为满足未来飞行器的经济性和环保性目标,美国航空航天局启动了超高效发动机技术研究,以降低耗油率、减小噪音和减少NOx排放量。由于翼身融合飞机相比传统布局方式的飞机,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。有研究表明,对翼身融合飞机而言,具有最高燃油效率时的飞机进气道有如下几个特点:短扩压、进口截面类似半圆形、吸入一些附面层流体等。本文对传统的S弯进气道设计方法进行了改进,以符合进气道安装在翼身融合飞机尾部的气动布局,通过选择缓急相当的中心线分布规律和先缓后急再缓的面积分布规律,以超椭圆方程曲线为轮廓,使用NACA1系列翼型的唇口形式,设计了一种附面层吸入式进气道。通过数值模拟的方法,对进气道内外流场进行统一求解,探讨了飞机的前机身长度和来流马赫数对进气道性能的影响。针对该进气道吸入大量附面层流体后,总压恢复系数低、流场畸变大的特点,采用了给附面层吹气和射流式旋涡发生器两种主动流动控制方案。通过在S弯进气道入口附近弯道底部布置多根小管吹气,以期达到改善进气道出口气流品质、抑制旋流、降低进气道出口畸变程度的目的。通过改变小管的吹气角度、小管安装的轴向位置、通过小管的射流流量和小管的数目,讨论了这四个参数对进气道流场的影响,研究结果表明:对于给附面层吹气的方案,随着吹气角度变化,顺主流的效果比逆主流的效果好;在不同的质量流量情况下,并非质量流量越大效果越好。对于旋涡发生器的方案,其在第一个弯道附近控制效果较好,随着质量流量适当增大,流场畸变进一步下降,控制效果更好。总的来说,旋涡发生器在相同的质量流量条件下,比给附面层吹气的效果要好,采用组合形式旋涡发生器进行流动控制后,出口总压恢复系数有小幅降低,出口截面总压畸变降低,出口截面旋流畸变远远小于不吹气方案中的旋流畸变。主动流动控制能够改变流场结构,通过调整控制参数,可以得到较好的控制方案,但寻找到最优的流动控制方案仍需深入研究。