本发明公开了一种高超声速飞行器前体与进气道多级耦合一体化构型的设计方法，耦合了多级压缩乘波前体与截断Busemann进气道两种布局设计技术，能够生成任意飞行高度和马赫数下给定流动捕获曲线和进气道捕获曲线的前体进气道一体化乘波构型。针对Busemann基准流场的奇点角导致无法与多级压缩乘波体耦合的问题，在两者基准流场之间加入过渡压缩段，前缘曲线离散点分别在零攻角圆锥绕流基准流场及过渡压缩段带倾角圆锥绕流基准流场中进行流线追踪，直至内锥形流场第一道马赫波角度小于奇点角，从而解决耦合问题。结合了多级压缩乘波前体良好的非设计状态启动性能与截断Busemann进气道等熵压缩的优点，为高超声速飞行器前体进气道一体化布局设计提供了新的技术途径。