中文摘要：

研究空天飞行器高升阻比气动布局和一体化设计的新概念以及相关的基础理论。探讨高超声速条件下高波阻、大摩阻带来的新理论问题；研究与一体化设计相关的边界层转捩和演化、激波与边界层相互作用和燃烧热增引起的逆压梯度等机理；探讨头部钝度与升阻比的关系，材料特性和气动加热的耦合效应。提出多目标高性能空天飞行器优化设计新思路、新方法。

结论摘要：

随着导弹防御体系的发展，导弹的突防问题更加突出，自主研发新一代导弹对空气动力学等工程科学提出了新的挑战。该项目提出了依据有效载荷体积需求和发动机需求的一个新的相切锥生成方法，研究了高超声速飞行器与冲压发动机一体化设计中的热力学和空气动力学耦合问题。针对我国在进气道设计原理上的学术争论，讨论了进气道不起动等熵极限和自起动kantrowity极限，分析了激波边界层相互作用在喉道流动分离涡的演化过程，指出两种理念的不足，解决了多年的争论。根据燃烧室热力学原理，讨论了燃烧室加热过程和总压损失的关系，给出了超燃燃烧室设计原则，即在等截面燃烧段通过加热，将燃烧室来流马赫数由2.5～3加热到临界马赫数。在以上工作的基础上，提出了以冲压发动机为动力的高升阻比气动布局，以及配套的内通道一体化设计方案，特别是通过实验和理论分析相结合的办法，首次给出了乘波前体高超声速边界层转捩的研究成果。