高超声速巡航飞行器采用吸气式推进方式,可以Ma≥5的速度在临近空间大气内巡航。其高速度能够显著缩短飞行时间,有利于执行时间敏感的远程飞行任务,如紧急运输、高速客机和快速全球打击。由于其采用的吸气式推进系统可以提供远高于火箭发动机的推进效率,该类飞行器理论上具有更大的航程/载荷率潜力,可以作为一种通用的航空运载平台,亦可支撑快速便捷的单/两级入轨。此外,在临近空间内高速飞行的能力对防空提出了严峻的挑战,使得该类飞行器具有良好的突防能力。高速度、高效率和临近空间等特征赋予了该类飞行器广阔的应用前景和巨大的战略价值,使其成为了远程高速飞行的核心发展方向之一。但是,该类飞行器的发展面临诸多的挑战。从高超声速飞行器技术的发展路线来看,高超声速巡航飞行器是以助推-滑翔飞行器为基础,并支撑单级入轨空天飞机的中间环节。当前技术发展水平则正处于助推-滑翔技术趋近成熟,并开始巡航技术攻关的关键时期。各子系统/学科的性能水平和技术成熟度尚不足以支撑高超声速巡航飞行器的设计和制造,而各子系统/学科之间的相互影响又使得各子系统的性能提升越发艰难。在此背景下,总体设计的首要问题是如何协调各子系统/学科的发展进度,使得总体方案能够尽早实现,从而抢占市场先机或形成战斗力。也就是说,飞行器设计的主导矛盾不再是常规低速飞行器的经济性矛盾,而是总体性能需求与各子系统/学科技术水平不足之间的矛盾。这一矛盾造成了该类飞行器设计方案的不可行问题。针对这一问题,一方面可以从子系统角度出发,提高子系统性能水平和技术成熟度;另一方面,则可以从总体角度出发,协调多个子系统发展,降低对发展困难的子系统的指标需求,从而提高总体方案可行性。本文从后者着手,提出了两条技术路径:一是通过最小技术代价设计方法协调拆分子系统性能指标,提出最高可行性的总体设计方案;二是通过周期巡航轨道优化/设计,降低对部分子系统性能的需求。具体来说,本文主要进行了如下研究:（1）通过对系统总体设计矛盾和子系统/学科的发展规律的研究,提出了最小技术代价设计方法,解决了子系统协调发展和指标优选问题,从总体层面实现了设计方案可行性的最大化;结合高超声速巡航飞行器的航程/载荷率指标和子系统发展状况,提出了适用于该类飞行器的最小技术代价设计方法。（2）通过气动、推进、气动热、运动学和热力学等耦合特性研究,建立了多学科耦合动态模型,描述了高超声速巡航飞行器的耦合动态特性;通过对归一化运动模型的动力学分析,提出了松耦合三自由度运动学模型,解决了由燃料消耗造成的高度/密度平衡点移动问题,将多周期设计问题转化成为了单周期设计问题。（3）通过对高超声速最优周期控制问题的研究,在通用最优控制理论基础上提出了带约束周期最优控制理论,发现了高超声速最优周期巡航轨道的三个重要特征,包括平衡比的Bang-Singular-Bang控制特性,主动冷却吸热的奇异弧与内壁温度的边界弧的一致性,以及速度的纯状态过程约束带来的协变量与输入变量时序变化的不连续性。（4）通过对最优周期巡航轨道机理和航迹倾角-归一化密度二维闭轨稳定性的研究,提出了稳定/次优周期巡航轨道设计方法,在继承最优周期巡航轨道性能优势的同时,解决了最优周期巡航轨道的不稳定性问题。（5）通过对周期巡航的技术代价研究,提出了周期巡航飞行器最小技术代价设计方法,解决了周期巡航轨道与最小技术代价设计方法的结合问题,验证了周期巡航轨道对减小系统总技术代价的有效性。论文围绕从总体层面提高高超声速巡航飞行器设计方案可行性的问题,提出了最小技术代价设计方法和可应用的周期巡航轨道设计方法,对比了周期巡航和稳态巡航对各子系统的性能需求和对技术代价的影响。本文研究有助于厘清未来高超声速巡航飞行器的重点攻关方向,协调各子系统后续的发展进步,提高总体设计方案的可行性。