对于宽马赫数工作范围的超燃冲压发动机进气道，要求在整个工作范围内有较好的性能,并且具有良好的起动特性和攻角特性。定几何进气道由于结构的局限性,性能上难以满足要求。而通过变几何的方法，可以改善进气道在整个工作范围的性能。本文对高超声速轴对称进气道的变几何方案进行了研究。在原型轴对称进气道的设计中，本文采用特征线理论并结合Taylor-Maccoll（T-M）方程按照给定的沿程压升规律设计了一个曲面压缩轴对称进气道。同传统三锥轴对称进气道相比，设计点性能相当；而在非设计点，曲面压缩进气道表现更好，且攻角特性和阻力特性更优。本文通过数值模拟，分别研究了三种不同变几何方案对进气道性能的影响。中心锥整体移动的变几何方案通过中心锥沿轴向的外伸和内缩，改变激波与唇口的相对位置和进气道的内收缩比，提高了进气道非设计点的性能。中心锥整体外伸62mm时，进气道在马赫3.7实现自起动；整体外伸16mm时，进气道可以在马赫4，8°攻角下正常工作。中心锥旋转开槽的变几何方案通过部分锥面旋转形成的槽道，扩大了气流在内收缩段的流通面积，改善了进气道的自起动性能和攻角特性。中心锥部分移动的变几何方案通过外伸前半锥形成的放气槽排除进口处的气流分离，使进气道在接力点马赫4顺利自起动，马赫4，8°攻角下正常工作。