本文针对一种考虑边界层转捩的高超声速二元进气道开展了型面几何参数和来流参数对边界层转捩和进气道性能影响的规律性研究。　　首先，研究了压缩角角度、压缩面前缘钝化半径、压缩面转折处倒圆半径和边界层吸除槽高度等几何参数对边界层转捩的影响规律，研究结果表明:1）压缩角度越大，边界层转捩位置越靠前;2）随着压缩面前缘钝化半径的增大，边界层转捩位置整体上为先提前后延迟的变化趋势;3）对压缩面转折处进行倒圆可以有效延迟边界层转捩位置，随着倒圆半径增大，转捩位置先略微前移，然后一直向后延迟;4）通过放大吸除槽高度，可以使边界层转捩位置向后延迟，当层流边界层覆盖整个压缩面时，层流边界层将在进气道肩部受唇罩反射激波干扰发生转捩。　　其次，对来流马赫数、来流湍流度和飞行高度对边界层转捩影响的规律性研究表明，随着来流马赫数的增大，边界层转捩位置逐渐向后延迟，而湍流度增大则会使转捩位置提前。当飞行马赫数—定时边界层转捩位置随飞行高度的增加逐渐向后延迟。　　最后，设计了一种考虑边界层转捩的高超声速二元进气道，并与全湍流边界层下的进气道性能进行对比，研究结果表明:与全湍流情况下的进气道相比，当考虑边界层转捩时，进气道前体激波系略微靠近压缩面，且流量系数、总压恢复系数和出口马赫数等参数有所上升，喉道压比下降，而且进气道壁面摩擦阻力相对较低;考虑边界层转捩的进气道起动马赫数明显低于全湍流边界层下的进气道;同时发现当边界层发生转捩对进气道沿程压力分布和喉道处速度分布影响不大，但壁面热流会在转捩发生后陡然升高3～5倍。