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超燃冲压发动机是高超声速飞行器技术的核心，涉及学科众多，既要考虑单部件良好性能，又要兼顾飞行器/发动机部件、分系统之间强烈的相互耦合作用，研制难度极大。为了有效解决这些困难，本文从超燃冲压发动机内流道一体化设计的思想出发，依次从零维热力学分析、准一维估算分析、三维CFD数值分析的角度，对超燃冲压发动机内流道按照先总体、后部件的顺序进行了较为系统的性能与流场分析研究。 论文以基于咽式进气道的超燃冲压发动机内流道作为研究对象，首先通过气流推力函数分析确定了分系统进出口几何与流动参数，选择咽式进气道、等直隔离段、凹腔燃烧室和轴对称尾喷管作为分部件，建立了内流道一体化模型;随后编程开发了准一维燃烧室性能估算程序包和飞行器整机系统气动力/热工程估算程序包;最后运用CFD数值模拟方法，分别针对咽式进气道的设计/非设计工况性能、咽式进气道与等直隔离段的反压特性、凹腔燃烧室冷态/燃烧流场变化规律进行了深入地现象分析和机理研究。 开发了咽式进气道设计程序，进行了参数化分析，数值模拟了不同攻角下的变Ma数起动/不起动流场，对比了相同设计约束下咽式进气道与二元进气道的变Ma数性能，结果表明，咽式进气道出口宽高比接近2∶1时总长、润周面积等几何性能更好;设计时建议压缩角配置在8度～12度范围，性能参数相对更优;咽式进气道Ma数工作范围较窄，但起动状态性能良好，尤其低Ma数时流量捕获、总压恢复等维持在较高水平和较小变化幅度;咽式进气道不起动分离结构位于俯仰段，零攻角时呈现轻微不对称、带攻角时严重不对称，侧向溢流包括部分未捕获来流和部分分离包内部气流;尽管基准流场类似，相同约束下设计的咽式进气道和二元进气道，后者性能更差且更容易不起动，二者溢流形式亦不相同。 关于变反压条件下咽式进气道/等直隔离段的流场特性，研究表明，通过经验公式得到的隔离段长度偏短;受咽式进气道出口附面层发展情况影响，隔离段中激波串主要在俯仰方向上发展且呈现不对称，超声速主流因此偏向隔离段底部和中心轴线的偏航两侧;出口平均Ma数、总压恢复系数在激波串出现初期下降最快;一旦咽式进气道由于高反压发生了不起动，仅通过降低反压的方式难以实现咽式进气道的再起动。 针对三种不同凹腔深度的燃烧室进行了数值仿真，结果显示，冷态流场中燃料喷流仅有很少部分受凹腔剪切层影响进入凹腔内部，随着凹腔深度的增加，燃料喷流整体受凹腔的影响趋弱，但凹腔内部燃料与空气混合加强，流场中存在的波系对燃料与空气的混合具有促进作用。燃烧状态下，受释热产生的高温高压影响，燃料喷流轨迹产生了向外偏折的现象，凹腔上方存在一道正激波，波后为局部低速高压区。化学反应燃烧主要发生在了凹腔内部，并且近似为等压区，由于三种凹腔均实现了稳焰效果，扩张段燃烧反应相对很弱。