远程防空导弹的特点是射程长、快速性好和机动性强，使得它需要满足马赫数高和升阻比大的要求。在超声速或高超声速飞行条件下，传统气动外形会随着来流马赫数的增大，出现“升阻比屏障”[1]。乘波体外形可以解决这一问题，目前针对高超声速乘波体的研究已成为国内外热门课题之一。　　本文以远程防空导弹在飞行马赫数Ma=6，飞行高度H=30km，飞行攻角α=0°的巡飞状态下的性能为研究背景，首先采用遗传算法，对乘波体的升阻比进行单目标优化，之后采用数值模拟方法，对前缘钝化及钝化尺度对乘波体气动力、热性能参数的影响进行了分析，最后采用基于遗传算法的多目标优化方法，对高超声速乘波体气动外形与前缘结构进行一体化优化研究。论文的主要内容和研究成果如下:　　(1)调用程序生成高超声速锥导乘波体，将乘波体的前缘线作为优化变量，升阻比作为优化目标，采用遗传算法对乘波体进行单目标优化，得到巡飞状态下（Ma=6，H=30km，α=0°）具有最大升阻比的乘波体外形。　　(2)对升阻比单目标优化得到的乘波体进行前缘钝化，采用数值模拟方法，详细分析了前缘钝化及钝化尺度对乘波体气动力、热性能参数的影响。发现对乘波体进行前缘钝化，可以有效降低驻点热流密度，但同时也会降低其升阻比。随着钝化半径的增大，乘波体升阻比下降的幅度越来越大，而热流密度的降低幅度越来越小，所以将乘波体应用于远程防空导弹时，应综合考虑钝化对其气动力和气动热性能参数的影响，寻找最佳平衡点。　　(3)采用基于遗传算法的多目标优化方法，将乘波体前缘钝化半径作为优化变量，升阻比和驻点热流密度作为优化目标，对乘波体气动外形与前缘结构进行一体化优化，得到一些既能满足高升阻比需求，又有较低驻点热流密度的乘波体构型。　　(4)采用数值模拟方法，对乘波体在非巡飞状态（包括按照等动压条件马赫数为4、8和在巡飞马赫数Ma=6下，攻角在-4°～4°范围）下的性能进行预测，发现乘波体在非巡飞状态下的气动特性仍保持较好，但钝前缘乘波体不宜在负攻角条件下飞行。　　本文综合考虑了高超声速乘波体气动力和气动热两方面性能参数的需求，以升阻比和驻点热流密度为优化目标，采用基于遗传算法的多目标优化方法，获得了高超声速乘波体气动外形与前缘结构一体化优化结果，具有一定的工程参考价值。