以超燃冲压发动机为动力的高超声速巡航飞行器是近空间高超声速构型的重要选择，随着高超声速飞行技术理论与技术的发展，高超声速飞行器已经步入了实用化阶段。基于对乘波体布局理论的理解，结合国内外近空间高超声速飞行器的研究概况，本文主要对近空一体化乘波体飞行器前体气动力／热特性展开了相关研究。　　 首先，本文基于对乘波体理论的理解设计了基于锥形流的乘波体构型，并对其气动气动特性做了数值验证。　　 其次，本文研究了高超声速乘波体前体气动加热特性。通过CFD技术研究了高超声速乘波体在不同流态下气动加热对计算网格的敏感度，并进一步对比了不同流态下乘波体前体气动加热的差别；同时探讨了乘波体在辐射平衡条件下的气动加热特性，给出了一种快速预测乘波体驻点热流的工程预测方法。　　 再次，本文研究了乘波体前体在等动压弹道上的气动特性。研究了乘波体在低超音速及高超音速时的气动力特性并分析了相应的流场特性和升力机制；同时研究了水平控制舵对乘波体气动力特性的影响。　　 最后，本文就一体化乘波体的气动特性进行了数值分析。基于空气动力学理论设计了二元进气道，并对其起动特性进行了相关数值分析；同时对基于二元进气道及乘波体前体的一体化高超声速飞行器气动力特性进行了初步研究。