利用风洞实验技术和数值模拟技术对一种类X-43A高超声速飞行器冷流状态下的全流道流态特征及其气动特性进行研究。在南航高超声速气动研究中心(HARC),利用高超声速风洞(NHW)对这种高超声速飞行器模型进行测压试验。同时,依靠数值模拟技术对模型开展了不同工况下数值仿真的对比研究,分别从攻角,马赫数等不同角度分析了进气道处于起动状态时全流道的冷流流态特征和气动力特征,并利用相关试验数据对仿真结果进行验证。结果表明,攻角和马赫数对模型气动特性的影响主要体现在对前体激波位置及其强度的影响上;攻角的变化与进气道处的流量损失相关,会影响发动机的性能;前体横截面存在显著的展向压强梯度,使经过预压缩的气流偏离进气道进口,但同时也减少了进入内流道的边界层气流,提高了进口的流场品质;后体喷流股的膨胀过程受到了周围外流的显著干扰,因而沿流动方向其截面形状会不断发生变化。与试验结果比较,所采用的数值仿真方法具有较高的精度。同时,通过数值模拟的方法,对一种给前体加装侧板的机体构型进行了仿真模拟。主要分析了这种新构型的气动特性和流态特性,并将其与正常布局的类X-43A飞行器进行了对比分析。结果表明,加侧板后模型的升阻比明显增加,从而有利于提高飞行器的气动特性。此外,前体进气道流量的捕获也有一定增加,有利于增大飞行器推力。但同时由于侧板本身存在重量,飞行器飞行重量增加对其飞行性能会产生一定影响;另外,侧板导致的能量损失对飞行器性能的影响也是不利的。