该文针对巡航导弹用S弯进气道的结构特点,在前人工作的基础上进一步发展完善出一种大偏距、短扩压、变截面形状的S弯进气道设计方法.该方法综合了多种中心线形状和进气道横截面面积变化规律,通过变更中心线与面积的变化规律以及选择不同的唇口形状、喉道与隔道位置等参数完成进气道的设计.此外,使用OpenGL三维图形函数库,该文根据此设计方法编写程序实现了导弹S弯进气道设计的CAD化.应用该设计软件,参考某型导弹的性能要求设计出一个椭圆转圆的S弯进气道模型,并对其进行了高速吹风实验.实验状态涵盖的范围为:来流马赫数Ma=0.6~0.9、导弹攻角-4°≤α≤8°、偏航角0°≤β≤4°.实验结果表明,模型进气道达到了很好的性能(出口总压恢复系数σ>0.97,出口气流畸变指数DC<,60><0.16).作为对导弹用S弯进气道性能的进一步研究,文中通过实验方法并结合CFD技术,分析了当飞行状态改变时对进气道性能的影响,得到在不同速度、攻角和偏航角状态下进气道的性能变化曲线,分析结果可供将来的导弹进气道研究与设计参考.