未来高超声速飞行器的研制,要求进气道构型具有三维特性。在三维进气道中存在着横向压缩,一方面增加了压缩效率,另一方面,其与前体边界层相互作用,产生复杂的涡系结构,影响进气道的性能。因此,对高超声速进气道中流向涡的研究,具有重要的理论价值和广泛的工程应用前景。在三维进气道中,流场中存在大量的低能流动区域,流动过程中具有较大的横向压力梯度,这种压力梯度将低能流动区域的气流汇聚、卷起,形成了隔离段中的流向涡区域,需对其进行研究。高超声速进气道中流向涡的生成与演化的流场,与流场构型和来流条件密切相关。流场中存在着压缩波、激波与边界层的相互作用,其流动机理复杂,需要较好的研究方法。本文综合超声速静风洞实验系统开展风洞实验,引入纳米粒子平面激光散射（NPLS）技术和示踪粒子测速技术（PIV）等现代流场观测技术到流向涡的流场研究中。在实验研究的基础上,结合数值模拟的方法对相应的流场进行了研究。首先,论文开展压缩波与边界层相互作用流场的研究。本文获取了在等熵压缩波作用下,层流边界层不同流向位置的流场图像,观察了超声速层流边界层在等熵压缩波的作用下发展、转捩的流场结构。流场可划分为三个区域,汇聚线是边界层开始分离的实际物理线,从侧壁上脱落的涡的扰动与压力梯度共同导致了边界层转捩。层流边界层的抗分离能力较弱,在横向压力梯度的作用下,边界层流动脱离壁面。获取了单扫掠激波与湍流边界层相互作用的波系结构的流场图像,在边界层的底部,粘性作用较强,扫掠激波对边界层的作用较弱。其次,对对称扫掠激波与边界层相互作用的流场进行了实验研究。获得了不同侧压角度、不同来流边界层厚度条件下,收缩比相同处流向涡的横向截面流场图像,分析了流向涡面积与激波强度、边界层厚度的关系。边界层越厚,流向涡的形状越趋于扁平。边界层厚度一定时,流向涡的面积与激波强度成线性关系,与边界层厚度成二次多项式关系。最后,通过实验和数值仿真的方法,对流向涡在开放通道、半开放通道和封闭通道中的演化特性进行了研究。对比了流向涡在开放通道、半开放通道和封闭通道中演化的异同。进气道出口处流向涡的高度分布,从中心向两侧逐渐减小,且减小的幅度逐渐增大。气流的动量损失面积在收缩段中下降最快。流向涡在全开放通道、半开放通道及全封闭通道中的演化流场较为相似,但仍然存在一些差异。壁面的阻滞作用是流向涡演化的主要原因。