针对吸气式高超声速飞行器高空巡航飞行时净推力和升力不足的难题,探索了一种基于类咽式进气道的高超声速飞行器一体化设计方法。该方法耦合了具有高升阻比特性的乘波体和气流压缩性能优异的三维内收缩进气道,获得了一种气动性能较优的高超声速飞行器一体化构型。在设计过程中,提出了一种基于楔/锥组合体流场生成乘波体的设计方法,设计了一种新型的乘波体构型,与传统乘波体相比,该构型既可保证冲压发动机所需的高温高压均匀来流,又可以有效提高乘波体的容积率。针对常规咽式进气道难以与乘波体进行一体化设计的不足,探索了一种改进的咽式进气道构型,得到了能与楔/锥组合乘波体进行一体化设计的类咽式进气道构型,以所得到的乘波体和进气道为基础设计了一种新型的高超飞行器一体化构型,对该飞行器一体化构型进行内外流一体化数值模拟,验证了该一体化构型飞行器具有良好的气动特性。