固体火箭涡轮冲压发动机是新一代超音速导弹的理想动力装置，作为导弹发动机空气流量的通道，超音速进气道是它的一个重要部件。超音速进气道的设计关系到发动机整体性能，进气道的总压恢复系数影响着发动机的推力，进气道的低马赫不起动问题决定着发动机的工作马赫数范围，进气道出口气流参数又影响着其后压气机的性能，所以要设计一个好的固体火箭涡轮冲压发动机，就首先需要从多方面考虑，设计一个好的进气道。　　本文首先分析数值模拟的一般过程，确定跨、超音速流场求解的物理模型和控制方程，介绍了求解控制方程的数值方法。其次，在吸取国内外超音速进气道设计的成果及经验后，根据进气道的设计理论，提出了三种进气道设计方案：三楔角等激波强度进气道、单楔角加等熵面进气道和单斜角进气道。用一维计算方法，预估了三个方案进气道的性能，并粗略比较了三个方案优劣。然后用计算流体力学商用软件FLUENT计算了三个方案的二维流场，同时改变来流马赫数，计算了三个方案变工况性能,考虑多方面因素，确定最佳设计方案。然后由计算结果分析，得出影响进气道总压恢复的主要设计因素为进气道喉部面积与来流捕获面积之比AA，影响进气道总压恢复t0的非设计因素为来流马赫数，影响进气道低马赫数不起动问题的主要因素为进气道喉部面积与来流捕获面积之比AA。进气道总压恢复的高低与工作马t0赫数范围宽广相矛盾，因而提出进气道几何形状可变的设想。