高超声速飞行器的空气动力学特性研究是现代航空航天技术领域的一个重要的研究方向,其中乘波体是一种通过特殊的设计方法设计的气动外形。乘波体飞行器在高超声速飞行过程中,机身下方会产生附体激波。由于激波附着在乘波体的前缘上,机身下方的高压气体不会泄漏到上方,从而产生飞行器上下的巨大的压差以提高升阻比。因此乘波体外形的飞行器通常具有很高的升阻比。本文首先介绍了三种乘波体设计方法,之后选择锥形激波流场生成乘波体的锥导乘波体设计方法编写程序设计模型:输入来流参数、激波角和前缘曲线;通过四阶Runge-Kutta法求解锥形激波流场控制方程,得到锥形激波流场;在锥形激波流场内对前缘曲线进行流线追踪得到乘波体的模型。其次对生成的乘波体进行计算流体力学数值模拟,在马赫数范围5～8,攻角范围0～10°的情况下该乘波体气动外形的气动特性。得到的数据表明该乘波体在高超声速飞行过程中会在机身下产生附体激波,具有良好的乘波特性。这之后对得到的气动参数进行分析。设计基于采用粒子群-人工蜂群优化算法的优化程序,对乘波体气动外形进行基于升阻比的气动优化,并得到优化后的气动外形。对优化后的气动外形进行同条件下的数值模拟,将得到的数据与初始乘波体气动外形的气动参数进行对比分析研究。研究结果表明,乘波体在设计马赫数附近随着马赫数的增加,升、阻力系数和升阻比都成下降趋势。优化前后作用在乘波体上的无粘力没有明显区别,而优化后粘性力明显比优化前较为减少。发现在乘波体上的粘性力是影响乘波体升阻比的主要因素。