本文以吻切流场乘波体为研究对象,通过理论分析和数值模拟相结合的研究方法,开展新型吻切流场乘波体设计理论和方法研究,基于超声速锥形基准流场实现了变激波角和变马赫数吻切流场乘波体气动构型设计:即可以在每个吻切平面内根据气动构型的性能需求设计激波角或马赫数不同的超声速锥形流场,大大拓宽了基于锥形流场乘波体的展向设计自由度;基于超声速轴对称基准流场实现了可变壁面压力分布规律吻切流场乘波体设计:即可以在每个吻切平面内设计壁面压力分布规律不同的轴对称流场,使得每个吻切平面内不再局限于同一个轴对称基准流场,进一步拓宽了吻切流场乘波体的展向设计自由度。系统归纳总结了轴对称乘波体和吻切乘波体两大类设计方法,并对这两类方法的设计理论和方法进行了细致分类,分析了今后的研究发展趋势。针对多级变体乘波体设计,分别提出了基于锥导理论和基于吻切锥理论的两类多级乘波体设计理论和方法,并编程实现了多级锥导乘波体和多级吻切锥乘波体气动构型的生成。随后,采用数值模拟方法进行气动特性计算以验证上述两种多级乘波体设计理论的正确性和设计方法的有效性,并对多级乘波体与常规单级乘波体的气动特性进行对比分析。研究表明,多级变体乘波体在较宽速域范围内均具有较好的乘波气动特性,适用于进行宽速域飞行。针对基于锥形流场变激波角吻切流场乘波体设计,首先设计激波角沿展向的变化规律曲线,然后基于此在不同的吻切平面内得到激波角不同的锥形流场,以此设计生成了基于锥形流场变激波角吻切流场乘波体构型,并采用数值模拟方法验证了该设计理论的正确性,结果表明,每个吻切平面内的激波型线的设计值与无粘计算结果吻合较好。随后,分别设计了凹型和凸型激波角变化曲线,研究了激波角沿展向变化规律对变激波角吻切流场乘波体外形及性能的影响。结果表明,不同激波角变化曲线主要影响吻切流场乘波体的前缘型线,而对后缘线影响较小,且基于凸型激波角曲线生成的变激波角吻切流场乘波体构型的性能更优,更具有实用性。进一步地,研究了不同凸型激波角变化规律曲线对所生成的变激波角吻切流场乘波体外形和性能的影响,发现不同凸型激波角曲线对吻切流场乘波体气动构型影响较大。针对基于锥形流场变马赫数吻切流场乘波体设计,首先设计马赫数沿展向的变化规律曲线,然后基于此在不同的吻切平面内得到设计马赫数不同的锥形流场,以此设计生成了基于锥形流场变马赫数吻切流场乘波体构型,并采用数值模拟方法验证了该设计理论的正确性。随后,对比分析了变马赫数吻切流场乘波体与定马赫数吻切锥乘波体的外形和性能,结果表明,变马赫数吻切流场乘波体具有折中的内部装载能力和气动性能,更加适用于进行宽速域飞行。进一步地,研究了不同设计马赫数变化规律曲线对所生成的变马赫数吻切流场乘波体外形和性能的影响,结果表明,不同设计马赫数变化曲线主要影响吻切流场乘波体构型的后缘线,对前缘线影响较小。针对基于可变壁面压力分布规律吻切流场乘波体设计,分别介绍了轴对称基准流场模型及其设计方法与吻切轴对称乘波体设计理论和方法。接着,分别基于壁面压力降低基准流场、壁面压力恒定基准流场和壁面压力升高基准流场设计了三类吻切轴对称乘波体,并对比研究了基准流场壁面压力分布规律对吻切轴对称乘波体外形及性能影响,结果表明,壁面压力降低吻切轴对称乘波体具有较大的升阻比和较小的容积,而壁面压力升高吻切轴对称乘波体具有较小的升阻比和较大的容积。实际设计时可以根据对飞行器内部装载能力和升阻比等设计要求,沿乘波体展向设计壁面压力分布规律不同的轴对称基准流场,以此设计生成满足特定任务需求的可变壁面压力分布规律吻切流场乘波体构型。基于此,通过在不同吻切平面内设计壁面压力分布规律不同的基准流场,设计生成了可变壁面压力分布规律吻切流场乘波体构型,并采用数值模拟方法验证了该设计理论的正确性。最后,对比研究了壁面压力降低吻切轴对称乘波体和壁面压力升高吻切轴对称乘波体与可变壁面压力分布规律吻切流场乘波体外形及性能之间的差异,结果表明,可变壁面压力分布规律吻切流场乘波体的气动性能介于壁面压力降低吻切轴对称乘波体和壁面压力升高吻切轴对称乘波体之间。