火箭基组合循环（RBCC）发动机是发展新一代低成本、高性能天地往返运输系统的关键推进技术之一，具有巨大的军事和商业应用前景。进气道作为RBCC发动机的关键部件，需要在宽马赫数范围内工作，设计难度较大。本文针对Ma2~6宽范围工作要求，基于二元和三维侧压构型对RBCC进气道开展了宽范围变几何方案研究。　　文中首先对二元进气道构型开展了单流道和双流道变几何方案研究。针对单流道方案，对比研究了平移唇口板+转动顶板和旋转唇口板+转动顶板两种变几何方案，发现平移唇口方案调节过程中采用第三道激波封口的方式，能实现高流量系数与高喉道压比的调节，而转动唇口方案无法同时获得高流量系数和高喉道压比，但二者在Ma3.0下流量系数均能达到0.70的指标要求；针对双流道方案，为避免高马赫数下高温喉道的密封与冷却问题，提出了一种分流板调节+低速喉道可调的外并联双流道方案，使Ma2~4区间进气道流量系数达到或超过0.70。研究发现，该方案在Ma2.0~3.0区间高低速流道性能相近，Ma3.5左右，由于附面层影响，低速流道性能明显低于高速流道。　　针对基于三维侧压构型的RBCC进气道，开展了旋转第二级楔板和平移隔离段顶板的变几何方案研究。对影响自起动性能的主要设计参数开展了参数化研究，以此选取合适的参数设计了原型进气道。在低马赫数下，采取附面层抽吸措施使进气道在Ma2.5下实现自起动，在Ma4~6区间进气道流量系数达到0.80及以上。　　此外，文中针对平移唇口板的二元单流道变几何方案进行了Ma2~8和攻角0°~8°的拓展研究，初步验证了调节方案的有效性。