进气道起动特性是影响吸气式高超声速飞行器正常工作的重要因素。为了保证超燃冲压发动机安全高效的工作，进气道必须处于起动状态。针对高速风洞变来流马赫数的能力有限，不易获得高超声速进气道起动马赫数界限的问题，本文尝试通过改变进气道模型攻角的方法来模拟来流马赫数的变化，分析定来流马赫数变攻角与定攻角变来流马赫数两种途径下二元进气道起动性能之间的关系，以助于风洞实验获得进气道的起动马赫数界限。　　本文对一种二元高超声速进气道的三维流场进行了数值模拟，研究了攻角和马赫数对进气道起动性能的影响以及它们之间的可比性，并在激波风洞中进行了实验验证。结果表明，在Ma∞=5.9来流条件下，进气道不起动和自起动的临界攻角分别在12°-13°和0°-1°之间，而在0°攻角条件下，进气道的临界不起动马赫数在3.7-3.8之间，临界自起动马赫数在5.7-5.8之间。在定来流马赫数变攻角与定攻角变来流马赫数两种途径下，进气道不起动和自起动临界所对应的内收缩段入口马赫数基本一致。对于二元高超声速进气道，可在一定程度上依据内收缩段入口马赫数相同，通过改变模型攻角来类比典型来流马赫数下的起动性能。　　对于同一内收缩段入口马赫数，当变攻角跨度小于4°时，两种路径下进气道的内部流场与壁面沿程压力分布符合较好;当变攻角跨度较大时，内部流场与壁面压力分布的差别也增大。差别增大的原因与进气道外压缩面斜激波与侧板边界层的三维干扰作用有关，随着攻角的增大，这种干扰作用逐渐增强，使得流动的三维性和复杂性增加，并影响到下游内收缩段入口的流动。对于二元高超声速进气道模型，当常规风洞的来流马赫数在进气道起动边界附近时，在一定的攻角范围内，可以尝试通过攻角机构连续改变模型安装攻角的办法来模拟变马赫数引起的进气道起动特性的演变过程。