高超声速技术是21世纪航空航天技术领域的战略制高点，高超声速飞行器具有速度快、突防能力强等特点，成为当今世界军事强国关注的战略发展方向。高超声速空气动力学作为高超声速技术中的关键技术之一，也得到迅速的发展。为了提高高超声速飞行器的总体性能，必须对其进行外形设计和气动布局等方面的优化，参数化模型则是以上工作的重要基础。本文先建立了高超声速巡航飞行器类乘波体飞行器的参数化几何模型，再以此参数化模型为基础，研究了高超声速气动力和气动热特性工程算法。主要内容有： 1) 为了满足高超声速飞行器概念研究、初步设计阶段及优化设计的需求，在现有资料的基础上，采用部件分解法，通过坐标旋转、坐标变换建立起类乘波体飞行器完整的参数化几何模型。 2) 应用面元法并根据具体情况选用不同的压力系数计算方法对类乘波体飞行器的无粘气动力特性进行计算，采用经验公式法计算飞行器的摩擦阻力，并考虑了飞行器各部件间的气动干扰。 3) 在充分考虑高超声速飞行器飞行热环境的基础上，应用热流量平衡方程，建立了飞行器面中心线上的温度分布工程算法。主要采用参考温度法和经验公式法，并考虑了边界层转捩，对飞行器迎风面中心线上的温度分布进行了计算。 分析比较计算结果，并与CFD计算结果和相关文献进行比较，表明本文所采用的工程算法精度上满足工程要求，快捷有效，可以作为高超声速飞行器概念研究、初步设计阶段及优化设计的计算工具。