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以高超声速技术为研究背景，开展高超声速乘波飞行器设计方法研究。在已有乘波构型生成方法基础上，采用相交楔锥生成多级压缩的乘波构形。并通过对乘波器的前缘进行钝化，进行了气动热特性数值研究。使乘波体在气动力层面上具有尖前缘，保持高升阻比特性，而在气动热层面上具有钝前缘，降低气动加热强度。结果表明，这为高超声速飞行器的气动防热设计开辟了新途径。