在高超声速飞行中,空气中出现离解、电离、辐射和烧蚀等物理化学现象,真实气体效应变得不可忽略。本文确定了模拟真实气体效应的气体模型,对比分析了量热完全气体模型和化学反应完全气体模型对斜楔板流动、激波边界层干扰的影响,并对Ma10.0一级的高超声速进气道流动特性开展了数值仿真研究。首先,依据Park-I的七组分六反应动力模型确定了化学反应完全气体模型具体参数,并根据试验结果对网格无关性、湍流模型和壁面条件开展了数值校验,得出具有可信度的数值仿真方法。然后,采用不同气体模型研究了真实气体效应对斜楔板流动和激波边界层干扰的影响,结果表明:真实气体效应的影响使壁面温度下降、密度上升,采用化学反应完全气体模型计算获得的斜楔板边界层厚度和激波角均小于采用量热完全气体模型计算的;随着来流马赫数的增大,边界层厚度差异逐渐增大,激波角的差异逐渐增大;随着斜楔板角度的增大,激波角也逐渐增大,量热完全气体模型与化学反应气体模型计算得到的激波角差值逐渐减小;量热完全气体模型下激波边界层干扰更容易产生分离,分离泡尺度大于化学反应完全气体模型;随着激波发生器角度的增大,真实气体效应更显著,氧气离解程度增大,两气体模型下的分离泡无量纲尺度相差越大。接着,研究了不同气体模型对Ma10.0级高超进气道流动特性的影响,结果表明:相比于量热完全气体模型仿真结果,化学反应完全气体模型下的进气道喉道马赫数升高,总压恢复系数提高2.2%,流量系数提高0.93%,而喉道压比降低;进气道自起动马赫数由Ma10.1降至Ma8.0,进气道更容易起动;总压缩角越小,真实气体效应对进气道性能的影响越大,在R为1500mm附近真实气体效应最显著。最后,研究了化学反应完全气体模型下不同来流条件对进气道性能的影响,结果表明:冷壁边界条件下真实气体效应不显著,而热壁边界条件时离解反应程度加剧,对进气道性能影响较大;来流组分中氧气质量分数越高,来流密度升高,进气道喉道马赫数升高、喉道总压恢复系数降低、流量系数升高;与真实飞行条件相比,风洞来流条件下进气道的边界层厚度更薄,离解反应更难发生,进气道喉道马赫数减小,而喉道压比增大,总压恢复系数增大了7.1%,流量系数提高了2.1%。