吸气式组合发动机是宽域工作高超声速飞行器的理想动力装置,其中可调进气道研发是吸气式组合发动机的主要关键技术之一。以往针对可调进气道的流道设计与调节规律优化已开展了大量研究,但针对可调进气道动态密封结构设计与工程应用的研究则相对较少,可调结构带来的质量、控制、热防护等问题是制约其工程应用的瓶颈。调节过程中既要保证调节顺畅,又要满足驱动装置工作温度的限制条件。兼顾上述需求,可行的方法是合理设计装配结构缝隙并配置高温动密封方案。因此,研究可调进气道结构的流场特征是必要的,特别是针对高温动密封关键区域,需要开展狭缝流动和泄漏特性、可调腔体与驱动机构的热分析,以支撑可调进气道的结构设计研究。本研究基于某可调进气道及其动密封方案模型,开展高超声速条件下可调进气道的流动特性分析,重点探索高温动密封结构对应的狭缝区域的流场特性和整体结构的流动传热特性。本文将达西定律应用于高速流场环境中多孔介质泄漏特性的计算,提出一种前处理软件、CFD软件和达西定律相结合的解耦计算方法。采用Fortran语言和脚本文件,实现从建模到迭代收敛整个仿真过程的全自动化运行,具有很高的工程应用价值。该方法被用于超声速进气道缝隙腔体结构流动换热的仿真模拟,通过与耦合计算结果的对比分析,验证了采用达西定律计算高速流场环境中密封缝隙泄漏特性的可行性。通过对ATREX轴对称可调进气道物理模型的分析,建立简化模型,研究了进气道变几何过程中,内流场的变化特征。分析了中心锥外伸过程中,激波的走势以及所导致的压力等物理量的波动。对比典型时刻的流动状态和部分物理量,给出进气道变几何过程中性能最优的时刻。本文通过数值仿真计算,研究了可调进气道高温动密封条件下的流动换热特性。通过简化某进气道模型,建立三维计算模型。针对可调进气道在多孔介质密封条件下的瞬态流动与传热过程进行了数值计算研究,分析进气道和附件腔内温度、压力分布情况及缝隙泄漏特性。对比无密封条件下的流动状态,说明多孔介质密封的隔热和限流作用。