高超声速飞行器具有更高的比冲、更大的载荷、更远的飞行航程、更轻便的结构和更低的飞行成本等优点,而高超声速进气道作为飞行器的一个主要部件,它的工作状态决定着发动机的气流捕获能力。在飞行过程中,若来流马赫数较低或攻角及下游反压过高,流场状态会迅速恶化,进气道的捕获流量急剧降低,这就是高超声速进气道的不起动现象,导致燃烧室无法正常燃烧,甚至对发动机结构产生破坏。流动控制是提升进气道再起动性能的最佳选择,其中抽吸是一种行之有效的方法。进气道的不起动现象主要体现在入口处的分离包影响进气道的来流捕获,导致进气道的总压恢复系数和流量系数过低,引入附面层抽吸能够抽走分离包内的低速气流,减小附面层的分离程度,有效的提高进气道的再起动能力,而不同的抽吸位置和开孔面积影响着抽吸能力和进气道的工作能力,了解抽吸对进气道再起动特性的影响有助于我们选择更合适的抽吸方案,提高进气道的再起动和工作性能。本文首先确定了某一特定进气道的二维模型和开孔方案,计算得到攻角引起的进气道不起动初场,通过对不同的抽吸方案进行再起动的数值计算,得到再起动的临界位置并进行比较,分析攻角变化下不同抽吸方案的抽吸能力。接着在固定来流攻角的条件下以来流马赫数作为调节参数,分析马赫数变化下进气道流场的变化特性,以再起动临界马赫数为标准比较分析抽吸对进气道再起动的能力提升程度。然后以进气道出口反压为调节参数,得到进气道不起动的现象两种流场形式,分别分析引入抽吸后流场的变化规律和临界压比的变化情况,对比反压引起的不起动现象与前两者之间流场特性的区别。最后综合所有的计算结果,发现该构型下的进气道存在迟滞回路,分析附面层抽吸对迟滞范围的改变,对比不同抽吸方案下迟滞回路的变化规律,并以此为基础,考虑了在不同初始状态下制定的抽吸方案的控制效果及进气道性能参数,对比得到针对不同控制参数下相应的较合适的抽吸方案,并提出了一种适用多种初始状态的抽吸办法的设想。