无附面层隔道超声速进气道（Bump进气道）是一种低雷达散射进气道,符合下一代战机超声速巡航,重量轻,隐身性能优的设计目标。本文采取数值仿真的方法,针对翼身融合飞行器肋下角区布局的无隔道超声速进气道的设计方法及气动特性进行了研究。首先,介绍了国内外超声速进气道研究概况,对Bump进气道基本概念以及乘波体的设计方法进行了简要说明。在此基础上,理论分析了超声速理想气体绕流圆锥的流场,详细推导了Taylor-Maccoll控制方程,利用Python语言编写了数值求解程序。其次,分别对锥导乘波理论及密切原理设计的鼓包压缩面进行数值模拟,探究锥底圆半径和激波曲线曲率分布对鼓包附面层排除效果的影响,结果表明:两种鼓包压缩面均具有向鼓包两侧排除附面层的能力;采用锥导鼓包设计时,锥底圆半径越小,附面层排除效果越好,采取密切原理设计时,激波曲线曲率分布影响附面层的排除效果;鼓包最大高度相同时,密切鼓包表面横向压力梯度大于锥导鼓包。接着,根据锥导乘波理论,分析设计参数展向角φ1、φ2的选取对锥导鼓包压缩面附面层排除能力的影响规律。结果表明:当展向角φ1=φ2时,随着展向角的增加,鼓包压缩面排除低总压分布的附面层效果越来越显著,但是对于高总压分布的附面层,存在一最佳排除附面层的展向角,最佳展向角出现在140°-150°范围之间;当展向角φ1≠φ2时,φ1和φ2的相对大小关系影响着机身和机翼侧附面层排除效果,可以根据机身与机翼两侧附面层排除的难易程度而灵活选择展向角。最后,针对一种翼身融合飞行器,以数值模拟为分析手段,设计肋下角区布局的Bump进气道,给出了设计参数的选取原则,研究了鼓包过渡段与结尾正激波相对位置对波系的影响,探讨了唇口斜切角对进口波系以及附面层排除效果的影响,详细分析了进气道在设计状态下的流场特征,讨论了进气道的马赫数特性和攻角特性。