采用火箭基组合循环推进系统（Rocket-Based Combined Cycle，RBCC）的各种跨大空域（0—40km+）、宽速域(Ma0—6+)的飞行器是二十一世纪航空航天技术领域的研究热点，包括新一代吸气式天地往返运载器、高超声速巡航飞行器、高超声速远程客机等。这类基于RBCC的飞行器的前体/进气道是其重要气动部件，具有如下关键设计需求和特点：1）为满足飞行器大空域、宽马赫数飞行需求，一般应采用变结构设计以兼顾高低马赫数条件下的气动性能；2）为减小阻力，应采用前体/进气道一体化设计；3）前体/进气道的布置需服从总体设计约束，保证机体头部、腹部的装载空间和满足升力、力矩匹配需求等。本文以基于RBCC动力的飞行器前体/进气道一体化气动构型设计为主要研究内容，探索了进气道的型面气动设计方法、高低马赫数下变结构方案安排、火箭安装支板与进气道的一体化布局策略等问题。具体包括：在相同来流条件下、相同前体构型尺寸和燃烧室出口尺寸几何约束下的1）二维平面压缩进气道及其变结构设计，包括保证低马赫数下进气道起动的附面层排移隔道设计；2）基于Busemann流场的三维内收缩进气道及其变结构设计。采用CFD工具对前体/进气道的流场进行了数值计算，获得了各自的流动特征和性能参数。结果表明，二维进气道高速流动的压缩主要发生在机体一侧的楔面上，火箭支板的气流压缩局限在隔离段内，某种程度上限制了进气道设计的余地；三维Busemann进气道除机体一侧壁板压缩气流外，两侧壁板也参与气流压缩，且能和火箭支板一体化布置；相比二维进气道，三维Busemann进气道压缩具有更强的压缩能力，在同样气流压缩要求下，可以长度更短一些；在低马赫数时具有较高流量系数。