未来先进飞行器及推进系统在更宽速域和更宽裕度下对平面埋人式进气道提出了高性能稳定工作的需求。然而,在大减速比条件下,平面埋入式进气道出口流场急剧恶化、气动性能快速下降。为此,本文采用数值仿真研究了平面埋入式进气道基准方案的流场结构,探明了平面埋入式进气道在大减速比下气动性能恶化的关键因素。在此基础上,提出了前唇口导流面泄流+口面泄涡的流场控制方法,并对比研究了优选流场控制方案和基准方案在飞行包线范围内典型飞行状态的气动特性。首先,为了探明影响平面埋入式进气道在大减速比下气动性能的关键因素,研究了进气道基准方案的流场结构,并分析了口面侧棱角μ、前唇口导流角Ψ、面积扩张比Ad这三个关键设计参数对进气道气动性能的影响。研究结果表明:在巡航状态（Ma0=0.72、α=2°、β=0°）匹配点（Ma2=0.39）,进气道基准方案（μ=4°、Ψ=17°、Ad=1.16）总压恢复系数为0.9280,畸变指数DC60为1.0707,总压恢复系数较低,畸变较大,难以满足进/发匹配需求。在进气道出口截面存在的下壁面低总压区和侧上方低总压区是导致进气道基准方案气动性能较差的主要原因。其次,针对进气道基本方案气动性能较差的问题,研究了前唇口导流面泄流、内通道侧壁泄流、口面泄涡三种流场控制措施对进气道流场及气动性能的影响,同时分析了前唇口导流面泄流位置和口面泄涡槽大小对进气道气动性能的影响。研究结果表明:处于不同泄流位置的泄流槽都能较好得排出了边界层低能流,大幅减小出口截面下方的低总压区范围;内通道侧壁泄流的流场控制措施能排出部分侧壁边界层低能流,但是难以排出较大的旋涡主体;口面泄涡的流场控制措施能隔离侧棱旋涡主体,减小出口截面侧上方低总压区范围。可以通过合理控制泄涡槽大小来提升进气道总压恢复系数,减小流场畸变。在巡航状态匹配点,优选流场控制方案（前唇口导流面泄流位置为L=-0.430D,泄涡槽大小为W=0.168D、H=0.324D）总压恢复系数为0.9564,畸变指数DC60为0.2937。与基准方案相比,优选流场控制方案总压恢复系数提升3.06%,畸变指数降低72.57%。最后,在获得进气道优选流场控制方案和基准方案在飞行包线范围内典型飞行状态的气动特性的基础上,对比研究了控制方案和基准方案的流量特性、速度特性、攻角特性和侧滑角特性。结果表明:本文所提出的前唇口导流面泄流与口面泄涡流场控制方法能在飞行包线范围内较全面地提升进气道工作性能,基本能满足未来先进飞行器及推进系统在更宽速域和更宽裕度下对平面埋人式进气道提出的高性能稳定工作的需求。