本文针对于高超声速内转式进气道以及内转式进气道与乘波机体的一体化设计展开研究,基于有旋特征线方法以及流线追踪方法,通过基础理论分析、数值模拟等手段,对内转式基准流场、进气道的设计开展工作,从几何拼接以及内外流场耦合的角度进行了进气道与乘波机体一体化设计,以期减弱进气道与机体之间内外流场相互影响。首先对高超声速领域内的吸气式飞行器、内转式进气道以及一体化设计方法和构型进行了充分的调研,并较为全面的总结了吸气式高超声速飞行器的发展概况,以及内转式进气道和一体化设计方法的国内外研究现状,并对这几个方面进行了较为详细的分类说明。本文在构建基准流场的过程中是基于有旋特征线理论,本文介绍了有旋特征线理论中的典型单元过程,分别为内点单元过程、直接壁面点单元过程、逆置壁面点单元过程和激波边界点单元过程;在求解型面流线的过程中运用了流线追踪方法,该方法是基于右行马赫线开展预估-校正迭代算法来求解流线点的位置坐标和流动参数。针对基于基准体的内转式进气道设计方法,首先建立基准体,然后在高超声速来流条件下,运用有旋特征线理论构建内转式轴对称基准流场,分为前缘激波依赖区、等熵压缩区、唇口激波反射区以及流场稳定区四部分,在各部分的设计求解步骤中,运用了一系列典型单元过程。随后在该基准流场的底部基准面进行内转式进气道前缘线底部投影型线的设计,通过流线追踪方法,对不同形状的底部投影型线生成内转式进气道,并对圆形进口的内转式进气道进行了数值模拟,结果验证了该内转式基准流场以及进气道设计方法的正确性和有效性。针对内转式进气道和乘波机体的一体化设计,本文从几何融合和流场相交两种方式展开研究。为了提高进气道的性能,即增大捕获流量和效率,从几何融合的角度出发,提出了乘波前体/内转式进气道一体化设计方法和三并联内转式进气道一体化设计方法,根据提出的方法生成一体化构型并进行了数值模拟;在流场相交的方式中,从内外流场耦合的角度出发,提出了头部进气和两侧进气式内转式进气道/冯卡门乘波体一体化设计方法,同样根据提出的方法生成一体化构型并进行了数值模拟;模拟结果表明验证了该一体化设计方法的正确性和有效性。