在一维配波理论和内流道性能估算的指导下,提出并设计了一种高超声速轴对称全流道方案。在此基础上,结合风洞实验和数值仿真技术对该飞行器的气动力特性和全流道流动结构开展了深入分析,并获得了不同飞行状态和喷流反压对其影响规律。研究结果表明:(1)一定范围内雷诺数的变化对全流道的流动结构和模型的气动力特性无显著影响,因此所获得的风洞实验结果有望通过某种形式推广到飞行状态下使用;(2)飞行攻角对全流道的流动结构和升力系数有着显著影响,但对阻力系数的影响并不明显;(3)飞行马赫数的变化对全流道的流动结构有着一定影响,但研究范围内,阻力系数随马赫数的变化幅度较小;(4)由于轴对称流道的浸润面积较大,研究范围内该类飞行器的摩擦阻力在全机阻力中均占据了较大的比重,设计状态达全机气动力的62%;(5)高压次流的注入在凹腔附近形成了可控的高压环境,且沿周向分布较为均匀,是一种实用的燃烧室高压模拟技术;(6)随着凹腔喷流总压的增加,模型的摩擦阻力系数近似不变,而压差阻力系数则逐渐降低且当喷流总压大于2atm时小于零,因而总阻力系数整体呈下降趋势;(7)与实验结果的对照表明,所采用的数值模拟方法具有较高的精度。