随着高超声速推进技术的日益成熟，高超声速内转向进气道以其优良的性能也受到研究者的追捧。而高超声速内转向进气道的设计关键是基准流场的设计。本文以有旋的轴对称特征线理论为基础，发展了一种双激波轴对称基准流场的设计方法，这种基准流场具有初始压缩角形成的前缘激波，并且末端激波入射在肩点，实现了末端激波在肩点的消波作用。根据特征线理论，把轴对称基准流场的设计分成四个子流场的设计。四个子流场分别为：前缘激波依赖区、主压缩区、末端激波依赖区、稳定区。其中，前缘激波依赖区主要控制初始压缩角的大小和前缘激波的强度；主压缩区主要控制等熵压缩部分的压缩规律；反射激波依赖区主要通过对反射激波的构造，实现反射激波强度的控制以及肩点处的消波；稳定段的设计主要作用是使喉部截面的气流更加均匀。通过流线追踪方法实现了任意捕获形状的流线追踪进气道的设计，并通过数值模拟对流线追踪技术应用于该基准流场的可行性进行了验证，研究表明，通过流线追踪得到的进气道能够继承基准流场的流场特征以及流动性能，有旋流场存在横向压力梯度没有对其流线追踪进气道的性能产生影响。通过截面渐变技术实现了任意截面渐变的内转向进气道的设计，并对通过该方法设计的矩形转圆形内转向进气道开展了数值模拟研究。结果表明，通过这种方法设计的矩形转圆形进气道流量捕获能够达0.94，并且很大程度上继承了原有进气道性能。