本文主要通过风洞实验和数值仿真的方法研究了二元进气道前体的边界层转捩,并提出和开展了一种基于压力扰动的边界层转捩气动控制方法研究。首先开展了二元进气道前体在Ma3.0下的边界层转捩风洞实验和仿真研究。研究结果表明:由动态压力传感器测得的动态压力值获得的RMSE值沿流向上随着边界层变化而变化,通过该测量方法可以基本判定出边界层转捩的位置;边界层转捩位置随着攻角增大而后移;在风洞来流条件下,对5°斜板进行三维仿真研究,仿真结果与实验结果具有较高的吻合度。其次,研究了二元进气道前体的几何参数、来流参数等对边界层转捩的影响规律,研究结果表明:来流湍流度增大,转捩位置提前;转捩前第二道斜激波角度越大,波后转捩位置越靠近激波位置;激波位置向前移动,转捩位置也会随之前移,但两者距离增大;当前缘半径增大时,转捩位置先基本不变然后延迟;三维仿真得到的转捩位置较为二维转捩位置靠后,同时靠近边缘处转捩位置较为靠后。最后,提出一种基于压力扰动的二元前体边界层转捩控制方法并开展规律性研究,结果表明:等直引气通道宽度越宽,气流流通性越好,转捩位置越靠前;通道出口宽度越小,出口流量越小,转捩位置越靠后;通道进口宽度越小,通道内损失越小,转捩位置越靠前;通道出口向前缘移动,转捩位置会相应的有所提前,当出口位置向前移动到一定程度时,通道内损失增大,出口处扰动过低,转捩位置较自然转捩延迟;有引气通道作用下的转捩位置随着前缘钝化、攻角的增大与无引气通道变化规律一致,但是变化幅度小。