在高超声速飞行时,来流会对飞行器的前缘和进气道的唇缘产生严重的烧蚀,因此在设计中必须对其进行钝化,但是钝化又会降低进气道的性能。为了解决这个矛盾,本文研究了前缘钝化及不同钝化半径对高超声速进气道流场及其性能的影响。首先对不同钝化半径下的单级压缩斜面流动进行了二维数值模拟,对比了钝化前后流场波系结构的变化,对钝化引起的前缘处脱体弓形激波进行了分析。结果显示,激波强度增加,波后流场不均,下游产生更厚的熵层,流动损失增加,且随着钝化半径的增加,上述变化逐渐加强。接着对不同钝化半径下的高超声速二元进气道进行了二维数值模拟,分析研究了钝化及钝化半径对高超声速进气道流动特征的影响,结果表明:随着钝化半径增加,前缘激波的强度增加,下游激波的强度不断减弱;内压缩通道上唇口发出的激波逐渐减弱;随着钝化半径的增加,进气道进口非均匀流的厚度增加,溢流增加,导致进气道流量系数减少,出口马赫数减低、温升比增大,静压比减小,因而导致总压恢复系数显著降低。依据模拟结果,总结了高超声速二元进气道上述性能参数与钝化半径的关系。最后对不同钝化半径下的X-43A前体/进气道进行了三维数值模拟,分析研究了前缘钝化及钝化半径对整机环境下高超声速二元进气道流动特征的影响,同时初步总结了钝化对高超声速进气道设计带来的改变,为高超声速进气道的设计提供了一定的依据。