本发明公开一种预冷式进气道及高超声速飞行器，该进气道包括顺次连接的入口段、预冷段和过渡段，所述预冷段，呈筒状，内部在周向上分布多条用于对来流气体按照预设角度旋转的分流通道，所有所述分流通道彼此连通，所述分流通道的深度方向沿所述预冷段横截面的径向；所述预冷段内壁具有若干凸起状换热微元，所述预冷段的外壁与内壁之间形成供冷却介质流通的冷却通道。该方案解决了现有技术中发动机长度增加及总压损失大的问题，减小发动机长度，降低总压损失，并提高压气机效率。