进气道作为吸气式高超声速飞行器推进系统的重要组成部分,其工作状态特别是起动性能对发动机/飞行器有重大影响.当进气道处于正常工作状态时,进气道可为发动机提供满足工作要求的压缩气体.当进气道处于不起动状态时,内收缩段内存在大规模的流动分离,流量捕获下降,平均马赫数、总压恢复系数显著降低.当造成进气道不起动的因素消失后,进气道能重新进入起动状态,这个过程定义为进气道自起动过程.通常通过改进设计,加强与发动机燃烧室的匹配,变几何,流动控制等措施提高进气道起动能力.高超声速进气道最显著的特点是激波边界层相互干扰,探索进气道流动控制方法往往从研究进气道激波边界层相互干扰的流动机理着手.本文针对设计的某曲面乘波进气道,采用经过试验验证的数值模拟手段,通过对进气道流动的模拟分析,探索了开槽泄流等流动控制方法,研究了开槽位置、开槽宽度、开槽数目及其各种组合对进气道性能特别是起动及抗反压性能的影响,研究表明,通过开槽泄流方法,能够实现有效的流动控制,从而提高曲面乘波进气道的起动性能.