协同吸气式火箭（Synergetic Air-Breathing Rocket Engine,SABRE）发动机是一种革命性的新型深度预冷组合循环发动机,其可以扩展飞行包线、增大推力、提高推重比。预冷换热器和进气道是SABRE发动机的关键部件,预冷器安装在进气道中,高温空气经过预冷器后温度大幅降低,如何实现预冷器和进气道的一体化设计以及利用CFD（Computational Fluid Dynamics）数值仿真模拟预冷器的预冷效果是预冷发动机的关键技术。本文针对SABRE-3发动机设计了预冷发动机进气道,在此基础上提出了多种预冷器和进气道一体化方案,通过不同的预冷计算方法研究了预冷对发动机进气道流动特性的影响,探究了预冷计算方法的可行性。首先,基于外压式进气道设计方法设计了预冷发动机用轴对称可调进气道,实现各工况中心锥激波封口设计,并以数值模拟为研究手段,计算了各工况下进气道的临界状态以及临界状态下的性能。结果表明:全包线范围内进气道的流量系数基本均在0.97以上,临界状态下结尾激波均稳定在挡风板后方;临界状态时低速工况下进气道性能较好,两通道总压恢复系数随马赫数升高而逐渐降低,高速工况进气道总压恢复系数偏低。其次,设计了直线型预冷器、阶梯型预冷器和进气道一体化模型,以临界状态无预冷进气道流场为基准流场,通过单一源项法冷却来流高温空气,研究了不同预冷器、不同安装角度下直线型预冷器冷却效应对进气道特性的影响。结果表明:预冷后两种预冷器/进气道低速工况涡轮通道出口总温均可降低至320K以下,涡轮通道流量系数较预冷前基本都有所升高,总压恢复系数变化不大;不同安装角度会对进气道产生影响,30°直线型预冷器的冷却性能最好,涡轮通道总温分布均匀。最后,设计了30°直线型预冷器和进气道一体化模型,利用多孔介质耦合源项法模拟预冷器的压降效应及冷却效应,并验证了多孔介质模拟流体阻力压降的可行性,研究了预冷效应对进气道流动特性的影响,对比了两种方法四个方案的预冷性能。研究表明:阶梯型预冷器/进气道中多孔介质可以兼顾模拟预冷器的压降效应及冷却效应,预冷后结尾激波相比预冷前向前移动了一段距离,各工况涡轮通道出口总温较预冷前降低了49%～73%,其中低速工况可以降至210K左右;在预冷效应下涡轮通道出口马赫数降低,流量系数较预冷前降低了9%～20%,预冷前后总压恢复系数变化不大。