激波反射迟滞现象广泛存在于航空航天器外部绕流和动力装置内部流场中。本文在国内外相关研究的基础之上,从理论、数值和实验三个方面分别以激波反射流场结构及演变过程作为研究内容,对超声速流场中二维定常激波反射迟滞现象进行了研究。首先,对无粘条件下二维定常激波反射流场结构、激波反射的转捩方式及转捩过程等开展了理论、试验及数值方面的研究。在理论分析方面,通过激波极曲线的绘制,确定了流场双解区,证明了二维定常激波反射迟滞现象的存在;通过改变来流马赫数和尖楔角,对可能存在的迟滞过程进行讨论。在试验验证方面,本文在超声速风洞中应用NPLS流动显示技术获得了马赫4来流条件下二维定常激波反射的精细流场结构,分析了不同激波反射类型中滑移线的演化发展过程,指出马赫反射中滑移线演化过程类似于超声速混合层发展过程,可以细分为三段:层流段、K-H涡段和涡破碎段。在数值计算与分析方面,基于对已有激波反射转捩方式的分析,提出了一种通过逆向射流诱导激波反射类型转捩的实现方式。通过CFD方法,计算了逆向射流作用于激波反射流场时流场结构的演变过程,分析了激波反射类型的转捩过程。更进一步,结合相互转捩过程中反射点处入射激波角及马赫杆高度随时间的变化曲线,对上述迟滞现象的原因进行了探讨。其次,本文针对粘性条件下的激波反射流场结构开展了理论分析、数值计算和试验研究。在理论建模方面,基于自由相互作用理论及非对称激波反射迟滞理论,给出了定常激波反射类型的分析判定准则,指出了粘性流场中也可能存在两种不同的激波反射类型。更进一步,基于激波边界层相互作用点不变的假设,从理论上证明了粘性条件下流场中存在激波反射迟滞现象。为了验证理论分析的结果,本文利用有粘数值计算方法,通过求解耦合湍流模型的Navier-Stokes方程,获得了粘性条件下不同激波反射类型的流场结构,分析了变来流马赫数引起的激波反射迟滞现象;将迟滞过程中各流场量化处理,分析了粘性条件下激波反射迟滞现象的原因,并验证了该理论预估模型的准确性。同样的,本文还在超声速风洞中,利用NPLS技术获得了理论分析得到的激波反射波形结构,并验证了理论分析模型的准确性。最后,结合高超声速进气道工程应用实际,利用前述有关激波反射迟滞现象的研究成果,针对超额定工况下进气道不起动流场结构进行分析。结果表明,在超额定工况条件下,进气道的不起动流场结构与额定、亚额定工况存在显著不同。进气道前体激波入射至唇口内部时,可能存在激波诱导边界层分离,入射激波与分离激波相互作用等流动现象。根据激波反射波形结构的粘性预测模型,某些工况下进气道流场存在双解,即同一来流参数条件下,由于初始流场不同,超声速进气道内出现了两种存在显著差异的流场。两种流场中分离区压缩角及分离激波角近似相等,但分离区大小和形状均存在较大的差异。至于流场性能间差异,进气道起动性能影响等与工程密切相关的问题有待在今后的工作中进一步展开。