高超声速飞行技术对国家的国土安全、空间探索和经济发展有着重要的意义,其发展离不开超燃冲压发动机的实现。作为超燃冲压发动机的重要一部分,进气道的性能关系着整个推进系统能否稳定工作。在高超声速进气道的流动中,最常见的是激波/边界层干扰现象。该现象的存在使进气道内的流场结构变得十分复杂,并有可能对进气道性能产生不利的影响,因此需要对其流动机理进行深入的研究。本文对这一问题展开数值模拟,以便加强对这一流动现象的理解,主要内容包括:(1)对典型的超音速压缩拐角激波/边界层干扰算例进行数值模拟。计算中确保了拐角前方的边界层参数相同。随后用四种湍流模型对不同角度的压缩拐角进行计算,并将结果同实验数据进行比较。结果表明:对于压缩拐角的激波/边界层干扰问题,BSL(Menter Baseline)模型和BSL雷诺应力模型对压力系数、壁面摩擦力系数和分离区的预测结果较好。(2)对典型的二维混压式高超声速进气道进行了数值模拟,对比不同模型计算结果的差异与原因,并综合压缩拐角算例的结果,得到了BSL雷诺应力模型相对于其它三种模型对此激波/边界层干扰问题较为适用的结论。接着又模拟了壁面温度对进气道的流动结构和性能参数的影响,发现壁温升高会增强激波/边界层间的干扰,降低进气道的性能,当壁温升高到一定程度时,会造成进气道不起动。(3)对三维进气道激波/边界层干扰问题进行研究。比较了无侧板、大侧板及小侧板三种结构的进气道内部流动结构的差异。具体分析侧板边界层与压缩面激波间的干扰以及对喉部分离区的影响,随后比较了不同结构的进气道性能参数。最后计算不同攻角下小侧板进气道的流场结构及性能的变化。结果表明,攻角会影响进气道边界层发展及入口马赫数,进而影响喉部的激波/边界层干扰,偏离设计攻角会导致总压恢复系数下降,攻角与进气道捕获流量和出口静圧比成正相关,与流量系数成负相关。