高超声速飞行器是当前国内外航空航天领域研究热点。对吸气式高超声速飞行器来说其气动推进一体化设计是保证超燃冲压发动机在设计状态下拥有合适的工作条件的一种有效的手段。乘波体由于其设计特点使得其除具有高升阻比的特性外还具有便于一体化设计的特性。二维多级压缩设计将激波汇交于唇口与乘波体设计类似,但在三维情况下无法满足乘波设计。本文在其基础之上,提出了一种结合压缩前体与乘波前体而成的组合乘波体设计思想,通过数值模拟的手段计算并验证了其性能。在此基础上,将其与其他部件结合起来,设计了一种高超声速飞行器,利用计算流体力学(CFD)手段计算了其冷流状态下的气动特性,并对其气动性能进行了分析。对二维等激波强度及等激波角设计前体进行了验证,并将其与∧型乘波体结合起来的设计进行了研究,并在此过程中针对遇到的问题进行了处理。对高超声速前缘钝化问题作了研究,提出了一种减弱前缘钝化产生的脱体激波对一级压缩激波位置干扰的解决方法。对强弱激波问题进行了研究,设计了完整的结合本文前体的三维高超声速飞行器。计算验证了∧型乘波体的设计,验证了本文所设计的前体乘波特性,计算了典型多级压缩前体的流动性特,计算了结合多级压缩与∧型乘波体的前体的性能。计算分析了本文所设计三维高超声速飞行器气动特性与流动特性,分别分析了随马赫数变化以及随攻角变化的气动特性。计算了超燃发动机在不同状态下的推力以及流动特性,分析了油气比以及马赫数对于发动机性能以及流动的影响。本文所设计的前体在物面角较小时性能不明显,在结合单级压缩以及较大物面角的情况下性能较好。三维设计情况下,设计性能在大约6度攻角下到达了气动性能最好的位置,在非设计状态下,超音速进气道容易出现回流导致阻力急剧增加导致进气道不起动,因此非设计状态超音速进气道最好关闭。在设计状态下,油气比对发动机工作特性有较大影响。