现代战斗机的发展趋势对飞机进气道的设计以及进气道与发动机的相容性提出了许多新的要求。DSI（无附面层隔道超音速进气道）就是在此背景下出现的一种新式的超音速进气道，在隐身、气动力、结构以及维护方面的综合性能使其能够很好的满足进气道设计发展需求。 本文结合DSI 模型开展了两方面的工作：一方面进行了高速风洞试验，总结出一套具体而准确性高的进气道高速风洞试验方法。本次进气道高速风洞试验主要是测量进气道的动态和稳态性能，利用试验测量得到的数据分析马赫数、攻角和侧滑角分别对进气道的总压恢复和压力畸变特性的影响。同时，试验中采用阴影法对进气道入口前的流场进行捕捉，改变进气道的流量，观察进气道进口前的激波系随着流量变化的特性；另一方面，以DSI 模型为依据，建立二维的几何模型，利用数值模拟的手段对进气道的性能进行模拟。模拟过程当中，对进气道几何模型的唇缘进行钝化的修改，然后对比修改前后两种情况下进气道性能以及进气道周围流场的变化。把最终模拟的数据与试验数据作比较，可以发现数值模拟的结果与试验结果基本吻合，从而证明了该数值模拟方法的准确性，同时也进一步的验证了进气道的性能。 本文为今后开展进气道风洞试验技术研究以及进气道数值模拟研究都具有一定的参考价值。