对飞行器更高、更快、更远的追求一直激励着航空航天科研工作者不断努力。新世纪的军事、民用的需要对航空、航天提出了更高层次的要求。传统的航天飞机由于其发射及维修成本高、可重复使用性不好、系统复杂等因素已经难以满足各航天大国的需要。为了适应新世纪的军事、民用需求，空天飞机的概念应运而生，它集合了航空和航天的优点，成为未来航空航天技术发展的方向，引起了各航天大国的高度注意，并逐步开展研究工作。由于空天飞机飞行速度极高，Ma在5~25左右，因此低阻、高升力的气动布局设计尤为重要，本文采用目前高超声速领域重点研究的乘波体布局，并在此基础上进行了设计分析。本文首先对各种高超声速飞行器的典型气动布局的气动特性进行了对比分析，包括升力体布局、翼身融合体布局、乘波体布局。分析了各种布局的升力系数变化、阻力系数变化以及升阻比L/D变化。其次，本文以乘波体构型作为基础，结合本文的要求进行了空天飞机的气动布局设计。包括乘波体设计方法的介绍，基本参数的计算，机翼的设计，垂直尾翼的设计，超燃冲压发动机的设计以及机身的设计。最后给出了初步设计外形的具体尺寸。最后，对所设计的气动外形进行了局部优化，优化方法采用单纯形优化方法。并且对设计的乘波布局进行了二维数值模拟。采用CATIA软件生成设计外形，然后导入到GAMBIT软件中进行网格划分，设定边界条件，然后导入到流场计算软件FLUENT中进行数值计算。计算分为发动机入口开启、关闭两种情况。经过计算，得到了所设计的空天飞机气动布局的计算云图和气动特性参数的变化情况。经分析表明：1）当马赫数在5~10之间变化时，飞行器头部、发动机前缘和垂直尾翼前缘均出现激波，局部压力、温度都极高，且压力、温度最大值随着Ma增加而非线性增加；2）相同攻角α的情况下，升力系数C L、阻力系数C D随马赫数Ma的增加而增加，且C L增加较阻力系数快；3）随着攻角α增加，飞行器的L/D呈非线性增加，当攻角达到30度时，L/D达到最大值，当发动机入口开启时，最大值为3.9，当发动机入口关闭时，最大值为3.0，且L/D不随Ma的改变而改变。