基于TBCC动力的水平起降可重复使用高超声速飞行器是未来几十年的重要发展趋势之一,其中前体/进气道气动布局设计技术尤其是一体化设计方法起着较为关键的作用。现阶段针对吸气式高超声速飞行器内外流一体化的气动布局设计呈越来越多趋势,但基本不涉及宽速域的因素。以此为背景,本文将重点针对乘波布局在TBCC宽速域吸气式高超声速飞行器上应用形式单一的问题,开展了前体/进气道/翼身内外流一体化全乘波气动布局设计技术的研究,为宽速域吸气式高超声速飞行器提供一套精确可靠且应用形式灵活的气动布局设计方法和工具,进一步地提升设计方法的工程实用价值。论文对现阶段高超声速飞行器前体/进气道乘波布局设计方法进行了系统性归纳总结,首次通过基准流场的构建方式对现有方法进行了创新性分类,即基准流场分为生成体物面几何参数可控、物面压强参数可控、物面马赫数可控、前缘激波可控以及多参数组合可控的基准流场。其次对乘波体在高超声速气动布局中的应用形式进行了分类概述。开展了基于逆特征线法的多级压缩乘波前体设计技术的研究。首先,介绍了特征线理论以及相关控制方程、特征方程和相容方程的推导,详细阐述了本文应用的四个典型计算单元的数值求解过程,即内点、直接物面点、逆向物面点和逆特征线内点。然后,提出了基于逆特征线法的多级激波压缩锥导乘波体设计方法,详细介绍了利用逆特征线内点单元从激波初值边界条件求解整个影响区流场以及精确流线追踪的过程,并且利用逆特征线法和延长激波法构建了多级激波压缩的基准流场。再者,进行了逆特征线理论的验证和多级激波压缩乘波体设计方法的数值模拟验证和气动性能分析。最后,与基于传统Taylor-Maccoll方程多级压缩锥导乘波体工程设计方法进行了对比。针对传统基于Taylor-Maccoll方程多级乘波前体工程设计方法误差较大及且只能构建直激波基准流场的缺限,在前文基础上,进一步开展了基于逆特征线法的多级曲激波压缩乘波体设计方法的研究。首先,介绍了多级曲激波压缩乘波体设计方法的基本原理,采用了幂函数和Bezier函数两种方法来参数化多级压缩曲激波,针对幂函数构造曲激波时带来的物理奇点问题,本文采用了叠加直线方程和偏移起点两种方法来修正;针对初始限制条件的不同,分别介绍了等轴曲激波乘波体和等长曲激波乘波体的多级基准流场构建过程。其次,对比分析了外凸、直线和内凹型曲激波形状对多级乘波体性能的影响以及不同激波级数对乘波体外形及性能影响。最后,进一步拓展进行了多级吻切乘波体基准流场的构建与验证,并与多级锥导乘波体进行了对比分析。首次开展了基于特征线法改进型的多级压缩乘波前体与截短Busemann进气道一体化设计技术研究,结合了两者优点且回避了各自的缺点。首先,介绍了传统的基于Taylor-Maccoll方程的多级压缩乘波前体与Busemann进气道一体化工程设计方法,以及传统方法在具有多级激波的复杂基准流场构建过程中的缺点和局限性。然后,在前文基于逆特征线法多级压缩乘波前体设计方法的基础上,提出了基于特征线法的改进型多级压缩乘波前体与截短Busemann进气道一体化精确设计方法,关键是前体/进气道一体化基准流场的构建,主要包含多级激波压缩区、截短Busemann压缩区、进气道入口反射激波依赖区和隔离段自由流区。其次,进行了设计方法的数值模拟验证和隔离段自由流区的数值误差分析,并与单纯的多级激波压缩乘波前体进行了气动性能分析,验证了本文设计方法的正确性和优异性。进一步,考虑了粘性附面层的干扰,采用冯卡门动量方程积分方法,在特征线方法基础上进行了附面层位移厚度的修正,进一步减轻了粘性状态下进气道入口溢流以及局部阻塞。最后,进行了截短Busemann进气道几个关键设计参数的敏感性分析。针对基于TBCC动力的战略型高超声速飞行器宽速域大空域的特点,其速域范围从起降时的低亚声速到巡航时的高超声速,空域范围从地面到临近空间,并且在本文基于特征线法的多级激波压缩乘波前体与截短Busemann进气道一体化设计方法基础上,结合“全乘波”设计思想,针对宽速域的要求,首次提出了基于变激波角吻切基准流场的前体/进气道/翼身内外流一体化全乘波气动布局的设计方法。首先,详细说明了基于特征线法的前体/进气道/翼身内外流一体化全乘波布局设计原理,介绍了吻切全乘波基准流场的构建过程。然后,详细说明了沿展向变激波角规律的构建过程以及满足乘波前提下兼顾低速气动特性的边条翼参数化设计原理。其次,对变激波角内外流一体化吻切全乘波布局设计方法进行了数值模拟验证,并且对变激波角一体化构型与等激波角一体化构型进行了性能对比,验证了设计方法的正确性和优异性。进一步地,针对宽速域TBCC水平起降高超声速飞行器,将前体腹部进气的内外流一体化全乘波设计方法拓展改进为两侧进气的布局设计,增加了进气捕获量的设计自由度,提升了设计方法的实际可应用性。最后,在本文设计方法的基础上,严格保留前体/进气道一体化乘波构型和外流机翼部分激波依赖区型面,初步给出了宽速域TBCC高超声速飞行器的一种方案设计。需要说明地是,最终方案设计不涉及冲压发动机喷管和燃烧室设计以及外流面设计优化等,仅仅是给出本文设计方法在宽速域高超声速飞行器全机气动布局上的一种应用形式。最后,对论文主要研究内容和创新点进行了总结,并对本文一系列设计技术后续发展进行了展望。