协同吸气式火箭发动机（Synergic Air Breathing Engine,SABRE）是一种吸气式发动机和火箭发动机高度集成的组合预冷发动机,其飞行速域宽,吸气模态（Ma0-5）下涡轮燃烧室和亚燃冲压燃烧室分别独立工作,涡轮燃烧室前安装了压气机,因此对进气道总压恢复系数的要求不高,但需要涡轮通道维持相对稳定的空气流量。预冷器由微通道换热管束排列而成,预冷器流场与进气道流场耦合在一起互相影响,合适的数值模拟方法是研究难点。本文仿照SABRE发动机结构设计了预冷发动机进气道,通过两种计算方法模拟预冷器效果,获得了预冷发动机进气道流场特性。首先,设计单锥轴对称可调进气道,在全速域工况下对其进行数值模拟,并且进行了无预冷进气道节流特性研究,结果表明:进气道基本实现全速域工作,涡轮通道流量变化平稳;Ma5无预冷工况的涡轮通道近乎壅塞;高马赫数工况下,进气道对涡轮通道流量的抗干扰能力更强。其次,通过多孔介质耦合源项法对预冷工况的进气道进行了数值模拟,并且研究了预冷工况的进气道节流特性,结果表明:Ma2-5预冷工况的涡轮通道出口总温降至200-300K;经过预冷后Ma5工况的涡轮通道马赫数降低至0.3,极大地缓解了壅塞状态;虚拟预冷区内各项气动参数不均匀,下游形成低速低温区;涡轮通道流量越大,虚拟预冷区降温效果越好,而冲压通道总温几乎不受流量分配情况的影响;两通道总压恢复系数与涡轮通道流量系数呈负相关,可以牺牲部分涡轮通道流量以提高两通道总压恢复系数。最后,对孔壁换热的不同数值传热方法进行了初步探索,同时从SABRE预冷器几何特征着手将其简化为无环绕流的轴对称管束模型,在Ma2-5工况下对基于孔壁换热的进气道流场进行了仿真,并与不同出口条件的无预冷流场进行了对比。结果显示:通过孔壁换热区模拟预冷器的流动换热是可行的,在50-100m/s的来流条件下,使用冷气侧传热系数hcool=3000W/（m~2·k）的管束模型对来流的冷却效果最贴近试验拟合公式;飞行马赫数越高,进气道的涡轮通道降温幅度越大,但出口总温仍是上升趋势;孔壁换热区具有较强的整流作用,换热区下游的总温和马赫数分布均匀;孔壁换热区下游的总压恢复系数仅为上游的40%左右。