高超声速飞行器因为具有飞行速度快、巡航距离远等优点,在国际政治、军事和科学技术等方面具有重要的战略作用。其中乘波体在高超声速飞行时体现出很好的“乘波”特性,具有低阻力、高升力以及高升阻比的气动特点。因为乘波体优良的气动性能,所以在现代航天领域多将乘波构型作为航天飞行器以及高速远程巡航导弹的候选外形。本文首先介绍了几种乘波构型的生成原理和特点。通过计算圆锥流场的TaylorMaccoll方程,得到流场激波角。选取自由来流作为乘波体上表面,与流场激波面相交得到前缘曲线,通过流线追踪法得到乘波体下表面,最后得到本文所设计的乘波体模型。本文对数值模拟计算中的湍流模型、方程离散方法以及模型中的边界条件等进行了总结和分析,并引入一个简单的二维高超声速绕流算例,验证了所使用的数值计算方法对高超声速流的适用性。并对建立的锥导乘波体模型进行了三维流场数值模拟计算,分别计算并分析了其在高速和亚跨声速飞行时的气动性能。根据数值模拟结果,在设计条件时,乘波体前缘产生了附体激波,下表面流场分布均匀。在高超声速飞行状态下,升阻比随着马赫数增大而增大,在不同马赫数时均能保持较好的气动性能。在正攻角下,乘波体的气动性能优于设计条件下的气动性能,升阻比随着迎角增加而增大,满足对乘波体的巡航要求。在亚跨声速飞行状态下,乘波体不产生激波,升力主要由上表面产生的涡结构来提供。在一定的飞行迎角下,可以产生一定数量的附加升力,气动性能得到改善,具有一定的水平起降性能。