复杂的激波干扰现象广泛存在于吸气式高超声速飞行器的内外流中,会导致内外流特征的突变和局部气动力/热载荷的大幅跃升,成为制约长时间飞行的关键因素之一。以内转式进气道为典型代表的三维进气系统,由于压缩效率高和流量捕获性能好等优势,成为极具潜力的进气方案。随着研究的深入,内转式进气道逐渐暴露出类V字形唇口所面临的严酷激波干扰问题,而基于现有的经典理论,难以有效地评估和预测这种激波干扰新现象。因此,V字形唇口处的激波干扰问题已成为飞行器设计和科学研究中极富挑战性的课题之一,亟待有针对性地开展研究,以丰富认识、揭示机理、掌握规律、指导设计。为了突出重点,本文采用V字形钝前缘模型,并结合理论分析、数值模拟和风洞实验,从激波干扰结构特征转变、热/力载荷特性、流场非定常振荡等多个方面,开展了较为系统的研究。首先在来流马赫数6条件下,通过风洞实验和数值模拟,分析了随着半径比(即V字形前缘交叉位置倒圆半径与前缘钝化半径之比)和扩张角增大时,V字形钝前缘流场的波系结构以及激波干扰类型的转变过程,获得了三种激波干扰类型(即异侧规则反射、异侧马赫反射和同侧规则反射),揭示了异侧规则反射向异侧马赫反射以及异侧马赫反射向同侧规则反射的转变机制。研究发现,V字形钝前缘激波干扰类型的转变,主要由其自身特殊的几何约束决定,而不是经典的von Neumann准则和脱体准则。基于对激波相对位置的分析,建立了异侧规则反射到异侧马赫反射以及异侧马赫反射到同侧规则反射的转变理论,该理论边界与实验及数值模拟吻合良好。此外,在异侧规则反射到异侧马赫反射的转变边界附近,还发现了转变过程中存在的反常迟滞现象(即转变发生在von Neumann边界之下)。针对V字形钝前缘复杂激波干扰带来的严酷气动热问题,通过分析不同激波干扰类型的近壁面流场结构,揭示了四种局部热流峰值的产生机制,即超声速气流冲击壁面、激波或膨胀波/边界层干扰、剪切层贴附和异侧射流的相互撞击。结果表明,随着V字形钝前缘的半径比增大,热流峰值大致呈现先增大后减小的趋势;而随着扩张角增大,热流峰值呈现递减趋势;采用大扩张角和大半径比的构型,均具有缓解局部极高气动热载荷的潜力。进一步地,根据局部热流峰值产生机制的不同,分别建立了热流峰值与压力峰值的关联关系,为快速评估V字形钝前缘局部热流峰值,提供了重要参考。针对V字形钝前缘激波干扰流场振荡及其引起的壁面脉动压力载荷问题,采用高速纹影拍摄结合图像处理的方法,研究了不同激波干扰类型(异侧规则反射、异侧马赫反射和同侧规则反射)的非定常振荡现象,发现了主激波振荡的四种模式(即全场“摆动”模式、全场“摆动”与“拱起-恢复”混合振荡模式、全场“拱起-恢复”振荡模式、局部“拱起-恢复”振荡模式),阐明了 V字形钝前缘驻点附近的射流对撞与竞争、倒圆区域积蓄气流的“呼吸”运动是产生振荡的根源。通过分析激波干扰特征点的振荡信号,获得了激波振荡模式的转变边界。进一步地,结合壁面脉动压力测量实验,证实了激波振荡存在中频占优的特征,据此给出的Strouhal数具有较好的一致性,约为0.09。此外,还发现增大半径比、减小来流马赫数、引入来流侧滑角,通过调整V字形钝前缘的激波干扰结构,均具有缓解壁面脉动压力的效果。