随着世界航天航空技术的进步，对于飞行器推进器所要满足的空间高度、飞行速度都提出了新的要求。由于不同类型的发动机在不同的飞行马赫数范围内具有各自的性能优势，因此将两种或多种发动机在每一任务段的优势进行有机结合成为目前研究的趋势。涡轮基组合发动机由于其潜在的优势，具有广阔的应用前景，而进气道做为航空推进系统重要的组成部件，其设计技术直接影响着涡轮冲压组合发动机的研究发展。 本文提出涡轮发动机和冲压发动机两种相对位置以及两种进气结构共四个方案的进气道布局设计，并借助FLUENT软件对四种进气道布局方案进行了8种工况(4种涡轮发动机进气条件，4种冲压发动机进气条件)下流场数值计算。数值模拟结果表明：涡轮发动机和冲压发动机采用共用进气道并且冲压发动机布置在下方的气动布局方案，进气道在较宽马赫数范围内总压恢复系数高、抽吸流量小、扩压性能好并且高马赫数时阻力较小，综合性能较其他设计方案好。 考虑到飞机在实际飞行时，进气道经常工作在各种不同的攻角下，由于攻角的影响，进气道的性能会发生很大的变化。本文以设计方案二为例，讨论了来流攻角对进气道性能的影响。通过数值模拟分析得出：几何可调进气道大大提高了进气道的抗攻角能力；不同的来流马赫数状态下，进气道性能受来流攻角的影响规律不同。1.9Ma时，进气道性能随攻角增大略微呈线性递增变化；而2.5Ma和3.0Ma时，进气道的性能随攻角呈抛物线变化。 另外，进气道流场中常常会出现激波附面层相互干扰的现象，由于激波附面层的影响，进气道的性能也受到影响，本文以设计方案二为例，讨论了喉部抽吸率对进气道性能的影响。结果分析表明：超音速进气道喉部开孔抽吸，均化了进气道喉部流场，减弱了激波附面层的相互作用，有利于正激波稳定在喉部，提高了进气道性能。