本文首先介绍了国内外超然冲压发动机和高超声速进气道的研究概况,并对Bump进气道做了简单介绍。由于Bump进气道是采用乘波原理设计出来的,所以本文对乘波体的基本概念和设计方法进行也进行了介绍。然后本文研究了理想气体超音速零攻角圆锥绕流的流场,详细推导了Taylor-Maccoll方程,并采用四阶Runge-Kutta法进行数值求解,用C语言编写了计算程序。接着对以平面和锥面激波的交线为前缘曲线的乘波构型建立了一套完整的设计方法,并编写了设计程序。应用此程序,设计了一系列的凸包构型。通过和二维平板的比较,证明了所设计的凸包构型对前端边界层存在着较强的吹出作用,并且沿着前缘线向两侧发展,吹出作用不断增强。在此基础上,对由不同的参数设计而得的凸包构型进行了数值模拟,分析了各设计参数对凸包表面逆压梯度的影响规律。研究表明,当设计马赫数和激波角选定以后,随着展向角的增加,逆压梯度呈现出先减小再增大的变化规律,并在55附近达到最低点。马赫数和激波角的增加均会带来逆压梯度的升高,并且马赫数的影响要强于激波角。最后,本文对Bump进气道的结构进行简化,选取不同的凸包设计了与之对应的Bump进气道几何模型。通过数值计算,分析了凸包的设计参数对Bump进气道气动性能的影响规律。研究发现,激波角的增加会导致总压恢复系数下降,但增压比却随之提高。对于设计马赫数的展向角的影响,本文通过对计算结果的分析,提出了最佳设计马赫数和最差展向角的概念。