超声速飞行器进气道产生的激波与机身诱发的激波相互干扰,极大地增加了飞行器的音爆水平,为了降低超声速进气道引起的音爆水平,本文采用数值模拟方法对具有低音爆特征的二元进气道和内转式进气道的设计方法及流动特性开展了研究。首先,对一种发散等熵压缩二元低音爆进气道设计方法进行了研究,基于低音爆约束,构建了具有0°唇罩角和发散等熵压缩前体特征的二元低音爆进气道方案,数值模拟分析探讨了起始压缩角、气流偏转角、唇罩结构角以及喉道位置等典型几何参数对进气道流动特征的影响规律,结果表明:起始压缩角θ0越大,起始斜激波越强,激波损失越大,总压恢复系数σ越小;气流偏转角θ1越大,总压恢复系数σ越小;唇罩结构角δ越大,唇口反射激波越强,总压恢复系数σ越小。其次,基于低音爆约束,采用曲内收缩基准流场和流线追踪技术,构建了具有零度唇罩角和曲内收缩前体的内转式低音爆进气道方案,数值模拟分析探讨了起始压缩角、唇罩结构角、母线方程中心点位置以及二次项系数等典型几何参数对进气道流动特性的影响规律,结果表明:起始压缩角θ0越大,总压恢复系数σ越小;唇罩结构角δ越大,总压恢复系数σ越小,升阻比越小;中心点位置对进气道性能影响较小,二次项系数则对性能影响较大。接着,在典型几何参数变化规律的基础上,形成了二元低音爆进气道和内转式低音爆进气道的设计流程,完成了低音爆进气道气动方案设计,数值模拟分析了二元和内转式低音爆进气道的速度特性、反压特性以及攻角特性,结果表明:按本文设计流程,可以实现预期的低音爆进气道气动方案设计;来流马赫数Ma∞和攻角α是影响音爆ωBoom的重要因素,Ma∞越小,进气道溢流越大,溢流激波越强,远场扰动越剧烈,音爆越强;攻角越大,唇罩激波越强,音爆越强。最后,将低音爆进气道与常规进气道、二元低音爆进气道与内转式低音爆进气道进行了数值模拟分析对比,结果表明:相同来流马赫数Ma∞或攻角α下,低音爆进气道总压恢复系数σ低于常规进气道,二元低音爆进气道总压恢复系数σ低于内转式低音爆进气道,低音爆进气道音爆ωBoom远低于常规进气道,内转式低音爆进气道音爆ωBoom低于二元低音爆进气道。其中,Ma∞=2.2、α=4°时,二元低音爆进气道ωBoom约为内转式低音爆进气道4.45倍。