二元高超声速进气道结构简单，流场均匀性好，是吸气式高超声速飞行器常用的一种进气道构型。为实现定几何宽范围工作，通常需将进气道内收缩比设计的较大，而这会带来起动问题。美国X-51A高超声速飞行器的第二次试飞失败将高超进气道的起动问题提升到一个新的高度。本文主要针对类X-51A这种大内收缩比进气道自起动性能开展研究，希望可以获得影响进气道自起动性能的主要因素。论文首先对二元高超进气道自起动性能的数值仿真方法进行了研究，并与风洞试验结果进行了对比验证。研究表明，采用文中定常方法获得的进气道自起动马赫数与非定常计算结果一致，且可以大幅缩短计算时间，减少内存消耗。采用RNGk湍流模型进行自起动性能仿真时，计算结果与试验更吻合。其次，文中通过数值仿真分析了大内收缩比二元进气道自起动过程流场演变。研究发现，侧向溢流造成进气道不起动时流量系数较低；自起动过程中，随来流马赫数增大，内压段顶板分离区会向下游移动，并稳定在侧板根部附近；在自起动马赫数附近，性能参数连续变化，无突变现象，这与侧板后掠型二元进气道明显不同。论文重点对影响进气道自起动性能的主要设计参数开展了参数化研究。研究发现，侧向溢流能够显著降低大内收缩比二元进气道的自起动马赫数，但随着侧向溢流窗面积加大至一定程度，自起动马赫数的下降变得不明显；在侧板根部收缩比不变的前提下，随内收缩比增加，自起动马赫数出现先下降后上升的变化规律；仅增加侧板根部内收缩比时，进气道自起动马赫数会显著上升；采用直线型唇口内型面，自起动马赫数随唇口初始角的增大急剧上升，采用小的唇口初始角，唇口波虽强但自起动马赫数较低；对于较大的唇口初始角若将第二唇口波根部采用大半径圆弧过渡则可显著降低进气道自起动马赫数。