在高马赫数的飞行需求下,超燃冲压发动机目前被认为是在大气层内实现飞行器高超声速飞行（Ma＞5）的最佳动力装置。高超声速进气道是其关键部件之一,利用其结构将来流减速并增压至后续燃烧室能够正常工作的一个范围中,为燃烧室提供燃烧所需的流量。同时,对高超声速飞行器而言,实现飞行器/发动机的一体化设计是提升飞行器总体性能和实现持续飞行的关键,尤其是机体/进气道的一体化设计。在诸多高超声速进气道设计方案中,气动型面是复杂三维曲面的内转式进气道因其在迎风面几何设计上有较强的灵活性而逐渐受到研究人员的关注。内转式进气道由于结合了流线追踪、截面渐变等技术,能充分保持基准流场的特性,并能根据需要选择不同的进口流管形状,展现出显著的优势。本文对一种方转圆的内转式进气道开展三维稳态数值模拟研究,按照“先认识对象,后调控对象”的研究思路逐层推进。首先,研究了内转式进气道-隔离段的通流流动特性,即背景波系。以设计工况下的内转式进气道-隔离段通流流场作为基准,分别考虑了来流马赫数、来流攻角、来流侧滑角和飞行高度对背景波系的影响。流向涡为内转式进气道-隔离段中一个显著的特性,通过引入横流流线拓扑理论对流向涡的发展规律展开了详细的讨论与分析。内转式进气道-隔离段中的流向涡由于广泛地受到低能流体发展和激波作用的影响,其发展规律和矩形等直隔离段中的角涡具有显著的差异。对于内转式进气道-隔离段出口存在背压的节流工况中,进气道-隔离段中将出现激波串流动现象。在进气道两侧壁面边界层不均衡发展和背景波系的影响下,内转式进气道-隔离段中的激波串结构呈现出非对称特性。本文对激波串的非对称程度开展了定量分析,并阐明了背景波系对激波串非对称程度的影响。在不同的来流条件下,内转式进气道-隔离段的背景波系有所不同,进而会影响到出口背压向上游传播的主导路径。这导致不同的来流条件下,激波串的结构也有所不同。此外,将激波串在不同背压下的运动规律整理为无量纲参数的形式并进行修正,得到了适用于内转式进气道-隔离段的激波串前缘位置数学模型。对流动特性有了一定的认识之后,对内转式进气道-隔离段开展了相关调控方法的研究。在背压过高的情况下,激波串将会越过喉道并直接影响到外部压缩波系,此时将会出现不起动现象。为了能够在出现不起动时准确地进行识别,发展了内转式进气道不起动检测方法。本文对四种不同类型的异常检测算法展开讨论。利用内转式进气道-隔离段的数值计算结果建立数据集,对这些异常检测算法进行测试,找到最适用于进气道不起动问题的不起动检测算法。进一步地,为了避免不起动现象的出现,需要对进气道实现安全裕度控制。通过联合仿真平台,对一个典型的高超声速进气道构型开展了非稳态计算以验证安全裕度控制方法。在全数字仿真平台中设计了控制器,并将控制器应用于该联合仿真平台中进行验证。联合仿真平台具备一定的可靠性和灵活性,且非定常数值计算能够获得规模更大的数据集。本文还在在联合仿真平台中对进气道不起动检测方法也进行了验证,测试不同的不起动检测方法在更大规模数据集下的适用性。