高超声速飞行器以超过5倍声速的速度飞行,具有很高的民用和军用价值。在高超声速飞行器设计的关键技术中,气动外形设计技术是重中之重,是整个飞行器设计的基础。气动外形不仅决定了高超声速飞行器是否能够高效地完成高速度飞行,还对结构设计、载荷安排、操稳控制等有着极其重要的影响。因为高超声速飞行器的飞行环境恶劣,所以在进行气动外形设计时需要考虑的因素众多,不同的气动部件间需要进行耦合设计,同一气动部件也需要具备多样的优良性能。本文通过对现有高超声速飞行器气动外形设计方法进行分析和总结,将气动外形设计研究的重点放在一体化设计上。在本文中,“一体化”的概念不仅包括气动部件之间、气动部件与整体气动布局之间的一体化设计,还包括同一气动部件或布局在不同状态下的综合性能一体化设计。本文主要研究了高超声速气动外形一体化设计中涉及的优化设计方法、流场数值模拟方法、几何参数化建模方法和乘波构型设计方法等相关内容,主要工作及创新点如下:(1)采用分步优化设计方法,实现了高超声速内收缩进气道综合性能的一体化设计。首先,对内收缩进气道的原准流场进行优化,在不损失压缩能力的前提下,通过改变壁面型线提升原准流场总压恢复能力和出口流动均匀性。其次,通过优化进气道唇口平面形状实现气动性能的提升。最后,引入形面渐变技术和边界层修正技术实现进气道实用性能的改善。在优化设计与流场数值模拟中,首次采用了质量加权的马赫数方差作为流动不均匀性的指征,提出了基于流线追踪的进气道无粘阻力快速预测方法。在此基础上发展的分步优化设计方法,采用了“统一与折中”的设计思路,不仅能够实现多种性能的共同提升,还能削弱因一种性能指标提升对其它性能指标产生的不利影响。(2)发展了基于分区空间推进算法的超声速流场数值模拟方法,大大地提高了流场数值计算效率,实现了高超声速飞行器后体和尾喷管的一体化设计。分区空间推进方法将流动求解区域沿流向分割为若干个子区域,在每一个子区域内采用隐式伪时间推进算法进行流场数值模拟。这样将一个高维矩阵的求解变为若干个低维矩阵的求解,进而提升整个流场区域求解速度。为了确保下游分区流动特征不会影响上游分区流动特征,本文在每一个计算子区域出口边界都采用了当地线化处理的特征变量边界条件。数值模拟结果表明,分区空间推进算法能够快速准确的计算高超声速飞行器后体和尾喷管周围的流场,有利于高效的实现后体与尾喷管的一体化设计。(3)提出了一种实用的高超声速翼身组合布局与内收缩进气道的一体化设计方法。首先,发展了多部件搭接的类别形状变换方法,实现了不包含进气道气动外形的参数化建模。在部件之间连接位置处对控制参数矩阵施加约束条件,实现了不同部件之间的光滑连接,同时扩大了单个部件控制参数的变化范围,有利于后续的设计。其次,给出了实现一体化设计的进气道唇口形状设计准则与内收缩进气道的安装方法。最后,采用COONS曲面造型方法实现了机身前体表面的重构,完成机身与进气道的一体化设计。流场数值模拟结果表明,一体化设计的飞行器在设计点条件下具有较高的升阻比,进气道工作正常,增压比的和出口流动均匀性较高,能够实现飞行器整体气动性能与进气道推进效率之间的平衡。(4)提出了平面形状可控的乘波构型设计方法,实现了乘波构型高超音速飞行器的宽速域一体化设计。构建了流动捕获曲线、进气道捕获曲线和平面形状曲线之间的几何关系,将平面形状作为设计驱动参数引入乘波构型的设计中,从而在设计过程中实现平面形状的定制。采用工程上已知的有利于低速飞行的特定平面形状,实现了乘波构型的宽速域一体化设计。流场数值模拟结果表明,这种平面形状的定制不会破坏乘波构型在高超声速设计状态的优良乘波特性,具有较高的设计点升阻比,同时在低速条件下的升阻比有显著的提升。由于采用的平面形状来自于工程分析,所以在设计过程中避免了复杂的数值模拟,大大地提高了乘波构型宽速域一体化设计效率。