高超声速技术是一个汇集航空、航天先进技术的新领域，具有重要的战略意义和极高的应用价值。研究表明乘波构型具有很高的升阻比，其值已经突破了库希曼给出的“升阻比屏障”。因此，乘波构型被选作高超声速飞行器的理想气动外形。本文主要围绕乘波构型的设计生成、流场数值计算、表面热流计算及非设计条件下的气动特性等几个方面做了一些工作，为乘波构型的进一步研究提供参考。本文首先编写了锥导乘波构型生成程序。选择锥形流场做为基准流场，根据设计原理，以激波角β、半展角、长宽比σ、及形状系数b作为可调参数，实现乘波构型的参数化设计。其次，对飞行条件为飞行高度30km、速度6Ma条件下生成的乘波构型进行三维流场数值模拟，分析其绕流流场特性。再次，通过边界层外数值计算与边界层内工程方法相结合的方法计算了乘波构型的表面热流，得知飞行器前缘驻点热流值最大，达到1040.6kw/m2，且迎风面热流要高于背风面。最后，对处于非设计条件下的乘波构型进行气动特性分析，分别在不同的马赫数、飞行攻角、飞行高度和偏航角等工况条件下，分析乘波构型气动特性的变化。