高超声速进气道流场中存在强烈的激波/边界层干扰现象,其中尤以唇口激波诱导机体侧边界层分离的流动最为突出。边界层分离会严重恶化进气道的流场品质,在低马赫数或高反压的情况下,易导致进气道流场发生不起动。进气道不起动流场的显著特征在于其内收缩段入口处存在大尺度的分离流动。本文主要针对高超声速进气道流场中分离流动及不起动机理进行实验和数值模拟研究。高超声速进气道流场中激波诱导边界层分离及不起动大尺度分离流动不仅受到流动参数的影响,还与进气道的流道构型紧密相关,其流场结构和流动机理均比较复杂,对研究方法提出了较高的要求。本文综合采用进行流动机理研究的超声速静风洞和模拟高空飞行条件的高焓自由射流实验系统开展风洞实验,将纳米粒子平面激光散射(NPLS)技术等现代流场观测技术引入到进气道流场研究中,结合纹影等传统方法对流场进行观测。在实验研究的基础上,还结合数值模拟的方法对相应的流场进行了研究。首先,论文开展了入射激波诱导湍流边界层分离流场的研究。由于进气道唇口激波入射边界层分离会对内压缩通道内的主流流动产生进一步的压缩,在低马赫数或高反压的情况下极易引发进气道不起动,所以需对其分离特征和分离尺度进行研究。本文在建立入射激波诱导湍流边界层分离流场结构模型的基础上提出了湍流边界层分离角度的模型。研究了入射激波诱导下湍流边界层的分离长度与各影响因素之间的关系,并建立了入射激波诱导湍流边界层分离长度的模型。其次,基于简化的二维进气道构型,对不起动大尺度分离流动这一不起动进气道流场内收缩段入口处存在的特有流动进行研究。通过研究建立了进气道不起动大尺度分离流动的流场结构模型,并在其基础上建立了预测大尺度分离流动的分离角度、分离激波强度以及波后马赫数的模型。对不起动大尺度分离的三维精细流场结构进行了研究进气道不起动大尺度分离流动在展向上表现为“条带状”分离结构。本文还通过在进气道下游进行横向喷流的方式实现了对反压作用下进气道不起动/再起动过程中大尺度分离流动形成及消失的过程的观测。最后,选取高超侧压进气道这一典型进气道构型,研究了流场中侧板激波诱导边界层分离及不起动大尺度分离的流场结构,并在其基础上开展了进气道起动的流动控制研究。研究表明:层流边界层在侧板激波作用下首先发生转捩,然后分离,分离后的流动为显著的半锥形流场结构;相对于侧板前掠,高超侧压进气道侧板后掠更有利于避免不起动大尺度分离的形成,利于进气道起动;对进气道不起动大尺度分离流动进行抽吸可以抑制大尺度分离的形成,显著提升进气道的起动性能;在抽吸控制的基础上,抑制两侧板之间的溢流可以使得进气道的起动性能和流量系数同时获得提升。