本文主要对高超声速飞行器乘波前体/进气道气动布局设计方法进行了研究。具体工作包括以下几个方面：首先，对基于楔/锥组合流场生成乘波构型的设计方法进行了详细的阐述，并采用三种不同的流场生成了三种不同的乘波体构型，对所得到的三种乘波构型进行了数值模拟验证和分析。其次，介绍了利用四道平面斜激波流场生成高超声速进气道的方法，运用流线追踪的方法，根据进气道出口截面的大小分别设计了三种高超声速进气道，对三种进气道的性能进行了数值计算与比较。然后，以所得到的乘波体和进气道为基础进行前体/进气道的一体化设计，根据相关的设计要求，设计了两种高超声速飞行器的一体化构型，其中主要包括乘波前体与进气道一体化设计和尾喷管与飞行器后体一体化设计。另外，本文采用将飞行器乘波体上表面设计为自由膨胀面，然后对冲压发动机隔离段、燃烧室、尾喷管等部件进行简化处理。最后，对高超声速飞行器的气动力界面划分进行了分析，利用CFD软件对两种飞行器构型分别进行多工况下内外流一体化数值模拟，对两种高超声速飞行器的总体气动特性进行了分析与比较。