超声速/高超声速进气道是冲压发动机的重要组成部件之一,其性能优劣直接决定了发动机的总体性能。目前,大多数进气道都采用综合性能最优的混压式设计,由此带来的起动问题也成为冲压发动机技术领域的一个重要研究方向。本文以混压式超声速/高超声速进气道为研究对象,采用理论性能分析、数值模拟和试验研究相结合的方法,对混压式进气道再起动特性及其调节方法的作用机理和各种影响因素进行了深入研究,并提出了新的混压式进气道再起动特性分类方法。首先,建立了用于本文的二维定常/非定常超声速可压流场的数值计算模型,根据国外公开发表的进气道试验结果和横向射流与超声速来流干扰的试验结果进行了算例验证。随后,采用数值模拟手段,分析了超声速进气道再起动过程流场特征及作用机理,研究了方波型单脉冲射流和瞬间射流两种主动射流调节下的超声速进气道再起动特性,考察了射流流量、射流初始压强等因素对主动射流调节效果的影响,开展了喷射位置、喷射角度、喷射窄缝宽度等射流结构参数的优化设计。数值模拟结果验证了主动射流调节的可行性和实用性,发现了射流作用下进气道再起动流场中的内正激波和可动气动喉道现象以及流场振荡现象,揭示了主动射流产生的溢流是超声速进气道实现再起动的主要机理,得到了射流窄缝结构参数优化设计准则。其次,开展了主动射流调节超声速进气道再起动特性的试验研究。通过调节模型攻角得到了进气道试验模型的迟滞回路和回路内的不起动初始流场,在-2°攻角下,首次在试验中利用射流调节实现了进气道不起动初场的再起动;在0°攻角下,试验得到了主动射流调节下的进气道再起动临界点流场,同时发现了流场振荡现象。数值模拟和试验结果的比较表明:两者流场特征非常吻合,不起动初场内壁面压强分布较为一致,但两者的再起动所需最小射流相对总压相差较大,且0°攻角下的射流作用流场数值模拟结果没有出现试验中的流场振荡。深入分析表明:数值计算和试验结果的上述偏差主要是模型加工精度不足与试验误差导致的射流窄缝实际位置和数值模拟预估位置产生偏离引起的。对进气道出现的流场振荡现象进行作用机理分析表明:当射流窄缝距唇口较远时,射流作用下再起动过程中的进气道流场结构变化较大,不同流场结构实现再起动所需的最小射流流量不同。初始不起动流场结构实现再起动所需最小射流流量较小,进气道再起动较易;临起动时,流场结构发生变化,进气道实现再起动所需最小射流流量变大,进气道再起动较难。当射流流量位于这两个最小射流流量之间时,在不起动流场,由于射流流量大于再起动所需最小射流流量,流场向实现再起动的临起动流场过渡;进入到临起动流场时,再起动所需最小射流流量变大并大于此时的射流流量,流场不能完成再起动,而是又返回到不起动流场,开始新一轮循环。因此,特定窄缝位置及特定射流流量作用下,进气道再起动流场结构的变化及其引起的进气道再起动特性变化以及它们之间的相互作用是流场循环变化,出现振荡流动的主要机理。数值模拟结果得到流场振荡频率为135Hz,和Ferri类型的小幅喘振频率相当,以上机理分析为进气道喘振作用机理的研究提供了新的思路。同时,利用数值模拟手段对高超声速进气道再起动特性进行了流场分析和机理研究。发现影响高超声速进气道再起动特性的关键因素是不起动流场大规模分离区的前体形状和后部的逆压梯度峰值。前体虚拟楔面角越小,逆压梯度越低,分离激波就越靠近唇口,进气道越容易起动。而虚拟楔角及分离激波角主要受来流参数以及边界层参数影响,随来流马赫数的增加而减小。分离区逆压梯度则主要由进气道唇口内的主流流场结构决定,同时也受内收缩比的影响。在内收缩比较大时,数值模拟还发现了分离激波进入唇口内的没有溢流的不起动流场现象,进一步验证了分离区结构而非溢流是高超声速进气道不起动流动机理。在再起动机理研究基础上,进行了型面设计调节研究,通过减小大规模分离区尾部所在下壁面水平倾角以及通过肩点设计产生压降大幅提高了不起动流场性能以及再起动特性,最小能将再起动马赫数由原型的9.4降低到7.6。同时提出了先收缩再扩张的进气道内收缩段下壁面设计方法,该设计能在起动流场性能波动不大的前提下显著改善进气道再起动性能,将再起动马赫数由9.4减小到8。最后,基于超声速/高超声速进气道再起动特性的差异,建立了新的混压式进气道再起动特性分类方法,提出了壅塞式再起动特性和分离式再起动特性概念。前者实现再起动的关键及再起动临界点的主要流场特征是唇口内壅塞流的消失;后者实现再起动的关键及再起动临界点的主要流场特征是唇口内大规模流动分离的消失。