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上世纪70年代以来,螺旋桨飞机由于推进效率高和经济性好等优点而重新受到重视与发展。由于结构上的兼容性要求,使其进气道几何型面设计具有一定难度。结构特殊性加上螺旋桨滑流影响使进气道流场复杂化,因此快速参数化设计出性能良好的涡桨进气道具有重要意义。本文采用唇冠到唇脊变厚度唇口设计;基于环形截面方法设计主通道,设计几何特征参数沿通道变化规律,改造S型曲线公式以适用涡桨进气道中心线设计要求,提出扩展角采用Nurbs曲线变化规律。并根据单勺进气道设计算法,在Nussyppag体系下编程开发了单勺进气道可视化造型软件TurboPropInlet。针对设计马赫为0.5的单勺进气道模型,本文研究了几何参数对单勺进气道性能的影响,主要结论如下:唇脊收缩比对唇口设计性能影响大于唇冠收缩比;进出口偏距越大或喉道扩展角越大,出口总压畸变指数越大;主通道采用先扩张后收缩方式能很大程度上减小出口总压畸变指数。优选模型设计性能良好,设计状态下总压恢复系数为0.9864,总压畸变指数DC(60)?为0.0912。优选模型在较大流量范围和飞行马赫内性能良好;在小于?15的攻角和侧滑角范围内性能下降幅度小。上述研究结论对于涡桨进气道设计和性能分析有一定指导意义。本文最后基于滑移网格技术研究了低速起飞状态下滑流对涡桨进气道性能的影响,为以后深入进行螺旋桨滑流影响研究打下了一定基础。