高性能的高超声速进气道是超燃冲压发动机乃至整个高超飞行器成功的关键,而三维内收缩进气道以其独特的优势成为目前备受关注的高超声速进气道类型。国内外,三维内收缩进气道的设计技术正在不断发展,但还未形成完备的设计思路和方法,而内收缩进气道与乘波前体的一体化设计仍处在概念研究阶段。因此,开展三维内收缩进气道及其与乘波前体一体化新的设计概念和设计方法研究对推动我国近空间高超飞行器技术的发展意义重大。现有的高超声速内收缩进气道设计方法具有较大的局限性,本文在对其深入分析的基础上,提出了马赫数分布可控的内收缩进气道设计概念。众所周知,设计内收缩进气道的关键在于基准流场,文中采用有旋特征线理论,建立了比较系统的马赫数分布可控基准流场的反设计方法。另外,将这种设计概念拓展到乘波前体设计中,提出了马赫数分布可控的乘波前体设计方法并与内收缩进气道实现了一体化设计。本文的研究工作主要包括以下几个方面:首先,针对典型的“两波三区”轴对称基准流场,提出了马赫数分布可控的反设计方法,实现了给定压缩面马赫数分布的基准流场反设计。这种基准流场可以通过控制压缩面的马赫数分布来达到对流场内部马赫数空间分布的控制。另外,对不同马赫数分布规律的基准流场进行研究,总结了这类基准流场特征并得到了主要设计参数对基准流场几何与总体性能参数的影响规律并分析了粘性对基准流场的影响,其中反正切马赫数分布基准流场的综合性能最优,对其进行多目标优化可以进一步提升总体性能,这些为后续内收缩进气道的设计和研究奠定了基础。接着,基于马赫数分布可控的轴对称基准流场,采用流线追踪技术设计了内收缩进气道并进行数值仿真研究,结果表明:粘性修正后的内收缩进气道的波系特征与基准流场基本一致而且较好地保持基准流场的马赫数分布规律,该进气道几乎可以全流量捕获来流,合理地选取基准流场的马赫数分布可以设计出高性能的内收缩进气道,在多种马赫数分布规律中发现基于优化的反正切马赫数分布基准流场设计的内收缩进气道在宽马赫数范围内总体性能良好。为改善出口流场品质,在内收缩进气道下洗气流集中区域开槽对减小出口涡流效果显著,在分离区开槽可以以较小的流量损失有效提升起动性能。其次,提出了马赫数分布可控的“四波四区”轴对称基准流场设计方法,并采用四段修型的弥散反射激波中心体,这样不但降低了基准流场中前缘入射激波强度而且也降低了反射激波强度,使“四波四区”轴对称基准流场的压缩效率明显提高,综合以上设计思想设计了反正切马赫数分布的弥散反射激波中心体“四波四区”轴对称基准流场,并基于该基准流场设计了方转圆内收缩进气道进行风洞实验:实验表明设计点和非设计点时进气道顶板的压力分布均具有反正切曲线特征,总体性能优良而且出口涡流区较小,设计点Ma=6.0时出口总压恢复系数达到0.561,增压比为26.2,主流区约占出口截面的三分之二,表明上述设计方法可行有效。在进气道顶板开槽放气不但减小了涡流区而且提高了抗反压能力。再次,提出了给定激波配置的基准流场设计方法,该方法可以进一步提高马赫数分布可控轴对称基准流场的设计灵活性,从而实现对基准流场中激波压缩与等熵压缩比例的主动调整,在此基础上设计了单入射激波的“两波三区”基准流场和双入射激波交于中心体前缘点的“三波四区”基准流场,二者都具有较高的压缩效率。基于双弯曲入射激波基准流场设计的内收缩进气道在设计点和非设计点都具有高的压缩效率和流量捕获特性。另外,基于该基准流场设计的乘波前体与内收缩进气道一体化构型实现了前体和进气道双重内乘波。最后,提出了马赫数分布可控的外锥形基准流场反设计方法以提高基准流场的可控性,该基准流场可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀。另外,基于该乘波前体与马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种内外双乘波的一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波。此外,为了实现一种两侧进气布局高超声速飞行器的乘波前体与内收缩进气道一体化设计,给出了“类水滴”进口转圆内收缩进气道设计方法,在改善进气道出口均匀性的同时显著提升了起动性能。