本文采用理论分析、数值模拟及风洞实验等方法对颌下进气道进行了较为详细的研究。分析了弹用颌下进气道的主要气动特点，在一定的飞行条件、尺寸等约束条件下，设计完成了基本满足性能要求的颌下进气道模型；研究了设计点对进气道性能的影响，对三个设计点不同的进气道模型进行了攻角性能计算，并对进气道的头部进行了M3.85的风洞实验；针对进气道在低马赫数下无法自起动的问题进行了研究。 数值模拟结果表明，设计点与起动点流量满足设计要求；设计点与起动点进气道所能承受的反压分别至少为55倍和13倍来流静压；在所要求的45倍和11倍反压条件下，进气道的总压恢复系数分别达到0.300和0.659；通过降低进气道的设计点，可以有效的增加进气道在非设计点下的流量；在相同来流马赫数和相同反压的条件下，随着攻角的增加，进气道的总压恢复系数基本保持不变，但进气道流量系数下降较快，8°攻角时流量系数较0°时下降了12.7％，与实验符合较好，但绝对流量在-5％～5％之间变化；进气道的内推力随着攻角的增加而减小，升阻比随着攻角的增加而增加。对于本文所研究的这种几何固定的进气道，通过在收缩段开狭缝，可以很好的解决它在低马赫数下不能自起动的问题。