对于采用飞行器/推进系统一体化设计的飞行器而言,其前体下表面是进气道的预压缩系统,后体下表面则承担排气系统的膨胀功能。这种设计使得飞行器前后体对发动机的工作效率有很大影响,而发动机出口流动状况又会决定后体的压力分布,进而改变飞行器的综合推阻特性,因而一体化飞行器通常表现出强耦合、非线性等特性。本文通过建立飞行器气动力和冲压发动机数学模型研究了进气系统设计参数对飞行器推阻特性的影响规律,在此基础上研究了一体化乘波前体及二元TBCC进气道设计方法。同时设计了一种可应用于二元TBCC进气道的变几何方案,并通过数值模拟获得了一体化二元TBCC进气道在马赫数范围Ma=0~4.0内各典型工作模态下的气动性能,其具体内容如下:首先,采用气动力近似模型法分析飞行器纵向剖面内各处的流动特征及分布情况,计算了飞行器上各处相对于参考坐标系产生的力和力矩,建立对应的近似模型。同时根据飞行器/推进系统综合设计要求建立了吸气式亚燃冲压发动机数学模型,并分析了进气系统设计参数(总偏转角与唇口角度)对推进系统性能和飞行器综合推阻特性的影响。其次,依据吻切流理论生成了多级锥导乘波体,进而设计了融合乘波前体的二元进气道。数值模拟结果表明该种前体能有效的提高飞行器升阻比,减小外压缩段横向溢流,提高进气道流量系数。设计了一种二元TBCC进气道变几何调节机构,整个机构在变几何调节过程中始终保持压缩段型面平滑过渡,避免了不必要的膨胀,实现了改变几何型面、放大喉道面积的调节功能。然后,通过三维数值仿真研究了二元TBCC进气道典型工作模态下的流场特点及气动性能。在飞行马赫数为4.0时,进气道流量系数为0.92,冲压通道出口截面平均马赫数为0.27,出口截面平均总压恢复系数为0.47。当进气道处于冲压模态时,流量系数不小于0.65,出口总压恢复不小于0.47;进气道处于涡轮模态时,流量系数在0.65左右,出口截面平均总压恢复系数不小于0.75。最后,通过定常数值模拟的手段分析了进气道处于过渡模态时不同分流板开度下的流场特性和气动性能。当进气道处于过渡模态时,主要依靠调节分流板开度完成工作模态的切换,单个通道出口的性能好坏和反压承受能力通常与通道流量呈正相关。结尾激波尚未越过分流板时,冲压通道与涡轮通道互不干扰。结尾激波通过分流板后将会影响两个通道的流量分配,进而影响其气动性能。