超燃冲压发动机是高超声速飞行器理想的动力来源。在高超声速飞行中,飞行器面临着严酷的气动力与气动热环境。这使得在长时间高马赫数工况下进气道将产生较大的结构变形,对性能产生不利影响。通过数值仿真的手段对超燃冲压发动机进气道的气动加热和结构热变形进行流-固-热多场耦合计算有着重要的研究意义与价值。本文采用了将流-热耦合有限体积法和热-结构耦合有限元法相结合的流-热-固多场耦合分析方法。该方法考虑了流动传热之间的实时相互影响,并通过与文献中实验结果对比,验证了该耦合方法的准确性。本文首先对GK01二维进气道模型进行了变攻角条件下的多场耦合分析计算。计算结果表明:进气道前缘发生沿机体坐标系Y轴正方向的变形,唇口发生沿Y轴负方向的变形,且随着攻角从负到正变化,前缘变形量显著增大。相对于未变形结构,考虑结构变形后进气道出口平均马赫数、总压恢复系数、增压比等性能参数在0攻角时改变最大;随着攻角绝对值增大,进气道性能参数改变量逐渐减小。之后对本文设计的曲面压缩三维侧压式高超声速进气道,研究了零攻角时进气道的结构热力变形响应,以及变形对进气道性能参数造成影响。结果表明:压缩侧板可起到增加约束的作用,使得唇口变形方向与前体相同,均为沿机体坐标系Y轴正方向的变形。进气道在Y轴方向变形最大,X轴方向变形较小,Z轴方向变形最小。变形后进气道出口增压比大幅上升,出口平均马赫数、出口总压恢复系数和流量系数均比变形前降低。