摘要: 在飞行器总体对发动机进气道长度、偏距和相贯位置有特定要求及叉形弹翼根部空间的限制情况下,设计了一种大偏距、短扩压的S弯进气道.进气道的设计特点是在唇口后保证有尽可能长的S弯扩压段,扩压段在采用合理的中心线变化规律和面积变化规律的情况下,通过变宽度的方法确定截面形状,以满足总体要求.风洞模型实验结果表明:1.进气道具有良好的气动性能,高的总压恢复系数(σ＞0.985),较低的周向稳态总压畸变指数(△σo＜1.0%)和径向稳态总压畸变指数(△σp＜2.8%);2.在一定马赫数下,进气道性能对正攻角和偏航角不敏