针对高超音速飞行器多学科设计优化过程中的强耦合特性,为了减少计算时间,提高优化过程的可行性,采用近似的方法来建立学科之间的响应模型,以此来减少每次迭代时所用的大量计算时间。本文设计工作在保证发动机稳定及高效率工作的条件下,充分考虑前后体对整个飞行器气动性能的影响,不同于以往只将前后体作为发动机进气道和喷管的延伸,围绕发动机来优化前后体外形,而忽视其对整机布局设计的影响。 文中对飞行器前后体设计思路基于高超音速乘波体的思想,将飞行器上下表面进行分离设计,在前后体的长度厚度以及发动机的位置保持不变的条件下,较大程度避免了飞行器整体外形布局的改变,从而一定程度上保证了总体设计的目标,大大缓和了与飞行器其他学科设计时的冲突。流场求解采用欧拉方程,并结合非结构动网格技术进行试验,便于适应复杂外形而且在每次外形改变后不必重新生成网格,有利于保证计算效率。响应近似模型分别采用了二次多项式和kriging方法来构造,结果表明由本文设计的前后体外形结构简单,不仅能确保推进系统的工作效率,而且具有更好的气动性能。该方法在多目标多约束条件下进行气动优化设计,设计质量较高,有一定的工程应用价值。