设计高超声速内收缩进气道的核心在于设计优良的基准流场。本文采用有旋特征线理论，研究了一种压缩面压升规律可控的新型轴对称基准流场设计方法，对二次曲线压升规律进行了参数化研究，得到了设计参数对基准流场总体性能的影响规律，并分析了粘性对基准流场流动特征及性能的影响。基于压升规律可控的轴对称基准流场设计方法，结合流线追踪技术设计了圆形进口内收缩进气道，并进行了数值研究。结果表明，采用新型基准流场的内收缩进气道能较好地保持其基准流场的压升规律，采用压力梯度逐渐增大压升规律的进气道压缩效率较高，流量系数较低，采用压力梯度逐渐减小压升规律的进气道压缩效率较低，但流量系数较高。为了兼顾进气道的压缩效率和流量系数，探索了三次曲线压升规律，设计了矩形转圆形内收缩进气道，并进行了数值及实验研究。结果表明进气道前缘激波较弱，总压恢复较高，并且具有较高的流量系数。风洞实验表明，该进气道在Ma6、4度攻角状态总压恢复为0.45，增压比为41.2，至少可抗200倍来流静压的反压。基于三次曲线压升规律的研究，提出了反正切曲线压升规律，研究了这种压升规律基准流场特性及压升规律各个系数对基准流场性能的影响。对采用该规律的圆形进口内收缩进气道进行的数值研究表明，进气道前缘激波较弱，内收缩比较小，在设计点和非设计点进气道均具有较高的压缩效率和流量捕获特性。之后采用该压升规律设计了带斜楔前体的矩形转圆形内收缩进气道，并进行了数值和实验研究。数值研究表明，在Ma4～Ma7范围内，进气道具有较高的压缩效率、较高的流量系数和良好的攻角特性。风洞实验结果表明，设计点和非设计点，进气道顶板沿程压力分布均具有反正切曲线的特征，设计点Ma6状态进气道总压恢复为0.517，增压比为37.0。在Ma5、8度攻角进行的起动特性实验表明，无放气状态，进气道在风洞中不能正常起动。通过在顶板压缩面上的激波与附面层相互作用区域放气可使进气道顺利起动，起动后放气量约为唇口封闭截面流量的1.2%。为减弱进气道内压段较强的激波与附面层相互作用，通过改变中心体形状，设计了新型轴对称基准流场，反射激波强度显著降低，压缩效率明显提高。对采用该基准流场的圆形流管内收缩进气道研究表明，进气道设计点和接力点肩点附近激波与附面层相互作用明显减弱，流场结构优于传统内收缩进气道，压缩效率明显提高，同时起动性能改善。对采用该基准流场的矩形转圆形内收缩进气道进行了数值模拟和风洞实验。数值研究表明，进气道内压段唇口激波与附面层相互作用较弱，流场结构较好。实验结果表明，在Ma6、4度攻角状态，进气道总压恢复为0.518，增压比为52。在Ma5、8度攻角状态，在顶板上开两道很小的放气槽后进气道可顺利起动，起动后放气量约为1.1%。最后，初步设计了腹下进气的乘波前体、矩形转圆形内收缩进气道一体化构型，数值研究表明，设计点一体化进气系统前缘激波较好的贴在前缘线上，乘波性能良好，前体产生的三维流场导致进气道流场不再对称。此外，采用乘波前体和类水滴形高超声速内收缩进气道设计了两侧进气布局的进气系统。数值研究表明，前体外流场和进气道内流场在高马赫数下基本独立，低马赫数下前体前缘激波面和进气道前缘激波面耦合。由于没有前体附面层的影响，进气道流场结构较好，压缩效率较高，进气系统升阻比几乎不随来流马赫数变化。