乘波体是一种“乘坐”在激波上的高超声速飞行器,具有高升力、低阻力和高升阻比的特点。通过优化乘波体的研究有望突破“升阻比屏障”,实现更加出色的气动布局。因此乘波体的设计与研究已经成为国际航空航天领域的热点之一,各个学科都将乘波体作为最新的高超声速飞行器的气动布局模型。首先详细介绍了乘波体的研究经历和国内外发展现状,通过分析不同流场生成乘波体的优缺点,得出生成乘波体模型的适用流场;选取来流马赫数Ma=6的圆锥流场为基准流场,利用四阶Runge-Kutta插值法计算锥形流场控制方程Taylor-Maccoll,得到激波角和流场流线方程;通过对选取自由来流的上表面方程与圆锥激波方程相交得到前缘曲线,采用反设计法建立了乘波体的数学模型。在应用计算流体力学对乘波体各参数分析的基础上,通过数值模拟计算出设计点及非设计点处乘波体气动特性随马赫数、迎角的变化规律,得到设计点处满足乘波体稳定飞行的速度范围,并证明了本文所用反设计方法理论的正确性。研究表明:乘波体的升阻比随迎角和马赫数的增加而增加,且增长率逐渐变小,最终趋于平稳;飞行高度不同对乘波体的气动特性没有明显的影响;马赫数Ma=6的锥导乘波体稳定飞行的速度范围是Ma=4.8~6.3。最后对乘波体进行前缘钝化,引入边界层理论进行网格划分,分析研究了不同钝化半径下设计点处乘波体气动特性以及非设计点处来流马赫数、迎角的变化对乘波体气动性能的影响,得到乘波体前缘表面最大温度;同时,综合气动性能、气动热和体积等因素得出最佳钝化半径方案。研究表明:前缘钝化的乘波体升阻比随迎角和的增加而增加;马赫数的增加对气动特性没有明显的影响;钝化乘波体表面的前缘尖端最大温度在1800K左右,前缘钝化的钝化半径为9毫米。