高超声速进气道再起动性能是评估超燃冲压发动机的重要参数之一。早期Kantrowitz基于理想气体条件、进气道内收缩段入口处存在正激波、进气道内流动为一维等熵流动、喉道处为声速的假设，提出对进气道再起动性能进行预判的Kantrowitz极限。但由于边界层的存在，实际进气道再起动过程的与Kantrowitz极限的假设条件存在很大差异。本文通过激波风洞实验，着眼进气道内收缩段激波边界层干扰相关要素，发现进气道内波系结构、唇口截面气动参数、壁面温度以及压缩方式对进气道的再起动性能存在显著影响，并将不同影响因子解耦，获得其对进气道再起动性能的影响规律，进一步通过数值仿真揭示再起动过程的流动机理，为高超声速进气道的工程设计提供理论依据。

论文实验观察并定义了进气道再起动过程稳定后存在的三种流态：起动流态，不起动流态以及临界流态。在临界流态下，进气道唇口处无溢流，但大尺度分离区及其诱导的斜激波无法通过喉道，而是稳定在进气道内压缩段，进气道的流量捕获与起动流态的流量捕获相同但总压恢复能力大幅度下降。

二元高超声速进气道内的波系结构对再起动性能存在主导影响，随唇罩激波强度的增加，进气道再起动极限收缩比减小，性能曲线存在突降现象。针对这种特性，论文设计了唇罩分级压缩改善进气道再起动能力，并进行了验证实验。唇口截面马赫数的增加除有效提升进气道的再起动性能外，还使激波强度-再起动性能曲线的突降向大角度方向移动。同时，唇口马赫数的增加使进气道再起动性能的突降发生在更宽的压缩角度范围内。进气道肩点膨胀波对再起动能力存在促进作用。对于大唇口气流偏转角度的工况，分离区同侧的膨胀波可以加快当地气流速度，降低局部压强，促使大尺度分离区向下游的移动，明显提升进气道的再起动性能。

对于弱唇罩压缩激波工况，进气道再起动性能不再由唇罩激波强度单一主导，唇口截面边界层相对厚度的作用开始显现，且唇口截面边界层相对厚度达到特定值后，边界层厚度的增加使进气道再起动性能出现突降。

论文通过数值模拟考察了壁面温度对进气道再起动性能的影响。发现对于唇罩压缩激波较强的进气道，冷却壁面无法改善进气道的再起动能力。但对于唇罩压缩激波相对较弱的进气道模型，壁温总温比T_w/T_t的减小会诱导进气道再起动性能发生突变。且随着唇罩角度的减小，进气道再起动性能突变向高无量纲壁面温度T_w/T_t的方向移动。随唇口截面边界层厚度的减小，进气道再起动性能突变向高壁温方向移动。

对于唇罩激波强度、唇口截面边界层厚度、壁温总温比对进气道再起动性能的突变现象，论文通过进一步数值计算发现，进气道再起动性能突降前，进气道可以通过的最大流量由几何喉道约束。但对于突降后性能较差的进气道，其再起动过程中内压缩段的大尺度分离区形成气动喉道，代替几何喉道限制了进气道可以通过的最大流量。几何喉道约束-气动喉道约束的转换造成了进气道再起动性能的突降。同时，研究发现突变区域往往伴随大范围的临界流态的出现。

唇罩压缩方式通过改变压缩激波与底板边界层的相互作用模式影响进气道的再起动能力。由于侧压后掠激波与底板边界层干扰中三维效应的影响，进气道再起动性能规律与顶压式进气道存在明显差异。对于由几何喉道决定能都实现再起动的进气道，压缩方式对进气道再起动性能的影响不明显。对于由压缩激波-边界层干扰诱导分离区形成的气动喉道决定能否再起动的进气道，唇罩压缩变为侧板压缩能有效的提高进气道的再起动性能。