以燃烧室燃油为控制变量，以隔离段压升为被控变量的最大状态闭环控制规律；进行了发动机总体性能模拟，获得了发动机节流特性、速度特性和最大状态单位推力特性。在高超声速飞行器/超燃冲压发动机性能一体化研究中，考虑两者高度一体化的特性，提出了结构/性能协调性分析模型，参考传统的飞机/涡扇发动机一体化的建模方法，提出了高超声速飞行器/超燃冲压发动机一体化设计方法；引入了导弹飞行的纵向面弹道模型，构建了助推器助推模型；在此基础上，提出了助推器/高超声速飞行器/超燃冲压发动机性能一体化模型。采用高超声速飞行器/超燃冲压发动机性能一体化模型，完成了给定飞行剖面高超声速飞行器/超燃冲压发动机性能一体化设计，获得满足任务约束需求的超燃冲压发动机设计参数，并通过一体化约束评估及任务分析，获得了沿飞行剖面的飞行器机动性、飞行器升阻特性、发动机整机性能、发动机各部件特性及飞行器的接力点总重；在此基础上，分别选择了以发射总重和接力点总重最小为优化目标，以爬升航段最小加速度不低于2.0m/s2为约束，以进气道出口马赫数、燃烧室第二段段扩张比和接力点马赫数为优化变量，采用外点罚函数法分别进行了高超声速飞行器/超燃冲压发动机和助推器/高超声速飞行器/超燃冲压发动机一体化优化设计，研究结果表明，在高超声速飞行器/超燃冲压发动机优化设计中，接力点总重减小1.71%，若将爬升航段最小加速度所要求的最小值降低到1.5m/s2，接力点总重减小8.14%，降低至1.0m/s2时接力点总重减小12.20%；在助推器/高超声速飞行器/超燃冲压发动机一体化优化设计中，选择爬升航段最小加速度不低于1.0m/s2，发射总重降低了13.66%。论文给出了面向具体飞行任务的考虑高超声速飞行器性能和双模态超燃冲压发动机性能的综合设计方法，为双模态超燃冲压发动机的设计、模拟、最大控制规律设计及助推器/高超声速飞行器/超燃冲压发动机性能一体化设计奠定了一定基础。