摘要：冲压动力导弹的进气道性能决定了导弹动力系统的优劣，因此在冲压动力导弹设计初期，有必要对二元混压式进气道超声速压缩段性能进行快速估算及优化。针对该问题，提出将进气道外形进行参数化建模，建立基于特征线及边界层理论的进气道性能快速估算方法，并通过激波边界层干扰分离指标变量以及喉道流动参数二次修正，提高对进气道性能估算的精度。估算结果与CFD计算结果的对比，表明了该方法可以对设计状态下二元混压式进气道超声速压缩段阻力系数、平均总压恢复系数及流量系数进行具有较高精度的快速估算，最大误差不超过1．5％。此外该方法与遗传优化算法结合，对进气道超声速压缩段外形设计参数进行快速优化，使进气道压缩段阻力系数下降了13．8％，表明该结合方法可在冲压动力导弹设计初期阶段提高二元混压式进气道的性能。

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