该文以采用乘波布局、跳跃滑翔弹道的，飞行马赫数范围约为6-20、飞行高度约在30-70km之间的近空间高超声速远程机动飞行器为研究对象，针对其边缘钝化涉及的基础科学问题进行研究。开展了钝化及钝化尺度对乘波构型气动力、热性能的影响规律研究。分析表明：随钝化尺度增加，乘波构型升力系数减小，阻力系数增大，升阻比大幅下降并衰减得越来越快；随钝化尺度增加，乘波构型气动加热形势变缓和，但影响程度迅速衰减；达到一定值后，继续增大钝化半径对防热已无意义，并将造成气动力性能的严重损失。从乘波构型流场结构及力热特征看，其驻点、鼻区及边缘位置需要引起重点关注。基于驻点、鼻区及边缘位置三维流动特征和影响机理分析，依次建立了各区域热流密度预测的新模型，包括椭球驻点模型等。与仿真结果及试验数据的对比分析表明，新建立的预测模型具有较高精度。根据各区域受热特征差异，采用后掠角作为分界依据，将乘波构型边缘划分为鼻区(含驻点)、过渡边缘及一致边缘三个区域，对其开展了非一致边缘钝化设计；数值仿真分析表明，非一致边缘钝化乘波构型可满足防热需求，同时气动力性能得到改善。采用一致和非一致边缘钝化的两个乘波构型模型，在FD-14A风洞中开展了热流密度测量和流场结构显示试验。获得了驻点区域及边缘区域脱体激波结构的清晰纹影图；观察到了攻角造成的下表面压缩增强效应。试验数据表明，非一致边缘钝化方法基本不改变驻点区域的流动特征和气动加热形势；其热流密度仍在距离驻点的很小范围内衰减到很低水平，且热流密度沿边缘的分布对攻角不敏感。开展了姿态角对钝边缘乘波构型气动力、热性能影响规律研究。分析表明：随攻角增大，乘波构型升力系数增大，阻力系数增大，升阻比先增后减，最大升阻比在0度附近获得；随攻角增大，乘波构型边缘及上表面气动加热形势变缓和；驻点与鼻区受热形势基本不变；但下表面受热形势加剧；随侧滑角增大，升力系数下降，阻力系数增加，升阻比大幅下降；侧滑导致激波结构、表面压力、表面热流密度等分布呈现显著不对称特征，加剧乘波构型迎风一侧的受力、受热形势。本文研究了钝边缘乘波构型典型区域三维流场特征及影响机理，形成了非一致边缘钝化基本方法，验证了该方法在乘波构型总体设计中的可行性，开展了姿态对钝边缘乘波构型影响分析，所得结论可为近空间高超声速飞行器气动布局非烧蚀热防护设计提供参考。