本文以现阶段设计方法较为成熟的乘波体和一种新型三维内收缩咽式进气道为基础,以期望将二者优异的性能结合起来得到具有较好气动特性的一体化飞行器整体构型为目标,就乘波体、进气道以及气动外形与推进系统一体化等若干相关设计问题进行了研究。具体工作主要包括以下几个方面:首先对基于楔形流场、锥形流场以及密切锥的三种常规乘波体设计方法进行了详细阐述,并编制了相关设计程序,对所得到的三类乘波构型进行了数值模拟验证和分析。其次,针对Jaws进气道低马赫数启动和自启动性能,对Jaws进气道激波系结构和出口外形进行适当变化后得到了能与飞行器气动外形进行一体化设计的进气道构型,并采用遗传算法对该进气道参数进行优化,对优化后的构型进行了数值模拟验证和分析。然后,以所得到的三类乘波体和变化后的Jaws进气道为基础对飞行器的整体构型进行了一体化设计,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,本文将飞行器机身以及乘波体上表面均设计为自由膨胀面,并增加了侧缘乘波翼,然后通过对超燃冲压发动机隔离段、燃烧室、尾喷管等部件以及飞行器尾翼进行简化处理,得到了满足所需设计尺寸、来流捕获面积以及有效容积等设计要求的飞行器整体构型OC-HV。最后,对吸气式高超声速飞行器气动力界面的划分进行了分析,并利用CFD软件对OC-HV飞行器构型分别进行了无粘和有粘数值计算和分析,通过和国内外同类高超声速飞行器的气动性能进行了比较表明该飞行器构型具有较好的气动特性。