近些年来逐渐引起人们关注的三维内收缩式进气道，是一种具有独特优势的高超声速进气道型式。南京航空航天大学内流研究中心在国际上首次提出了一种新型三维内收缩式进气道概念——内乘波式进气道。已有的数值模拟和风洞试验的研究结果表明，与常规型式进气道相比，内乘波式进气道展现了较高的综合性能。本文在课题组前期研究工作的基础上，设计了可与高速飞行器柱形前体匹配的内乘波式进气道方案，开展了此类进气道的设计/非设计状态的数值模拟，分析并提出了此类内乘波式进气道设计参数的综合选取原则。全文研究内容主要包括以下几个方面：（1）基于基本流场设计参数，在来流马赫数4.0，入口气流偏转角8°，出口马赫数2.0的典型设计条件下，对用于内乘波式进气道设计最具优势的ICFC基本流场开展了特性研究。三维无粘计算结果表明，设计参数的变化将使流场波系结构和位置发生改变，但均基本满足“三波五区”流场特征。单一的设计参数变化，对流场的几何参数和性能参数的影响是相互矛盾的，并不能同时满足基本流场的选取原则。这部分所得研究结果，在今后设计具有特定性能要求的进气道时，为如何选择一组合适的基本流场参数提供了参考依据。（2）在来流马赫数4的条件下，分别基于不同入口气流偏转角、不同喉道设计马赫数的ICFC流场，完成了与高速巡航导弹柱形前体匹配、进口迎风面形状为类似半圆形的单模块内乘波式进气道方案设计。三维粘性计算结果表明，设计状态下，内乘波式进气道均与其所用基本流场保持了类似的流场结构和特征。喉道马赫数不变，入口气流偏转角增大，进气道下唇口末端前移，喉道压比和总压恢复均显著下降，但后者仍保持在0.662以上；入口气流偏转角不变，喉道马赫数升高，进气道下唇口末端不变，喉道压比显著下降，但总压恢复有所提升，并保持在0.655以上。各进气道在设计状态下均可捕获99.2%的自由来流，这将显著降低高速飞行器的溢流阻力。（3）分析了匹配高速巡航导弹柱形前体的内乘波式进气道低马赫数状态下的典型流动特征和起动能力的影响因素。着重考虑了进气道溢流口位置、模块数量、入口气流偏转角和喉道设计马赫数对进气道起动能力的影响。三维粘性计算结果表明，溢流口位置由两侧改至最下端后，起动马赫数由3.6下降为3.3；采用单模块方案，溢流口设置在下端后，起动马赫数下降为3.25；喉道设计马赫数不变，双模块方案下，入口气流偏转角每增大2°，起动马赫数约下降0.1；单模块方案下，提高入口气流偏转角最大可使起动马赫数下降为3.1；入口气流偏转角不变，进气道起动能力仅取决于内收缩比，喉道设计马赫数每增加0.2，起动马赫数约减小0.2。（4）分析了匹配高速巡航导弹柱形前体的内乘波式进气道反压状态下的典型流动特征和抗反压能力的影响因素。完成了带扩张段的可兼顾进气道设计点性能、低马赫数起动能力和抗反压能力的内乘波式进气道方案设计。三维粘性计算结果表明，本文所设计的匹配飞行器柱形前体的内乘波式进气道最大承受反压约为70倍的来流静压。如果选取50倍的来流静压为设计反压，进气道的抗反压裕度达到40%。另外，本文对于扩张段的设计略偏保守，实际设计过程中，可在喉道之前的进气道保持不变的条件下，适当增大扩张程度（增大扩张段长度或当量扩张角），进一步降低进气道出口马赫数，以适应发动机的需要。