高超音速飞行器是二十一世纪世界航空航天领域发展的重点，是继隐身技术之后军事领域内最重要的进展。高超声速飞行器的主要部件—高超声速进气道的研究已成为当前各军事强国研究的热点，而飞行试验因其费用昂贵只能做最后的验证手段。随着计算机技术的发展和数值计算方法的进步。计算流体力学CFD在发动机的进气道流场的数值计算研究方面得到了广泛的应用，并逐渐成为发动机设计和流动分析的一种经济、有效的手段。数值计算可以在相对较短的时间内完成气动参数的分析研究，提供流场的详细特征，弥补风洞试验及测量的局限性，为不断改进发动机的构型设计提供依据。　　1、建立了流场数值模拟仿真的平台。详细地介绍了高超声速进气道的数值模拟方法，采用k-ε湍流模型，数值模拟了高超声速进气道内部流场结构。利用该方法对高超声速进气道动态特性进行了数值模拟，进行了数值精确性分析，用定常计算结果与试验数据进行了对比验证，通过与实验数据进行对比，证明数值计算中所采用的模型和计算结果是正确的。对进气道进行了动态特性数值模拟，分析了来流马赫数变化、节流面积、隔离段长度对内部流场结构的影响，主要分析了进气道激波振荡形成的机理，为后续开展对象特性及三维计算打下基础。　　2、在建立了二维进气道流场内部动态特性研究之后，建立了三维动态特性的研究，分析了单模块的流场特性，并着重分析了多模块流场之间的相互耦合情况，同时还通过对特性参数的分析定量的分析了多模块之间的相互耦合情况。在分析了单一工况之后，又对对不同来流条件条件下的三维进气道进行了大量的数值模拟，分析了不同工况下对进气道流场各模块流场激波振荡振荡频率的影响。研究了多模块进气道之间耦合和激波振荡的机理。　　3、通过采用风洞试验为主，针对一个升力体构型的缩比飞行器模型进行了风洞试验，着重从实验角度研究了前体结构一定时，不同来流主要对进气道前体的气动特性和流动特性展开了深入的分析，并考虑了飞行状态如攻角、马赫数对进气道特性的影响。