高超声速飞行器具有速度快、空域广、突防能力强等优点,在军事和民用上都有广阔的应用前景和潜在的经济价值,是未来飞行器的重要发展方向之一。本文主要开展了高超飞行器前体段与进气道一体化设计和相关风洞试验研究。首先,在气动构型设计方面,本文提出了“ICFA（内锥流场A型）+外压缩截短Busemann+内压缩截短Busemann”的IBB式组合基准流场,开展了RBCC高超飞行器的前体与带支板并联模块化进气道的一体化设计,并运用了计算模拟和风洞试验手段,结果表明,以∞=6为设计点的IBB进气道拥有∞=3～6.5的起动马赫数范围,且在各马赫数下均具有较高的总压恢复系数和流量系数。其次,在试验研究方面,本文对所设计的前体与进气道模型,分别进行了设计点马赫数下单模块通道的不起动现象和双模块通道的流动干扰现象研究。试验采用高速纹影和高频动态压力传感器技术探讨了进气道不起动时唇口的分离激波振荡与壁面压力脉动的联系。在单模块通道试验研究中详细分析了压力脉动周期中出现的“双峰”振荡现象,并发现该现象产生的原因与分离激波运动时经过的位置有关;在双模块通道试验研究中详细讨论了通道间流动干扰的发展历程,发现该过程会依次出现四个典型阶段:双通道起动阶段、单通道起动阶段、过渡阶段和双通道不起动阶段。综合单通道和双通道的试验结果进一步发现,下游扰动通常表现为壁面大范围分离,而上游扰动则是以上游局部分离与下游再附为主要特征。前者流场振荡比较剧烈,后者比较舒缓,但都会使进气道对来流的捕获特性变差,从而导致不起动。因此,并排模块进气道出现单通道不起动时,需要在干扰过程的过渡阶段前采取恢复起动的有效措施,否则邻近的通道具有连带不起动的危险。最后,针对进气道唇口处分离激波干扰结构与下游压力扰动关系的问题,本文构建了理论分析模型,提出了等效反压、熵增因子等概念,并引入最小熵增原理建立了上游条件、下游条件以及激波结构之间的联系。研究发现,随着下游扰动的增强,上游唇口处的分离激波反射结构会出现多种形态,包括对称规则反射、非对称规则反射、对称马赫反射等。在激波极曲线图中,分离激波反射解遵循着最小熵增路径,该路径指出了激波结构在不同扰动下的发展方向,确定了分离诱导的激波反射结构与扰动强弱的关系,解释了不同扰动阶段流场出现相对稳定和不稳定的原因。试验结果有力支撑了本文的判断。