本文针对设计马赫数为4.0的超声速巡航导弹用进气道的特点，选取了混压式超声速轴对称冲压进气道。分析了此类进气道的设计特点和要求，给出了设计方法，并依据该方法开发了一套可用于此类进气道设计的优化程序。进气道唇口段的设计是此类进气道设计的一个关键和难点，这方面，国内还没有展开研究工作，本文通过估算和数值模拟修正的方法进行设计。根据设计要求，应用该程序得到进气道的几何参数，在此基础上，建立了进气道的模型，对研究区域进行了网格划分，然后利用商业软件，并采用标准k-ε模型和标准k-ω湍流模型，数值求解雷诺时均N—S方程，模拟得到了不同飞行马赫数和不同反压条件下的流场结构和相关参数。通过对不同工况模拟结果的分析，总结出各种工况流场的特点，以及流场结构和进气道出口总压恢复系数、马赫数、温度等随来流马赫数、出口反压改变而变化的规律，分析了这些特点和变化规律产生的原因。 从模拟结果中发现，当来流马赫数较高时，由于激波和附面层的相互干扰，进气道内通道下壁面出现严重的气流分离(文中对气流分离的特点和原因进行了分析)，并随着来流马赫数的增加而增强，尤其是在设计状态。气流分离会导致进气道总压恢复系数严重减小、出口气流畸变严重增加，使得进气道性能下降很多，因此，需要采取措施控制该处的气流分离。 由于进气道内通道下壁面气流分离较上壁面严重的多，采用在扩张段下壁面开缝的措施，利用缝吸除下壁面附面层内的低能量气流以减少附面层厚度的原理来控制气流的分离。本文对不同位置(分离点上游、下游和附近)开缝和不同吸除流量的各种情况进行了数值模拟，得到了大量的流场结构和相关参数的模拟结果，通过对这些结果的认真分析，总结出流场结构和相关参数的特点和变化规律，及其与吸除位置和吸除流量的关系。通过分析可以看出，由于内通道流体的相互影响，当下壁面分离区减小时，上壁面分离区必然增加，导致吸除效果并不明显，因此需要对本文的方法进行改进，给出了改进建议。 由于时间关系，不可能对这方面进行更加全面和深入的研究，但是，本文结果可为弹用超声速巡航进气道的设计提供参考。