目前进气道与发动机匹配过程中常采用畸变模拟器模拟进气道出口产生的畸变流场,以畸变流场作为发动机入流条件验证发动机稳定性,这种方法将两者视为相互独立的个体,忽略了进气道与发动机中压缩部件间由于气动干涉造成的部件特性与工作状态的改变。本文针对一亚音速S弯进气道与一跨音速风扇开展了一体化三维定常数值模拟研究,研究两部件在一体化计算条件下部件特性和内部流动特征。计算结果表明在相同飞行工况,与单独进气道计算条件相比,一体化计算条件下进气道出口截面总压恢复系数小幅升高。下游风扇导流锥使进气道出口中心区域流体进入滞止状态,流体流速降低,静压升高。AIP截面形成由中心向机匣内壁的静压梯度,截面二维流线由单独S弯进气道的对涡形式转变为中心向外辐射状。对于本文研究对象,下游风扇对上游S弯进气道内部流场的影响范围是AIP截面前10%轴向长度。在AIP截面至风扇势干扰截面前,总压在各轴向截面呈对称分布,静压分布受下游风扇周向旋转的影响存在周向偏移,偏移方向与风扇旋转方向相同。静压周向分布变化造成轴向速度与旋流角分布的变化,与风扇旋转同向的旋流角增大,与风扇旋转反向的旋流角减小。越靠近下游风扇,变化趋势越明显。进气道出口畸变流场造成风扇总压比与等熵压缩效率降低,风扇堵塞点物理流量下降0.16%,稳定工作范围减小。低总压覆盖区叶片通道内熵值更高,损失更大。在最高效率点工况,叶片吸力面附面层与激波相互作用后形成的分离区熵值较高。在近失速点工况,叶顶区域通道内高熵区分为叶片吸力面分离区与通道中部主流与叶尖泄漏流掺混区两部分。低总压覆盖区叶片前端载荷更高,造成更强的叶尖泄漏流,通道内主流与叶尖泄漏流掺混损失区范围更大。