随着高超声速冲压发动机技术的发展,吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术已成为制约其整体气动性能提升的最主要关键技术之一,然而能够从流动角度实现空间曲面均匀过渡的设计技术较少,因此,三维超声速反问题研究始终是一个需求迫切却难以解决的课题。本文通过分析三维特征线方法,提出了三维流线压力反问题的双特征线解法和曲面激波的参考平面解法,设计了异形进口的超声速喷管、变截面流道、曲面激波,探索了压力波的传播、消除等过程。本文从直角坐标系下的三维、定常、无粘、可压缩的控制方程出发,推导了三维特征线方法的特征方程和相容方程,并基于双特征线理论及Butler解法,提出三维压力反问题的双特征线求解技术,简称iMOC-3D求解器。该求解器能够根据给定的来流条件和壁面压力分布求解壁面的三维坐标。采用Prandtl-Meyer膨胀波、Busemann进气道的理论解,对iMOC-3D算法的膨胀、压缩过程进行了精度评估,且误差量级均为1×10^-4量级。从柱坐标系下的三维、定常、无粘、可压缩的控制方程出发,推导了适用于参考平面法的特征方程和相容方程,并提出三维超声速气动反问题的参考平面解法,在参考平面内,通过局部迭代求解准二维的特征方程和相容方程;在垂直于参考平面方向引入整体迭代法来确定解面上的交叉导数,使结果达到二阶精度。分别采用泰勒-麦科尔流动、斜激波的理论解对参考平面解法进行了精度评估,结果表明,压力的最大相对误差分别为1.3e-3和6.1e-5。采用双特征线解法设计了进口为圆形、椭圆形、矩形和三角形的超声速喷管,将设计结果与CFD数值模拟结果进行对比,验证了iMOC-3D算法的可靠性;根据双曲型偏微分方程的数学性质,提出了三维超声速流道变截面设计方法,设计了圆转椭圆、圆转四边/六边花瓣形超声速流道,并与CFD结果对比,验证了iMOC-3D算法对局部壁面压力的易控性。在喷管、扩压器、进气道设计中,基于特征线法的设计核心就是所谓的“消波”,而一旦因为局部变形而导致消波不完全,流场内的马赫数就会出现非预期的分布,致使边界层出现非预期的堆积、分离。因此本文采用所提出的三维压力反问题求解技术,通过预设复杂二维压力分布,设计了在指定壁面位置形成稳定局部高/低压区的三维型面,以此来探索压力波在超声速圆管中的聚焦和传播过程、消波过程中圆截面流道的变形特性、压力波与壁面变形的耦合作用、以及多扰动源产生压力波的相交过程。采用参考平面法对曲面激波反问题进行求解,设计了在3°来流攻角时,产生圆锥激波的三维型面,即采用特征线方法设计每个参考平面内的激波曲线,通过考虑参考平面法线方向的流动偏导数保证三维流动计算的准确性,并与CFD结果对比,验证了参考平面算法的可靠性。