固体火箭超燃冲压发动机具有结构简单、经济性高及反应时间短等优点,被广泛应用于高超声速飞行器动力系统设计。进排气系统为超燃冲压发动机提供了高品质的压缩气流和稳定的推力,对发动机的正常运行至关重要。同时,进排气系统所涉及流场非常复杂,面临数据量庞大、数值模拟耗时长等问题。在复杂的高超声速环境条件下,开展固体火箭超燃冲压发动机进排气系统部件设计和复杂流场的快速预测具有重要意义。本文开展了基于腹部进气布局的固体火箭超燃冲压发动机进排气部件设计和流场快速预测研究。首先,针对传统乘波体容积率低的问题,开展了乘波体融合设计研究,基于类型函数方法,将冯卡门曲线应用于乘波体上表面设计;基于流线追踪理论,采用吻切锥方法完成了乘波体下表面设计。结果表明,采用该设计方法设计的乘波体能够在保持较高升阻比的前提下获得大的容积率。其次,发展了一种基于二元进气道顶板前缘线的一体化设计方法,从气动层面实现了乘波前体和二元进气道的一体化设计。结果表明,采用该方法设计的一体化模型具有良好的气动特性,兼具乘波体高升阻比和二元进气道结构简单的优点。再次,基于特征线方法,对非对称喷管开展了设计研究,通过数值方法研究了几何设计参数和环境参数对所设计喷管气动性能的影响。研究表明,大膨胀比非对称喷管具有良好的推力和升力特性,其非对称特性有利于腹部进气布局高超声速飞行器喷管和后体的一体化设计。最后,在进排气系统部件设计基础上,基于本征正交理论构,构建了POD-RBF和POD-SPLINE两种降阶预测模型;其次,在设计空间中,对固体火箭超燃冲压发动机进排气部件开展了基于不同变量条件的流场快速预测研究,并对两种预测方法进行了对比。研究结果表明,本征正交方法能够提取流场主要特征,有效降低流场数据的复杂程度;基于本征正交方法的快速预测模型能够准确快速获得进排气部件预测点流场结构。