在远程快速精确打击的作战背景下，高超声速飞行器受到极大关注，是21世纪航空航天事业发展的主要方向之一。高超声速滑翔-巡航两级乘波飞行器是一种适用于滑翔-巡航新型弹道飞行方式的新型高超声速飞行器，其设计思想、基本原理以及气动布局设计均极具创新意义。本文开展高超声速滑翔-巡航两级乘波飞行器气动设计方法研究。首先，本文对高超声速气动力和高超声速乘波飞行器操稳特性快速预测方法进行了计算验证，研究了锥导乘波体和吻切锥乘波体设计方法，构建了乘波气动外形三维建模方法和程序，并计算分析其气动特性，验证了本文设计方法的正确性，并对比分析了基于简化几何近似流线追踪和精确流线追踪方法生成锥导乘波体的气动性能差异。其次，本文在此基础上，提出了高超声速滑翔-巡航两级乘波设计思想，即，在滑翔阶段通过带整流罩气动外形实现高马赫数乘波，在巡航阶段抛掉整流罩后以乘波前体实现低马赫数乘波，且满足进气道唇口激波封口的设计要求。它是一种通过改变乘波面实现在两个马赫数下均具有乘波特性的创新气动外形设计方法。本文在参数化的基础上，基于锥导乘波设计方法推导了两级锥导乘波体设计的基本原理，得到了两级锥导乘波体存在的基本几何约束条件，并进行了三维实体建模及气动性能计算与分析。最后，本文在外形设计中，引入了一种六控制舵面的高超声速飞行器气动布局方案，通过flap控制面实现飞行器在多个马赫数下配平飞行。计算分析结果表明，本文建立的高超声速滑翔-巡航两级乘波设计方法及所设计飞行器气动性能，可以满足高超声速滑翔-巡航飞行总体设计思想，可以应用到该类型高超声速飞行器研制中。