在高超声速飞行器/发动机一体化背景下,进气道设计实质上是在一系列几何约束和气动性能约束条件下进行的。本文针对这一需求,提出了强约束条件下的内转进气道优化设计方法,该方法将流线追踪技术与参数化方法、优化方法相结合,实现了在控制进气道几何参数的同时完成进气道气动性能优化。采用该方法,针对轴对称飞行器形成了不同形式的进气布局设计,对各方案的气动性能进行了分析,并研究了进气布局对吸气式轴对称飞行器气动特性的影响。首先,在传统流线追踪技术的基础上,提出了强约束条件下收缩比可控的内转进气道优化设计方法。指出了直接流线追踪方法设计内转进气道的两点不足:1)流线追踪进气道收缩比不可控;2)流线追踪进气道不能完全继承其基准流场特性,包括气动性能和收缩比特性。通过分析,明晰了流线追踪进气道与相应基准流场的内在联系,即流线追踪进气道性能由其所捕获微元流管的叠加决定,气动参数由微元流管气动参数的质量平均叠加决定,收缩比特性由微元流管密流的面积平均叠加决定。在此基础上,本文提出将内转进气道参数化设计、流线追踪方法和优化算法相结合,在进气道设计过程中加入约束条件,并直接针对进气道性能进行优化;其次,针对高超声速轴对称飞行器,将前述优化设计方法应用于腹部进气布局设计,并提出了三种腹部进气方案,包括正置进气布局（NIL）、倒置进气布局（OIL）和腹部双通进气布局（BBIL）。结果表明,采用该设计方法能使三种腹部进气布局具有一致的设计捕获流量,且具有大致相当的自起动性能。通过研究来流参数对腹部进气布局的影响,发现:各进气道的流量捕获能力与马赫数和来流攻角均呈正相关,其中NIL和BBIL进气道表现较为接近,OIL进气道对来流参数敏感性较低。通过对进气道自起动性能的研究发现,OIL进气道不起动流场呈“闭式”分离形态,采用二维前缘型线可以改善其自起动性能;再次,针对高超声速轴对称飞行器,采用前述优化设计方法实现了四种双旁侧身部进气方案,包括两种对称构型,即外向压缩（BOIL）和内向压缩（BIIL）,以及两种乘波构型,即外周向压缩（BOCIL）和内周向压缩（BICIL）。重点分析了四种进气道的攻角特性,结果表明,BOIL和BIIL进气道的捕获流量随攻角增加呈小幅下降,而BOCIL和BICIL进气道的捕获流量随攻角增加而大幅上升;分析认为造成不同进气布局流量-攻角特性差异的主要原因有两点,即进气道最大捕获面积随攻角变化规律,以及由于攻角改变使得来流工况偏离设计工况而造成的进气道溢流;最后,分析和比较了不同进气布局飞行器的气动力和力矩特性。比较了NIL、OIL和BBIL三种腹部进气布局飞行器的气动特性,结果表明,NIL和BBIL飞行器为静不稳定类型,且NIL飞行器静不稳定裕度较大,而OIL飞行器静稳定性很小,分析认为造成这一差异的原因是不同类型进气道所产生的局部法向力。比较了BOIL、BIIL、BOCIL和BICIL四种双旁侧身部进气布局飞行器的气动特性,乘波进气布局飞行器（BOCIL和BICIL）的最大升阻比较非乘波进气布局飞行器（BOIL和BIIL）较大,四种飞行器均为静稳定类型,且认为进气道整流罩是引起飞行器较大静稳定裕度的主要原因。