为了实现未来飞行器的经济性和环保性目标,NASA启动了超高效发动机技术研究计划。其中,翼身融合飞机配合半埋入式发动机使用,具有更大的升力、更小的阻力和更好的经济性,受到国内外学者的广泛关注。翼身融合飞机采用半埋入式S弯进气道且置于飞机尾部,所以吸入大量的机身附面层,其厚度占到进气道喉部高度的29%～36%,致使总压恢复系数降低、总压畸变和旋流畸变增大,降低了进气道的性能。为了提高半埋入式S弯进气道出口流场气流品质,本文进行了进气道通流结构的优化设计和进气道流场主动流动控制技术研究。首先,为了保证计算结果的可信度和提高计算效率,本文对进气道内外流场耦合计算所需网格数量和湍流模型进行了研究。结果表明,127左右万网格数量可以满足网格独立性要求,Realizable k-ε湍流模型能够较为准确的反映进气道流场细节。其次,以原型中心线和截面面积参数为基础,应用Hicks-Henne型函数线性叠加的方式对进气道进行参数化建模,以优化软件ISIGHT为平台,集成Matlab、Gambit和FLUENT对半埋入式S弯进气道进行了优化设计。通过优化设计,进气道总压恢复系数增加了0.8%,总压畸变指数降低了约30%,提高了进气道出口流场品质。然后,为了进一步提高进气道流场品质,提出了吸气和吹气控制附面层流体的主动流动控制方案。在进气道沿流向不同位置布置吸/吹气控制装置,研究吸/吹气位置和吸/吹气量变化对进气道出口流场品质的影响。研究发现,吸气控制是降低总压畸变指数有效手段;比较理想的吸气控制方案应该布置在附面层流体发生分离之前的位置,比如唇口位置。最后,在对单独吸气和吹气控制方法研究的基础上,针对吹/吸组合控制技术展开了初步探讨。就本文研究的方案而言,组合控制对流场的改善程度虽然不及单独吸气控制,但是却好于单独吹气控制效果。由此可见,组合控制效果不是吹气和吸气控制作用的简单叠加。