作为冲压发动机的重要部件，尾喷管性能的优劣直接影响着整个飞行器推进系统的推进效率。然而，高超声速飞行器在宽马赫数范围飞行时，由于受飞行环境及发动机自身工作条件的限制，喷管往往会偏离设计点，甚至导致严重过膨胀，由此造成喷管性能的急剧恶化。本文以严重过膨胀状态下的非对称喷管为研究的对象，采用试验设计、参数优化、数值模拟和风洞实验相结合的方法，对非对称喷管过膨胀流动分离的计算和控制方法进行了研究。首先，论文针对现有商用计算软件模拟非对称喷管严重过膨胀状态下流场的计算能力做了讨论和测试。结果表明:对于常见的湍流模型，无论是使用壁面函数法，还是近壁面模型，都无法准确刻画分离流场。　　其次，根据相关文献，基于参数优化方法得出了一组SST k-ω湍流模型的经验参数，并且采用这种改进的湍流模型进行了严重过膨胀状态下SERN分离流场的数值模拟。研究结果表明:修改湍流模型经验参数后，计算模型给出了与当前流动状态相适应的涡粘性系数，使无量纲分离点位置和无量纲压力的误差分别降低到1.99％和4.38％。同时，三维计算也验证了该方法的正确性。　　最后，为了提高飞行器跨声速性能，本文提出了一种自适应引气的流动控制方案。该方案的设想是将喷管收缩段内的高压气体通过一段设计的旁路引至扩张段引射，既解决了二次流引气的问题，同时也提高了喷管的性能。研究结果表明，在引气流量比为3.22％的条件下，喷管的推力系数提高了8.57％，而且喷管的负升力也大大减小。