本发明公开了一种与飞行器一体化的高超声速进气道外压缩面设计方法，通过采用一体化约束下的进气道总体设计参数分析、与前体匹配时的进气道外部压缩型面设计、前体两侧型面设计、进气道外部压缩面与前体的三维分析与调整设计等总体设计流程，该设计方法能够快速完成进气道外部压缩型面、前体过渡型面和前体背部型面的设计，且同时满足进气道和飞行器前体的内外流气动特性要求。通过引入相关修正角度和激波形状经验公式，该设计方法可考虑前体前缘弧线、前体前缘倒圆等因素对进气道外部压缩型面配波设计的影响。该设计方法还给出了依据三维仿真结果对进气道外部压缩面设计结果的具体调整方法。