超声速二元进气道在实际飞行过程中,前体压缩面产生的压缩激波与侧板边界层之间存在扫掠激波边界层干扰现象,会导致进气道近壁面附近流场产生分离,造成近壁面低能流堆积,严重时还会引发二次分离现象。这些现象会使进气道的流通能力、气动性能、抗反压能力等下降。基于此,本文采用多孔介质材料作为进气道的流场控制手段,开展其对进气道扫掠激波/边界层干扰的影响研究。首先对多孔介质压降理论进行介绍,根据文献给出的五种不同多孔介质材料速度与压降的关系,求解得到五种材料的阻力系数。将超声速二元进气道中复杂的扫掠激波边界层干扰现象简化为具有两级和三级压缩楔面的扫掠激波边界层干扰模型,进行数值仿真计算。研究结果表明:两种简化模型中采用的多孔介质流场控制措施对扫掠激波/边界层干扰区域都有显著的改善,多孔介质材料PPI越小,壁面溢流量越大,对近壁面流场改善效果越明显;侧壁压力峰值相比于原型型面下降显著,在x=0.35m截面上最高压降可达25.55%;分离区高度也有明显下降。其次设计了一种原型超声速二元进气道,并在该原型进气道方案的侧板开设溢流缝隙,通过数值仿真研究了溢流缝隙几何参数对进气道气动性能的影响规律。研究结果显示:侧板开设溢流缝隙能够有效改善进气道内流场结构,排出近壁面低能流,改善进气道性能。保持上层溢流缝隙型面不变,随着底部溢流缝隙宽度的增加,二元进气道流量系数呈现先增加后减小的趋势,总压恢复系数呈现增加的趋势。底部溢流缝隙宽度在0＜D＜2范围内,对进气道性能提升显著。当D=1时,进气道性能达到最佳,设计状态下,进气道流量系数提升1.56%,总压恢复系数提升1.61%;低于设计马赫数状态下,进气道流量系数提升显著;高于设计马赫数状态下,流量系数损失较大,总压恢复系数变化不大。不过该进气道自起动性能变差,自起动马赫数由原型方案的3.2提升至3.3。最后,与原型进气道相比,采用多孔介质壁面方案进气道在设计马赫数3.5时,流量系数降低1.33%,总压恢复系数提高1.04%。来流马赫数越高,多孔介质壁面溢流量越大,流量损失越大。在研究的马赫数范围内,采用多孔介质壁面方案其气动性能要略差于原型方案和开设溢流缝隙方案的进气道。但采用多孔介质壁面方案,进气道的自起动马赫数从原型方案的马赫3.2降至马赫2.8,有效拓宽了进气道的马赫数工作范围。