前缘钝化是飞行器热防护采用的主要方式,也是高超声速进气道设计时需要考虑的重要因素。全面考察前体钝化对进气道流场结构、性能参数等流动特性的影响,揭示钝化效应影响的流动机理与规律,可为进气道优化设计、进气道乃至飞行器工作性能的提升提供指导。本文以高超声速轴对称进气道为研究对象,在不同马赫数与攻角来流下开展鼻锥钝化对进气道流动特性影响的数值模拟与实验研究。主要内容如下：首先介绍了研究方法,包括风洞实验设备与实验测量技术,用于进气道快速设计的特征线法以及CFD数值模拟计算软件。对于CFD计算软件在高超声速进气道流动计算的可靠性,选取HB-2标准模型、轴对称构型激波边界层干扰以及轴对称进气道实验,验证计算软件在气动力、激波边界层干扰与进气道内外耦合流动计算的准确性。结果表明,CFD计算软件所模拟的高超声速进气道流动是可信的。基于特征线法,编写调试了尖前缘高超声速轴对称进气道前体快速设计程序,包括多级锥、锥加等熵以及弯曲锥压缩前体进气道的设计模块。针对钝化前缘附近亚声速流动致使特征线法等快速设计方法应用受限,将特征线法与CFD计算结合,提出一种耦合钝化前缘的前体快速设计方法。该方法结合了CFD在钝头区域流场计算的准确性以及特征线法在进气道设计上的效率,可实现前体钝化二元／轴对称进气道的快速设计与评估。在此基础上,以进气道出口马赫数为约束条件,设计了四种前体压缩类型轴对称进气道构型：分别为两级锥前体压缩、三级锥前体压缩、锥加等熵前体压缩与弯曲锥前体压缩构型。针对设计的四种进气道构型,采用CFD模拟研究了轴对称进气道流动特性随来流攻角与马赫数的变化规律；通过四种构型进气道流动特性的对比,分析了前体压缩方式对来流条件变化的敏感性与适应性。结果表明,对于轴对称进气道构型,来流攻角在产生升力的同时会使得进气道流动性能下降。有攻角来流时进气道迎风面压缩强度增大、背风面压缩强度减小,这使得进气道出现自迎风向背风面的横向流动、进气道周向流动不均匀。不同前体压缩方式对于来流攻角与马赫数变化的适应性不同。锥加等熵和弯曲锥构型前体弯曲压缩面所产生的压缩波在有攻角与低来流马赫数时对前缘激波位置会起到调节作用。这使得在非设计来流时锥加等熵和弯曲锥这两种构型流量系数要明显高于两级锥和三级锥构型。此外,采用等熵压缩方式的锥加等熵构型在气流压缩效率方面要优于其他构型,在出口压比相当的前提下总压恢复系数最高,因而本文以此为基准构型开展了鼻锥钝化尺度影响规律研究。以锥加等熵构型为对象,开展了不同马赫数、攻角条件下鼻锥钝化尺度影响的CFD模拟分析研究,并且在常规风洞中开展马赫6来流条件的实验观测。结果表明,鼻锥钝化尺度对于轴对称进气道影响与边界层状态、来流攻角密切相关,与二元进气道影响存在明显的差异。无攻角来流条件下,数值模拟与风洞实验结果均表明,鼻锥钝化尺度在5%捕获半径尺度内轴对称进气道流动特性变化不显著。有攻角来流条件下,进气道迎风面流场结构、壁面压力分布基本不变,但背风面边界层厚度增加,滑移线向外偏移,流动趋向不稳定。R3.2mm鼻锥构型自然转捩的实验结果表明,4度攻角时进气道背风面出现明显的边界层分离；在7度攻角时背风面大范围的分离导致进气道不起动,壁面压强明显下降。采用离散粗糙带强制转捩后,4度攻角R3.2mm鼻锥构型背风面分离区明显减小、分离激波消失,而7度攻角来流时背风面仍旧不起动,但分离激波向下游移动、分离范围减小。在激波风洞中开展了无攻角来流条件下,离散粗糙带以及鼻锥钝化尺度对轴对称进气道喘振流动影响的实验研究。结果表明,粗糙带的引入显著抑制了喘振中激波的振荡范围。由于前体分离区传播范围的减小,喘振周期缩短、频率增加；而分离激波强度的增大使得壁面压力相对于无粗糙带时的结果明显上升。同粗糙带的影响相比,鼻锥钝化尺度对喘振流动的影响相对较小。当采用扰动较小的薄粗糙带实验时,R0.8mm与R3.2mm的差异性较为明显,包括前体流动结构、振荡频率以及压力数值。其中R0.8mm构型结果与较厚粗糙带强制转捩结果更加接近,R3.2mm结果更加接近于自然转捩时的喘振流动。