亚燃冲压发动机进气道的设计在高速导弹和TBCC推进的高速飞行器中均是有重要影响的问题。本文着眼于兼顾亚燃冲压发动机进气道的高气动性能和良好的起动特性、反压特性等,进行了若干关键参数对设计方案性能的影响分析。首先针对典型进气道在不同来流马赫数下的流场进行了数值模拟和分析,发现随着来流马赫数的减小,进气道的流量系数逐渐减小,总压恢复系数逐渐增大;当来流马赫数小到一定数值时,进气道出现不起动,性能急剧下降。数值模拟发现,进气道不起动时进口前形成λ形激波,进口处存在流动分离。对喉道处压比相同但内外压缩比不同的进气道进行了数值模拟和分析,发现随内外压缩比的增大,设计状态喉道处总压恢复系数先增大后下降,在内外压缩比约为0.7时出现喉道处总压恢复系数的极大值。研究还发现,进气道起动马赫数随内外压缩比增大而增大。对外压段相同但喉道处压比不同的进气道进行了数值模拟分析,发现喉道处压比越大,进气道起动马赫数越高。分析了不同喉道处压比的进气道的起动特性和反压特性,发现随着设计状态喉道处压比增大,进气道起动马赫数和极限反压均增大,而在相同反压时,设计状态喉道处压比越大,激波串越靠前,但激波串的波前压力非常接近,且出口气流平均参数也非常接近。