内收缩进气道是一种利用三维曲面压缩的高超声速进气道,具有压缩效率高、进出口截面形状灵活可控的优势,但由于在低马赫数时存在起动问题,难以适应宽速域工作范围的要求。为了实现未来飞行器宽速域工作、部件高度一体化的愿景,本文对宽速域工作的内收缩进气道一体化设计开展研究。首先,针对内收缩进气道低马赫数范围起动困难这一问题,开展了非对称捕获改善进气道起动的研究。数值模拟结果表明,随着侧偏距离的增加,进气道的自起动马赫数降低,内收缩进气道的起动问题得到了改善。其次,针对内收缩进气道能否应用于并联式涡轮基组合动力高速通道这一问题,开展了几何可调的内收缩进气道与涡轮进气道的一体化设计研究。数值结果表明,通过几何可调方案,TBCC内并联内收缩进气道在0~6的马赫数范围内均能起动。在各工况点下,TBCC进气道均保持较高的压缩效率和流场品质。再次,针对内收缩进气道能否在转级马赫数顺利起动这一问题,对TBCC内并联可调内收缩进气道的模态转换过程进行了研究,得到了高低速双通道气流耦合情况下的流场及性能变化规律。研究表明,在模态转换过程中,高低速通道能保证流量及推力的平稳过渡;对冲压通道继续施加反压引发的耦合现象,可以使分离区及耦合激波较好的稳定在喉道段,推迟了由反压诱发的不起动现象,具有较高的应用价值。最后,针对组合动力和飞行器前体的一体化问题,开展了乘波前体与TBCC内并联可调内收缩进气道的一体化研究。研究表明,一体化构型充分利用了前体的高升阻比及预压缩特性,流量系数较高,压缩性能较好,进一步提高了TBCC进气道的抗反压能力。