Bump进气道作为先进超声速战机常用的一种进气形式,当其运行时,结尾激波不可避免会和鼓包面上的边界层相互干扰,形成复杂的三维激波/曲面边界层干扰流动。本文通过仿真和实验并举的方法,重点针对Bump进气道内的结尾激波/边界层干扰现象开展研究,并探索了唇罩几何构型对该类流动的影响。首先,针对典型Bump进气道在设计和非设计状态下的结尾激波/边界层干扰问题开展了研究。发现在设计马赫数的临界和超临界状态下,结尾激波/边界层干扰流动在对称面附近表现为准二维干扰,同时在侧壁附近形成回流区结构;在低马赫数的临界状态下,侧壁附近的回流区仍然存在,但对称面附近的低能流排移效应有所增强;在设计马赫数的亚临界和高马赫数的临界状态下,干扰流动则完全是由侧壁回流区所主导。其次,研究了入口宽高比对Bump进气道结尾激波/边界层干扰流动的影响。研究表明,随着入口宽高比由1增加至3,侧壁回流区对口部分离结构的相对影响减弱,入口分离区有所减小,对称面上的分离模式从强三维分离变为准二维分离后又演变为三维分离。与此同时,进气道出口畸变增加,临界总压恢复系数从0.8986降低到0.8658。因此,宽高比的增加将使得进气道总体气动性能恶化。随后,重点研究了唇罩顶板和侧板构型对结尾激波/边界层干扰流动的影响。结果表明,随着唇罩顶板前掠角从-12.4°增加至+12.4°,侧壁回流区占据的范围越来越大,当前掠角增加至6°时,流动完全由侧壁附近的回流区所主导。相应地,随着唇罩顶板前掠角的增加,出口流场畸变增加,总压恢复系数从0.8920增加至0.9121。对于不同唇罩侧板后掠角的Bump进气道,一旦后掠角偏离基准模型(后掠角=45°),结尾激波/边界层干扰流动均由侧壁附近的回流区所主导。随着唇罩侧板后掠角的增加,进气道出口流场畸变先减小后增加,总压恢复系数从0.8909增加至0.9009。最后,设计了3个不同唇罩顶板前掠角的Bump进气道模型,并开展了自由射流风洞实验。结果显示,发现随着唇罩顶板前掠角的增加,侧壁回流区的影响范围增加,“λ”波三叉点不断远离壁面,入口边界层排移效应也逐渐增强。