随着吸气式高超声速推进技术的日益成熟，各种能实现从地面零速到高超声速飞行的组合循环发动机概念日益为各国研究机构所重视，其中一种采用预冷技术的 SABRE 发动机方案尤为引人注目。为满足某新型预冷组合发动机总体方案论证需求，本文开展了与之相匹配的宽范围进气道调节方案研究。
　　论文首先从 SABRE 发动机的轴对称可调进气道入手，探索并设计了多种调节方案，并通过数值仿真研究逐渐形成了一种能够满足新型预冷发动机总体方案论证要求的轴对称双通道进气道平移分流板调节方案。
　　其次，论文针对该轴对称双通道进气道平移分流板调节方案开展了关键设计参数的影响规律研究，对包括中心锥起始半锥角、分流板前缘点位置、分流板前缘内外初始角以及进气道唇口初始角等关键设计参数进行了分析，最终形成了一种能够满足发动机总体性能要求的设计方案，并对该方案典型工况下的总体性能与流动特性进行了数值仿真研究。结果表明：中心锥起始半锥角对进气道设计影响至关重要，起始半锥角13°的进气道方案较20°方案其冲压通道和涡轮通道在来流马赫6时临界总压恢复系数分别提高了16%和14%，最大迎风面积减小了12.2%，但中心锥和分流板平移调节距离分别增加84%和91%；分流板前缘位置、内外初始角度影响到两通道的流量分配与流道匹配；本文所提供的设计方案通过中心锥与分流板的协调平移运动，可在满足涡轮与冲压两通道流量分配要求的同时实现两通道压缩量的匹配调节，满足发动机工作要求。
　　论文最后对考虑工程应用的可调进气道实现方案进行了设计，对比分析了三种结构实现方案。其中，中心锥固定+唇罩平移的方案可在总体性能不变的前提下使分流板调节距离缩短86%，具有更好的工程可实现性。