针对某飞行器降温系统对进气阀口的高性能需求,开展了亚声速S形渐变流道的阀口设计,通过数值仿真和试验研究了S形阀口气动性能和耦合强度。采用压力远场边界、全场初始化的亚声速可压缩流场和背压法模拟流量的数值模拟方法,获得了不同流量工况和攻角状态下的气动性能,并通过风洞试验研究了进气阀口的实际气动性能,在来流0.7 Ma、流量160 kg/h下的总压恢复系数为0.978~0.999,结果表明数值仿真和试验结果一致,可以应用于类似进气道的气动性能分析和优化设计。采用流固界面压力插值映射单向流固耦合方法对进气阀口强度分析表明,强度安全裕度满足要求,经风洞试验的进气阀口结构完好无损。