飞行器外形设计方法的发展大体上经历了从经验设计到反设计再到优化设计的过程。优化设计方法基于不断强大的计算能力、稳定的寻优算法和灵活的造型函数,使复杂外形的优化成为可能,是当前气动外形设计的前沿方向。本文将气动外形优化设计理论应用于前机身、进气道和隔离段的优化设计,开展了算例验证,并针对一些设计实例进行了优化设计。结果表明:外形描述方法的控制变量少,可实现较为灵活的几何造型;搭建的优化平台,可针对不同实例进行迭代寻优,并获得最优解集。在前机身设计方面,建立了包含进气道型面约束的前机身进气道耦合参数化设计方法。该方法可以通过五个变量完全实现前机身进气道耦合参数化控制,并且在压缩面处维持了进气道的型面特征。随后,以阻力和容积率为优化目标,利用搭建的平台进行迭代寻优,获得了两目标的最优解集。接着在最优前缘上(Pareto)选取三个典型外形进行数值计算,通过分析压缩面上流场结构以及进气道捕获流量,比较了耦合设计的前机身进气道和原始进气道的差异。最后还分析了最优解集里三个外形不同攻角下气动性能。在进气道隔离段设计方面,发展了基于几何融合的变截面弯曲流道的设计方法。其基本思想是将截面形变过渡和偏置控制线解耦,两者独立设计,完成之后将过渡截面装配到偏置控制线上实现三维流道参数化设计。优化结果表明:通过和具体构型进行对比,优化构型性能明显提高,验证了方法的可行性。同时对优化结果着重分析了总压恢复性能、抗反压性能以及流场结构。在隔离段快速设计方面,发展了截面积可控的弯曲流道设计方法。在优化基准流场时,引入截面积同时作为约束条件和优化目标,解决了流线追踪技术在设计弯曲流道时截面积不可控的问题。同样,本文将该方法分别应用于矩形入口和异型入口弯曲隔离段的设计,针对优化设计得到的流道,也对冷态下总压恢复性能和流场结构进行了深入的分析。