进气道直接决定了冲压发动机的气流捕获量和来流压缩程度,其与前体的一体化设计决定了高超飞行器的外形。相对传统二元或侧压式进气道,内收缩进气道具备了良好的性能,成为了当前高超声速飞行器研制的重点和热点之一。从设计方法出发,研究并对比若干典型内收缩进气道的启动性能及其流场特征,具有重要的工程参考价值。目前,内收缩进气道的研究集中在基准流场的设计、进气道性能及流场结构、进气道压缩型面的几何截面渐变过渡等方面。本文研究选定倒置喷管内锥流场,给定出口外形和马赫数、激波角、来流马赫数、比热比后,采用流线追踪技术逆向设计了轴对称圆形出口进气道、偏置圆形出口进气道和REST进气道。设计过程包括四部分:流场物理信息的求解;流场流线的几何信息的求解;通过得到的流线的几何数据建模造型;粘性修正和数值模拟验证。在完成进气道无粘外型设计后,对设计工况下进气道无粘的性能和流场结构进行比较。性能通过分别对比进气道总压恢复系数、增压比、温升比、压缩效率、动能效率、出口马赫数。分析比较研究表明,三种进气道在设计参数控制一样的情况下,各种性能参数差异不大,其中主要区别反映在流场结构的不同上。真实气体是有粘性的,对无粘外形进行粘性修正,完成三种进气道的设计。本文通过改变来流马赫数使进气道由设计工况到不启动状态,然后分析三种内收缩进气道性能参数对来流马赫数的敏感性,并且对比分析三种进气道流场结构。性能参数表现在数值变化的趋势上;流场结构反映在流动分离、二次流以及出口流场的均匀程度上,具体表现在气流流向产生的涡结构的强度和位置变化,出口主流面积的变化。流场的均匀性是轴对称圆形出口进气道最好;对马赫数不敏感的是偏置圆形出口进气道;再启动性能良好,气流捕获能力强的是REST进气道。