目前,采用吸气式发动机的高超声速技术已引起世界各国的高度关注并积极准备演示飞行实验,而这种以超燃冲压发动机为续航动力的高超声速飞行器,一旦助推器分离,其攻角瞬间变化,甚至会使飞行器在短期内进入一种周期性的俯仰振荡之中。为了研究攻角的动态变化对高超进气道所产生的影响,本文在前人研究稳态攻角变化对进气道影响的基础上,进行了攻角动态变化对进气道性能影响的数值模拟与风洞试验。首先,在对两个简单的单楔二元进气道的二维非定常数值模拟中,发现可以将攻角的变化看成一种扰动,对于在定马赫数下能自起动的进气道,当这种扰动消失后,依然可以恢复起动。也就是说当攻角增大到一定程度后,一个本来已经起动的进气道出现不起动,而当攻角降低后,进气道又能再次恢复起动。其次,对一个典型的马赫3.85可以实现自起动的侧压式进气道,进行了马赫3.85,攻角从0°到8°又恢复到0°的连续变化风洞试验,进一步证明了上述结论。最后,又对上述侧压式进气道,完成了不同频率下马赫3.85,攻角从0°到8.15°又恢复到0°的周期性振荡吹风试验,其振荡频率最大达到6Hz。发现当进气道进入周期性振荡后,攻角变化速率不同,对进气道性能特别是起动性能的影响也有所不同,在本文研究的范围内,攻角变化速率越快,进气道性能越差,进气道保持起动状态的攻角范围也越窄。可以预料,当进气道攻角变化速率达到某一临界值以后,进气道甚至可能出现全程不起动。