极低轨飞行器凭借其高分辨率对地观测能力和低延迟通信优势，在遥感、应急响应和全球互联等领域展现出巨大应用潜力。然而，与常规轨道不同，极低轨道（ULEO）的大气密度随轨道高度降低呈指数增长，导致飞行器气动阻力显著增加，进而引发快速轨道衰减。传统卫星依靠电推进或化学推进维持轨道高度，但在极低轨道环境下，气动阻力的增加使推进工质消耗急剧上升，工质携带量成为制约飞行器在轨寿命的关键因素。因此，本论文聚焦于极低轨飞行器的气动构型设计，旨在通过优化气动外形，缓解工质消耗激增问题，延长飞行器的任务时间。论文主要研究内容和结论如下。

首先，基于直接模拟蒙特卡洛（DSMC）方法，分析GOCE、SLATS和力星一号在极低轨道环境下的气动阻力特性，重点关注轨道高度、壁面适应系数和姿态角对气动阻力的影响。研究发现：稀薄气体环境中飞行器摩阻分量不可忽视，特别是SLATS卫星，其大尺寸太阳能帆板结构使摩阻超过压阻。随着轨道高度降低，大气密度指数增长导致气动阻力急剧增加，但阻力系数降低。壁面适应系数对气动特性影响显著，适应系数增大时，摩阻分量上升而压阻分量下降，总阻力的变化趋势与外形有关。姿态角增大时，阻力分量及阻力系数均单调递增，其中俯仰角的影响大于侧滑角。

其次，针对吸气式电推进（ABEP）飞行器多参数强耦合的特点提出一种构型设计方法，以推阻平衡为前提，以工质平衡和能量平衡为约束，定义能量工质无量纲化积R_P×R_m，以最大化R_P×R_m为优化目标，分析圆柱构型下影响飞行器飞行的主要因素。研究发现：在圆柱最优构型下，长径比(l/d)_opt仅与捕集率和面元阻力系数相关，且摩阻与压阻相等。基于现有组件性能参数，圆柱构型的轨道高度可行下限为186 km（对应大气密度4.01×10^-10 kg/m³），而任意截面形状的柱体飞行器在截面扁平度（R_s/R_//）较大时，R_P×R_m增大，飞行可达轨道下限降低，极限高度为172 km（对应大气密度6.58×10^-10 kg/m³）。

最后，以圆柱加翼为基准构型进行尺寸优化，确定最优几何参数，并通过尾部添加后锥角的减阻结构设计进一步提升性能。随后开展两种不同构型的极低轨飞行器模型地面风洞测力实验，结果表明，优化后模型阻力较原始模型减少约1.8 mN，减阻率达11.0%，验证了尾部锥角减阻设计的有效性。此外，通过采用DSMC方法针对不同壁面适应系数下的阻力特性进行了数值模拟，进一步分析壁面适应系数对尾部锥角减阻效果的影响。