进气道作为超燃冲压发动机的主要部件，其阻力特性对进气道优化选型、气动减阻、一体化设计等方面都具有重要影响。在高超声速试验中，阻力的直接测量相当困难，测量误差可达到50％以上，因此有必要采用间接方法来研究进气道的阻力特性。目前，学者们采用的阻力估算方法或多或少都存在一些缺陷，无法快速应用于高超声速进气道内部阻力的工程估算。　　本文提出一种快速估算进气道阻力的方法，从进气道内控制体的动量定理出发，推导出进气道阻力特性的工程估算公式;重点研究了估算公式的数据处理形式，并分别用理论分析、地面试验和数值模拟数据对比验证了工程估算公式的适用性。此外，本文还给出了典型工作条件下进气道的阻力变化规律，分析得到了该估算公式随关键影响参数变化的敏感度。　　结果表明:对于非均匀出流情况下的进气道阻力估算，采用面积平均对进气道出口参数进行数据处理更为合理。与激波理论分析数据比较，在设计状态下，本文的估算阻力与理论结果吻合较好，相对误差均小于2％;而在非设计状态下，估算阻力与理论的相对误差小于5.5％。与试验数据比较，估算阻力介于地面试验阻力与飞行试验阻力之间。对典型的二元高超声速进气道和进气道/前体一体化方案，估算阻力与CFD计算数据比较发现，相对误差均在10％以内。阻力估算公式定性分析表明，估算阻力与进气道进、出口马赫数有很大关系。当来流马赫数M1一定时，阻力随出口马赫数M4的增加而减小，而当出口马赫数M4一定时，阻力随来流马赫数M1的增加而增大。敏感度分析表明，影响阻力估算的出口马赫数M4、流量系数φ、压比π、收缩比α四个参数中，M4波动带来的影响最大，其他三个参数影响相当。进气道阻力估算的精度随进气道出口压比和出口马赫数精度的提高而提高。进气道出口数据监测的点数增加是有利于提高阻力估算精度的。