本文采用数值仿真及风洞试验验证相结合的方法对一种基于双模态燃烧的二元高超声速进气道的总体方案、设计方法及气动特性进行了研究。该方案的设计思路是，通过在进气道内设计一个分流隔板，将流道分为超声速通道和亚燃通道，其目的在于合理组织进气道内的高速流和低速流，使进气道在定几何的情况下能够在整个工作马赫数范围内都有一个稳定的亚燃燃烧区，从而保证超声速燃烧的稳定性，使出口气流始终保持双模态燃烧。首先，基于双模态燃烧超燃冲压发动机的流场特点，设计了等直出口和对冲两种方案的二元高超声速进气道，并对比了两种方案进气道的性能与设计规律的异同。在此基础上，通过参数化研究，获得了进气道主要设计参数对其性能的影响规律，分析了进气道在加入隔板情况下内流道的流场特性和性能参数变化，给出了进气道的设计方法和主要型面参数的选取建议。其次，对比了等直出口和对冲两种方案，发现对冲方案在流场组织、结构尺寸方面较等直出口方案具有一定优势，其内部流场更适合于双模态燃烧的流场需要，因此选取了对冲方案做进一步研究，并通过三维数值仿真，研究了该进气道的起动性能、反压特性、速度特性以及侧滑角特性。结果表明该进气道性能能够达到设计要求，两通道流量分配随马赫数变化关系能满足双模态燃烧的需要。最后，设计并加工了缩比试验模型，在南京航空航天大学NHW风洞进行了风洞试验，试验结果与数值仿真结果吻合较好，参数规律变化一致，证明了本文采用的数值方法的正确性。通过数值分析与试验结果研究，表明本文所设计的基于双模态燃烧的二元高超声速进气道，能够满足双模态燃烧超燃冲压发动机对进气道的设计要求，研究结果对超燃冲压发动机的研发具有一定的参考价值。