高超声速飞行器一般是指飞行马赫数大于5的飞行器，如空天飞机和高超声速巡航导弹等，尤以后者为最为典型。巡航飞弹只有实现了快速打击才能满足未来快速反应的作战要求。传统的巡航飞弹飞行速度较慢，易被发现和拦截。高超音速巡航飞弹具有飞行速度快、反应快、航程强等优点，与传统巡航飞弹相比具有明显的优势，更能适应未来的作战需要。由于其具有重要的军事意义，近年来吸气式高超声速巡航导弹已成为世界各国关注的研究热点。然而其飞行环境变化范围大，飞行动力学特性十分复杂。机体/发动机一体化的设计布局导致气动力与发动机推力之间存在着强烈的耦合，因此动力学模型存在很高的非线性和强耦合性，建模比较复杂。针对以上问题，本文结合高超声速空气动力学的有关理论，针对动力上使用超燃冲压发动机，结构上采用机体/发动机一体化设计的高超声速飞行器，本文进行了以下工作：首先介绍了几种中常用的高超声速气动力求解方法，主要包括Bolender高超声速飞行器几何外形模型、空气动力学模型以及推进系统模型，为下文进行全飞行器的受力分析提供理论基础。然后基于活塞理论，对高超声速飞行器表面的压强分布和受力进行了分析，并计算了稳定性导数，最后给出了飞行器所受的空气动力和动力矩的表达式，对飞行器的气动特性进行了初步分析。并采用Chavez和Schmidt的超然冲压发动机模型对发动机推力、推力矩进行了计算，并对发动机特性进行初步的分析。最后基于前文建立的高超声速飞行器动力学模型，进行了多种飞行条件下的综合仿真计算，结合仿真数据分析分析了吸气式高超声速飞行器的气推耦合特性。