根据现役无人机进气道的结构特点,本文以后置两侧布局的S弯进气道作为研究对象,完成了一种大偏距、短扩压S弯进气道的设计,设计包括中心线、面积变化规律选取、唇口设计和隔道设计等。并且本文对设计模型进行流场数值研究,得到进气道的各种性能曲线和出口图谱,并对其进行相应分析,计算结果与实验吻合较好,同时也提供许多流场细节;针对在大偏航角状态下,进气道性能变差问题,本文分析了外部流场,得到了机身涡是引起其性能恶化的主要原因。最后本文对所研究进气道进行模型设计,加工出物理模型,并进行风洞实验研究,得到进气道的速度特性、攻角特性、偏航角特性,及进气道出口图谱等。研究结果表明:1)在平飞状态下,随着来流速度的增加,进气道总压恢复系数变化不大;DC60在0.14以下,变化规律为先减小后增大,在Ma 0.70时达到最小,但是其变化范围很小。2)在设计马赫数Ma 0.63,β=0°时,进气道总压恢复系数随着攻角增加略有下降;DC60小幅度变化。这说明进气道唇口后斜3°的设计是合理的。3)在设计马赫数Ma 0.63和攻角α= 0°状态下,进气道性能随偏航角的正负不同,随着偏航角的增加,总压恢复曲线是先增加而后减小,并且负偏航角(迎风侧)进气道性能较正偏航角(背风侧)的高。DC60在负偏航角度和小的正偏航角度的范围内变化幅度很小,但在大的正偏航角度下,增加较剧。4)进气道在Ma0.50～0.75范围内,攻角α?2°~ 8°范围内,偏航角β? 2°~2°范围内变化时,其总压恢复系数σ一直都保持在0.986以上,畸变指数DC 60也保持在0.28以下,满足发动机的工作要求。5)大偏航角状态时,背风侧进气道,受机身附面层及机身涡的影响比较大,虽总压恢复系数并不低,但畸变指数DC60较大,在使用中需要采取相应的技术措施。