论文结合风洞实验与数值模拟方法,对基于升力体构型的高超声速飞行器机体/发动机一体化设计与性能分析方法进行了研究。在借鉴国内超燃冲压发动机研究成果的基础上,完成了高超声速一体化飞行器基准构型的设计,在发动机关闭和发动机通流状态下开展了缩比模型风洞实验,并结合数值模拟方法,对基准构型在发动机关闭状态和通流状态下的流场特征以及纵向气动性能进行了研究。计算结果与实验结果基本吻合,验证了数值计算技术的可靠性。采用数值模拟方法研究了不同模型尺度以及来流条件对飞行器气动性能的影响,分析了风洞实验条件与飞行条件下数值模拟数据产生差别的原因,指出了发动机通流状态下摩阻系数的不同是导致二者产生差别的主要原因。发展了一套模拟超燃冲压发动机燃烧流场的计算程序ChemTur3D,考虑了湍流与与化学反应非平衡效应以精确模拟氢/空气混合与燃烧。该程序数值求解三维RANS方程,采用有限体积法离散计算域。反应模型采用七组份八方程,湍流模型采用Menter提出的SST湍流模型,对流项采用AUSM+以及二阶MUSCL格式求解,粘性项采用中心差分格式求解,应用LU-SGS以及点隐式方法进行时间迭代。在MPICH环境下实现了并行计算,通过相关算例验证了程序的可靠性。数值模拟了直连式超燃冲压发动机以及飞行器基准构型的燃烧室/尾喷管一体化燃烧流场,对燃烧室内的流场特征进行了分析。根据飞行器一体化算力体系划分方法,结合气动数据与推进数据,对飞行器基准构型在发动机点火状态下的性能进行了研究。结果表明,飞行器基准构型在攻角小于3度时可以产生净正推力,但存在配平攻角较大等缺点。在冷流状态下,进行了不同部件构型设计对飞行器整体性能影响的研究,发现机身上表面构型采用卡门曲线设计,可增加低头力矩,有利于配平前体下表面产生的较大抬头力矩。在点火状态下,针对不同燃料混合增强装置、不同燃料喷注位置及当量比对飞行器整体性能的影响进行了研究。将以上研究成果应用于飞行器优化构型的设计,优化构型的容积比基准构型增加16%,通过采用数值模拟方法对优化构型在三种工作状态下的性能进行研究,表明优化构型的配平攻角较小,综合性能较优。论文为研究高超声速飞行器在真实飞行中不同工作状态转变下的性能变化以及一体化构型设计奠定了一定基础。