В работе представлены результаты численного моделирования пространственного обтекания носовой части гиперзвукового воздухозаборника до входа в канал в диапазоне чисел Маха от 3 до 6, углах атаки 4° и 6° и течения в канале слива пограничного слоя при М=4.03. Моделирование обтекания проведено в рамках стационарных уравнений Навье-Стокса, осредненных по Рейнольдсу, c использованием модели турбулентности k–ω SST. Профили давления и температуры на выходной границе области моделирования обтекания носовой части гиперзвукового воздухозаборника использовались для задания граничных условий на входной границе при расчете течения через одиночный канал слива пограничного слоя. Для переноса профилей параметров статического и полного давления и числа Маха течения с одной сетки на другую использовались сплайны третьей степени с дефектом 1. Расчеты показали, что для исследованного диапазона чисел Маха может быть реализовано звуковое течение в каналах слива пограничного слоя, что позволит обеспечить максимальный расход через них.