目前，航空活塞发动机广泛应用于无人机、直升机等领域。作为航空活塞发动机的主要系统与重要工作部分，进气系统对航空活塞发动机的动力性、经济型都有着重要影响。并且由于煤油的物化特性，使化油器不再适合于燃烧煤油的航空活塞发动机，电控喷射系统能有效地改善发动机的动力性、经济性和排放指标。在燃油系统工作正常的情况下，进气系统对发动机燃油混合气质量起决定性作用，提高进气充量与进气系统结构参数有关，并且发动机改装电控喷射系统必须对原有进气系统进行改造，因此，研究航空活塞发动机进气系统的结构形式及参数对航空活塞发动机的发展有着重要意义。首先，本文对某型航空活塞发动机进气系统进行了三维CFD分析，通过稳态计算得到的进出口压力差，分析了进气歧管的流通性；通过计算得到的出口流量系数，得出了发动机的进气不均匀性较大这一结果，并指出了设计中所存在的问题。之后，本文利用发动机进气系统稳流试验台对原型进气系统进行稳流吹风试验，并利用试验数据对三维CFD仿真计算结果进行了验证，试验结果表明CFD的计算结果略大于试验结果，且误差在允许范围内。随后本文分析了发动机进气系统所需具备的结构功能和进气系统中流动特性，研究了进气管中能量损失及其影响因素。基于发动机一维性能仿真软件GT-POWER对发动机进气歧管长度、入口直径及稳压腔容积等结构尺寸进行了设计，一维工作性能仿真结果表明所设计的进气系统可以有效提高发动机的进气充气效率；并利用计算流体力学软件FLUENT对所设计的进气系统进行三维CFD仿真计算，分析了所设计进气系统的进气流通性和进气不均匀性。最后，本文利用发动机进气系统稳流试验台对所设计的进气系统进行稳流吹风试验，并利用试验数据对三维CFD仿真计算结果进行了验证，试验结果表明CFD的计算结果与试验结果相吻合，误差在允许范围内，证明了所设计的进气系统有良好的进气均匀性。