进气道性能的优劣对推进系统的综合性能发挥着至关重要的作用,对于宽马赫数运行的战斗机,要求进气道在飞行包线内不同工作点都能够稳定高效的运行。在来流条件变化时,需要进气道实时调节以满足不同来流条件的性能需求。同时要实现战斗机在不同来流马赫数下稳定运行,需要有效的推进系统一体化控制,推进系统一体化控制要求控制系统能时刻感知进气道的出口性能参数,这就要求建立准确而具有实时性的进气道数学模型。为了解决进气道性能不足的问题,本文设计了一种综合斜板角度调节,辅助进气门调节以及辅助放气门调节的二元变几何进气道,通过上述调节手段,使得进气道性能得到明显提升。针对现有进气道数学模型大多通过物理规律建模,或者通过计算流体力学方程简化建模,亦或是基于CFD数值计算但范围较窄的建模,本文建立了一种运行在Ma0-2范围内的进气道模型,并基于不同任务点性能需求给出了进气道模型调节规律。本文首先给出了二元变几何进气道设计的一般方法,采用基本气动关系和CFD数值计算相结合的方法,设计了Ma2设计点的基准型面,通过斜板角度调节获得了非设计工况点的几何型面,并设计进气门和放气门使得进气道满足不同工况的流量需求。保证了进气道亚声速范围总压恢复系数不小于0.94,在超声速范围高马赫数下不小于0.85的要求,同时在不同来流条件下满足流量需求。在此基础上分别研究了进气道在亚声速范围内,跨声速范围内,以及超声速范围内不同影响因素对进气道性能参数的影响规律。其次针对进气道模型引入优化的拉丁超立方方法设计合理的数值计算工况点,分别采用响应面分析法和径向基神经网络建立了亚跨声速范围的进气道数学模型,模型输入参数有来流马赫数,来流高度,进气门开度,进气道反压,输出参数为进气道流量系数,总压恢复系数以及阻力系数。通过比较验证发现对于流量系数和总压恢复系数的建模两种方法误差都较小,在5.5%以内,而对阻力系数建立的模型相对误差在高马赫数下较大,但绝对误差仍较小,在超声速范围内通过流场分析和数值计算拟合相结合的方法,建立了进气道流量系数和总压恢复系数的模型,模型误差较小在2%以内。最后分析了进气道在不同飞行任务下控制规律的获取方法,根据建立的数学模型以及已有的执行机构控制框图,建立了基于马赫数控制的进气道控制系统模型,并对不同任务点下进行了仿真验证。研究发现建立的进气道控制模型能较好地描述进气道的动态调节过程,具有良好的实时性,对推进系统一体化控制建模具有一定的参考价值。