高超声速飞行器具有广泛的军事和商业应用前景,是当今世界各航空航天大国的研究热点。高超飞行器机体/推进一体化构型设计和超燃冲压发动机技术作为实现高超声速飞行的关键技术,是人们研究和关注的重点。本文首先在分析借鉴典型高超声速飞行器一体化构型布局的基础上,针对飞行马赫数Ma=7,飞行高度H=30km的设计条件提出了三种高超声速飞行器机体/推进构型方案。其中为了满足一体化设计和内流道中不同截面进气道/燃烧室相匹配的要求,高超声速飞行器构型设计方案采用了一种新型的三维内压缩变截面Busemann进气道。通过数值模拟技术对三种飞行器构型的内外流场特性、升阻比特性、阻力特性等气动性能和各自所采用的变截面Busemann进气道性能进行了评估,分析总结了其各自的特性,并指出了其不同的应用背景条件。研究发现,三种构型的外部绕流及进气道内部流动特性与设计状态基本吻合。其中升力体构型的前体底部型面因采用乘波体表面设计而具有“乘波”特性。在设计状态(攻角α=0°)下,升力体构型的升阻比最高,容积特性好,综合性能较优。类乘波体构型的建立主要采用将推进系统进气道有效融合到乘波体机体中、进气道内压缩激波和机体激波互不干扰的设计思路。在设计状态下,飞行器构型的整体“乘波特性”明显,升力特性最优。飞行器-发动机融合体构型是在轴对称高超飞行器构型设计的基础上发展得到的,其构型的建立将飞行器推进系统和机体完全融合。在设计状态下,飞行器-发动机融合体构型机体外表面无激波存在,其整体阻力特性最小,具有良好的加速特性。同时本文通过对三种高超飞行器构型所采用的变截面Busemann进气道的流场和性能特性进行研究,分析发现变截面Busemann进气道具有较高的总压恢复和均匀的出口流动特性,能够满足发动机内流道不同进/出口截面的设计要求,适用于高超声速飞行器一体化构型的设计。斜激波串非稳态流场结构作为吸气式高超声速飞行器内流道中最为复杂的流动形态,对其进行理论分析和数值模拟至今均是一大难题,本文设计了简单管道模型并在Ma=5风洞中进行了斜激波串的实验研究,探讨了两种不同背压变化条件下斜激波串的流动结构和动态特性。其中模型背压的生成和控制通过模型尾部两块斜板的闭合运动实现,实验过程中同步进行了斜激波串区域壁面动态压力测量和高速纹影流动显示。研究发现,随着背压升高,激波串逐渐前移,其流场结构由对称形态发展为非对称形态,并持续整个移动过程。在当前实验条件下,背压增加的速度对激波串前缘的前移速度没有影响。激波串在管道内的前移过程并不是一个恒定运动过程,而是存在有稳定前移和急剧前移两种状态,其特性与管道内流场结构、壁面压强分布、背压大小以及距离管道出口的距离等因素相关。在不同的背压条件下,管道内的斜激波串表现出不同的频谱特征,但在同一工况中,激波串区域内不同位置处壁面压强的频谱特性相似。在Case1状态中,压强振荡主频为f1=512Hz;在Case2状态中,振荡主频为f1=578Hz,次级共振频率约为f2=260Hz。两次实验的主频均大于Piponniau模型理论计算值,而Case2中频率f2和声学振荡频率相近。