乘波体的设计与常规的由外形决定流场再去求解的方法相反，而是先有流场， 然后再推导出外形， 其流场是用已知的非粘性流方程的精确解来决定的。根据乘波体的生成方法及源流场的不同，可将乘波体分成不同的种类。

这种乘波体的源流场是二维平面楔绕流，生成具有"∧"横截面形状和三角翼平面的构型。超声速气流流过楔形体时，在下方产生一道从顶点开始的斜激波，穿越激波，流动参数突跃，速度减小，压力增大，同样对于楔形流乘波体，超声速气流在下方形成一个激波面，激波面后的气流形成高压区，由此导致高升力。

生成这种乘波体的源流场是绕圆锥的流动，当超声速气流流经一个圆锥时，产生一道圆锥形激波，在锥形流场内选择流面作为下表面，在下表面与紧贴前缘的圆锥激波面内是高压的超声速气流。

倾斜锥或者椭圆锥绕流的乘波体，这类乘波体的源流场不是轴对称流场，而是采用非轴对称流场来生成乘波体，如绕斜锥流动或者椭圆锥流动。这类流动的解析解与数值解有所不同，通常包含对基本轴对称圆锥流场的扰动分析。与圆锥绕流的乘波体生成方法一样，先选择自由流流面，自由流面与斜锥流场的激波面相交，形成封闭的气体空间，上表面就是自由流面，下表面就是锥体流场的弯曲流面。

选择楔锥组合体的绕流是为了使乘波体既有平面楔形流乘波体的特性，也具有锥形流乘波体的特征。选定楔锥组合体的宽长比和锥体锥角后，通过求解三维Euler方程得到其基本流场，乘波体外形可由组合体与激波面之间的区域内任何流面生成。对于前体设计，按照进气道和燃烧室的需要来确定前缘线在底面的投影线，沿投影线向上游追踪流线得到乘波体下表面，这样得到的乘波体下表面流动的中心段是楔形流，便于为发动机提供均匀来流。

将三维超声速流场中的任意一点，在二阶精度范围内应用一个轴对称流运动方程来逼近，这个轴对称流的轴线位于通过该点流线的相切平面内。这样当地的三维流动就能用局部的二维轴对称流动来描述。在由相切锥体定义的平面内，非轴对称激波后的流动段处理为锥形流的，在出口面内，沿激波曲线使用一系列平面来定义流场，在每个相交平面激波角为常数，以保证在展向上是连续表面，由激波角和当地曲率半径来确定每个平面的锥形流顶点。

在二维楔形流中，使用确定翼平面和上表面曲率的二维幂指数函数方程生成的一种乘波构型，就是定楔角法生成的乘波体。幂指数在0~1之间变化，楔角是常数。通过调整幂指数函数的参数如比例系数、长度及楔角就可以生成各种乘波体外形。将上述方法扩展到非平面激波时，称为变楔角方法，翼平面和上表面的生成与定常楔形角方法相同，增加了第三个幂函数以确定下表面的弯曲。通过调节6个变量就可以生成各种乘波构型。

这是另一种类型的乘波体，先通过求解二维Euler方程得到指数率型面的基本流场，在流场中生成类似"∧"形乘波体的构型，然后叠加多个这种乘波体并在前缘处相接，这样就得到星形体，其特点是波阻较小，代价是较大的湿润面积导致较大的表面摩阻。