本发明公开了一种高超声速鳃式变几何多级斜激波系压缩进气道，属于高超声速飞行器进气道设计领域。所述的进气道，在距离唇口距离L的唇罩上开缝，将唇罩分为两部分，分别为唇罩前半部分和唇罩后半部分，所述唇罩前半部分转动连接在进气道上，转轴位于唇口位置，所述唇罩前半部分可绕所述转轴向下转动角度θ，保证在相应的来流马赫数下，由唇罩型面诱导的唇口激波恰好入射在进气道上壁面肩点位置。本发明的进气道能够抑制上壁面分离区的产生、延缓分离区的发展，有效提升进气道的起动性能。相对移动中心锥式变几何进气道而言，本发明的进气道的可动部分质量轻，机械结构重量也较轻，实际使用不需要很大的驱动力。相对于传统转动唇口变几何进气道，该进气道只需偏转1‑2°即可产生很好的效果，操纵效率更高。