本文研究了带隔离段的超燃冲压发动机三波系二维混压式高超音速前体／进气道的设计方法。根据飞行任务要求，以飞行马赫数6，飞行高度25km为设计点，给定前体预压缩角、隔离段高度，对具有不同前体长度和不同总压缩转角的带隔离段的前体／进气道进行了设计。通过一维的计算方法，经比较九种方案的性能参数，选取了性能较优的一种进气道方案。另外，根据优选结果，给定前体长度、前体预压缩楔角、总压缩转角及隔离段高度，分别用等激波强度和等激波角度的方法设计了唇口平直和唇口带楔角的前体／进气道。采用FLUENT软件对所设计的进气道设计点和非设计点二维流场和性能进行了数值模拟。结果表明：唇口带楔角的进气道在低飞行马赫数下的起动性能优于唇口平直的进气道；采用等激波强度和等激波角度方法设计的进气道在高飞行马赫数下的性能相近，在低飞行马赫数下，采用等激波强度方法设计的进气道起动性能较优。本文还研究了隔离段出口反压及隔离段长高比对进气道流场的影响。研究表明：隔离段长高比对进气道出口参数影响较大；隔离段出口反压不能太高，否则会引起进气道不起动。最后，本文针对两种构型的超音速尾喷管，对其流场进行了计算和分析。