吸气式高超声速飞行器极具战略意义和经济价值,其关键技术之一在于机体/进气道一体化设计。通过建立内外流一体化轴对称基准流场,全乘波设计方法[1]能够完成乘波构型的机体/进气道一体化设计,且能让该构型的前体和机体类机翼部件、唇口外机腹部件等仍然保持前缘乘波特性,是一种有很好工程应用前景的乘波设计方法。但该全乘波设计方法只用到了轴导乘波设计,只能设计获得圆弧形唇口进气道,不具备三维水滴形进气道的设计能力。将吻切思想引入全乘波设计,提出一种“吻切全乘波设计方法”,拓展了轴导全乘波设计方法的进气道设计能力,实现了两种三维水滴形进气道的吻切全乘波构型设计。首先,论文介绍了吻切全乘波设计中用到的特征线方法和流线追踪方法,以及两种典型超声速流场的设计和求解过程;介绍了吻切全乘波设计中用到的三种基准流场,包括曲锥基准流场、全乘波外流道基准流场以及全乘波内流道基准流场;选取全乘波内流道基准流场进行数值计算,验证了基准流场设计的正确性;选取全乘波外流道基准流场开展了两种乘波体构型的设计与验证工作,验证了本文所使用的基本乘波设计方法。其次,论文开展了基于水平型线的乘波体设计研究:完成了基于水平型线的吻切锥乘波体和曲锥轴导乘波体设计,即一种水平投影外形不变而厚度可调的轴导乘波体,一种后掠角及反角可控的吻切锥乘波体;分析了厚度、后掠角及反角对乘波体气动性能的影响。随后,基于水平型线输入条件,论文提出并建立了一种吻切全乘波设计方法,其基准流场中唇口点位置可变,全乘波构型唇口点与基准流场唇口点重合也随之前后移动,实现了一种基于水平型线的水滴形进气道吻切全乘波构型设计。对设计实例进行了数值计算验证,研究了粘性及不同攻角对全乘波构型的乘波特性、进气道性能与整体构型气动性能的影响。利用组合型线输入,在二维内流道基准流场内设计水滴形进气道,采用吻切流场匹配设计乘波机腹,采用吻切轴对称匹配设计乘波机翼,实现了另一种基于组合型线的水滴形进气道吻切全乘波构型设计。对设计实例进行了数值计算验证,研究了不同攻角对进气道性能和整体构型气动性能的影响。最后,论文分析讨论了吻切全乘波设计方法的优缺点,提出了吻切全乘波设计方法的后续改进方案。