超声速内流道的研究不仅在航空航天和武器装备发展中具有重要的工程意义,同时也是边界层转捩、激波特性、激波/激波干扰、激波/边界层干扰、反压诱导边界层分离、激波串行为等机理研究的重要内容。超声速内流道的气流速度高、无激波的流场生成困难、三维特性和非稳态特征明显,这对超声速内流道的型面设计及其流动机理的研究提出了严峻挑战,是当前超声速空气动力学领域研究中的热点和难点。论文回顾了超声速喷管设计和高超声速进气道设计方法的现状,分析了受限通道内激波串特征的研究进程。总结得出,目前超声速型面的气动设计方法主要集中在―被动‖调控上。但这种设计方法需要预先给定流场边界,进而求得流场参数分布,十分复杂和耗时。受限通道内激波串结构的研究,大部分针对的是等直流道或微扩流道。受限通道内流场振荡特性的研究,大部分的研究对象是过膨胀喷管,针对的是单一激波,没涉及到激波串。在总结国内/外内流道研究的基础上,论文开展了超声速内流道型面的逆向气动设计方法研究,并对高反压下转弯流道内激波串的机理进行了深入研究。为实现超声速/高超声速风洞的多马赫数运行,扩展现有风洞的实验能力,发展了一种共用喉部的超声速/高超声速喷管设计方法。数值模拟结果表明,具有相同的压缩段和部分超声速段型面的三个喷管,其试验菱形区的马赫数误差均小于1.0%。发展了一种超声速/高超声速双拐点喷管设计方法。数值模拟结果表明,具有相同共用段型面的三个喷管,试验菱形区的马赫数误差均小于1.2%。发展了一种新型的变马赫数喷管型线设计方法。数值模拟结果表明,试验菱形区的最大马赫数偏差为1.19%。以上设计方法提高了喷管设计精度,保证消波干净,扩展了现有超声速/高超声速风洞的实验能力。发展了平面曲线激波逆向设计方法。采用B-样条曲线控制激波形状,利用有旋特征线法,求解激波的影响域及决定激波的壁面。设计了一凹激波,并对波后流场进行无粘数值模拟,验证了设计方法的可行性。设计了直激波、凹激波和凸激波三种激波,并对其在设计点和非设计点处的性能开展了数值研究。在设计点处,分析了激波的压缩比、激波的总压恢复系数、激波压缩区的压升和激波压缩区出口的流动偏转角随激波曲率的变化规律。在非设计点处,分析了激波压缩区的流量系数和总压恢复系数随攻角和马赫数的变化规律。发展了基于中心线马赫数分布的超声速转弯流道设计方法。通过预先给定中心线马赫数分布,设计了消波的二维超声速S型转弯流道。数值研究了不同反压作用下S型流道内的激波串结构、壁面沿程静压分布和壁面分离区演化等特征,分析了流道内激波串波头位置与反压的关系。发现了激波串波头很难稳定在流道拐点附近。当激波串波头靠近流道拐点时,流场具有双解,即对于同一个流道,给定相同的反压和不同的初始流场,存在两种不同的收敛流场。发现了在反压作用下S型转弯流道存在流动迟滞现象,并对迟滞回路四边形边界的特征进行了分析。迟滞回路中,流动双解区向单解区演化过程中,伴随有壁面大分离区在上、下壁面之间的迅速转换和激波串结构的快速演化。实验研究了S型流道内的激波串结构及其动力学特性。研究发现,随着反压的升高,激波串的振荡频率逐渐降低,而激波串振荡尺度呈现出先增大后降低的趋势。在堵塞比为53.54%的工况下,反压引起的大分离区发生在上壁面,从形成而S型流道内特殊的激波串形态。激波串振荡主频为426Hz,轴向最大振荡距离为0.6倍的流道高度。在堵塞比为64.65%的工况下,大分离区发生在流道的下壁面,分离激波的马赫反射和规则反射交替出现。激波串的振荡主频为246Hz,轴向最大振荡距离为2.7倍的流道高度。在堵塞比为BR=68.60%的工况下,激波串位置随时间的变化趋势不规则,没有明显的周期性。轴向最大振荡距离为0.9倍的流道高度。