飞行器气动设计优化是方案设计的重要部分,实现高效、高性能气动设计优化的关键在于气动力/热高精度快速计算与高效全局优化方法。本文开展飞行器气动力/热特性高精度、快速、通用计算方法,序列近似优化方法及相关应用研究,取得一系列研究成果。研究了飞行器气动力特性高精度快速数值计算方法。将飞行器定常绕流流动区域分为湍流控制区、层流控制区与无粘流动控制区,将这三个区域应用不同的粘性模型,流动控制方程依次取为Favre平均N-S方程组、层流N-S方程组与欧拉方程组,推导了粘性模型分区设置控制方程的统一形式,大幅降低了控制方程复杂度;基于已知状态流场定常解,提出了高效、通用的飞行器定常绕流数值求解的流场初始化方法,提高了流场初始化质量,改善了流场数值求解的计算稳定性,加快了收敛速度;提出了基于简化条件下飞行器绕流定常解的高效、通用的计算域剪裁方法,最大限度缩减了计算域,减少网格量;采用风洞试验数据验证了相关方法。本文方法在不影响定解问题对物理问题抽象精度的前提下,大幅降低了飞行器定常绕流数值模拟定解问题的求解计算量,显著提高了飞行器定常绕流数值模拟效率,实现了飞行器气动力特性高精度快速数值计算。研究了飞行器气动热特性高精度快速计算方法。基于轴对称比拟法构建了飞行器壁面气动热计算模型;建立了飞行器边界层外缘参数计算模型;建立了飞行器壁面相邻网格节点间流线尺度因子与流动参数、几何参数的数学关系,提出了流线尺度因子显式推进求解方法,避免了复杂的流线求解问题,有效提高了求解效率;建立了壁面气动热特性推进求解方法;采用风洞试验数据验证了相关方法,计算精度符合工程设计需要。深入研究并改进了序列近似优化方法。提出了基于拟随机序列的试验设计方法,建立了试验设计过程样本点接受准则与具体采样步骤,该方法计算量小,得到的样本数据分布性能良好,且对标准超立方空间与约束空间内的试验设计问题皆适用;建立了基于样本点局部密度的高斯径向基函数核宽度的解析确定方法,避免了在求解过程带来新的计算量,形成了高效、可靠、高精度的近似建模方法;建立了包含可行区域定位采样、潜在可行区域探索采样、潜在最优点采样三个阶段的多阶段自适应采样点更新方法,采样过程通过自适应距离约束函数,实现新采样点与已有采样点距离的自适应调整,基于近似模型精度建立了各采样阶段结束判据;建立了改进的序列近似优化方法。算例分析表明,本文方法是高效、可靠的全局优化方法,可显著降低原始模型的调用次数,适于解决基于复杂模型的优化设计问题。以栅格翼布局固体运载火箭为对象,研究了飞行器气动力/热高精度快速计算方法应用问题。在给出固体运载火箭总体方案、初步外形与初始弹道的基础上,以气动阻力沿弹道引起的动量损失最小为出发点推导运载火箭外形优化目标函数的数学表述,充分考虑气动热约束建立了整流罩外形优化问题。基于本文气动力/热特性高精度计算方法与改进序列近似优化方法,完成了整流罩气动外形优化,优化方案满足防热、容积条件等约束,目标函数较基线方案减小11.7%。在完成整流罩外形优化的基础上,分别考虑将常规构型栅格翼与前缘后掠栅格翼作为火箭气动稳定面与控制面,完成了这两种构型栅格翼外形高效优化,二者优化结果都满足设计约束要求,后者性能优势更为显著。相对基线方案,整流罩与前缘后掠栅格翼优化后运载火箭最大有效载荷质量可由50.2kg增加至63.9kg。论文深入细致地研究了飞行器气动力/热特性高精度计算方法与改进序列近似优化方法,相关方法对复杂外形飞行器气动设计问题具有良好适应性,可推广应用于其它类型飞行器外形设计优化。