高超声速进气道是超燃冲压发动机的关键部件之一,起动状态是其正常、高效工作的前提。如果高超声速进气道处于不起动状态,超燃冲压发动机性能将会急剧下降,甚至可能引发飞行事故。理论上来说,高超声速进气道不起动状态是不可避免的。受多种因素的影响,高超声速进气道不起动存在多种模式。掌握高超声速进气道不起动多模式流动机理及失稳特征、高超声速进气道多种工作模式转换特性,是高超声速进气道不起动控制的关键。本文面向高超声速进气道不起动的相关问题,开展如下几个方面的工作:对比无粘流动和有粘流动下高超声速进气道不起动,发现考虑粘性时,边界层分离起着主要作用,分析超额定工况下进气道工作模式,发现当唇罩内壁面边界层发生大尺度分离后,唇口前出现弓形激波。这种新的不起动模式被定义为局部不起动。非定常数值模拟激波风洞喷管-简化进气道耦合起动,和全尺寸高超声速进气道在简化风洞起动波系下脉冲起动过程,观察到超额定工况下进气道局部不起动。从稳态角度分析,进气道外压缩激波在唇罩处反射由规则反射转变为马赫反射是局部不起动发生的原因。对比无粘流动和有粘流动,发现粘性效应导致唇罩附近流场由激波/膨胀波相交变为激波/边界层干扰,局部不起动触发条件也因此发生变化。改变唇罩角和外压缩激波在唇罩入射点下游压力,观察到局部不起动/起动转换,并且在该转换过程中出现迟滞。数值研究亚额定/超额定工况低总焓、高总焓来流下燃料喷射和高总焓来流下燃料燃烧引起高超声速进气道不起动过程,发现高总焓来流下燃料喷射触发不起动所需燃料流量比例要高于其他两工况,并且激波串向上游运动更容易出现振荡现象。超额定工况下,进气道上壁面分离尺度更大,最终唇口前出现弓形激波,发生局部不起动。在亚额定/超额定工况下,当燃烧室反压振荡时,激波串以相同频率跟着振荡,但是它跟反压振荡存在时滞,高频振荡时出现相位相反。激波串振荡呈现滞环,振荡范围随反压振幅增加而增加,随振荡频率增加先增后减。进气道能承受最大瞬态反压随振荡频率增加而增加。超额定工况下,下壁面振荡会更剧烈,激波串振荡滞环始终是顺时针方向,而亚额定工况在反压振荡频率较高时呈现逆时针方向。通过数值模拟研究了高超声速进气道常规不起动/起动、局部不起动/起动和局部不起动/常规不起动工作模式转换的突变特性,介绍了用于研究非连续变化和突变现象的突变理论,分析了高超声速进气道多种工作模式转换的突变模型,但是考虑到高超声速进气道流动机理复杂,突变模型的建立非常具有挑战性。利用数值模拟,获取了由来流条件和燃烧室反压变化引起的高超声速进气道多种工作模式转换特性,研究了高超声速进气道不起动/起动转换的可达路径。分析高超声速进气道常规不起动和局部不起动特征后,研究了基于空气流量测量的进气道不起动监测,提出了一种基于惯性导航系统和前体壁面压力测量的预估-校正方法来测量进气道空气流量。介绍了利用进气道喉道附近壁面动态压力信号的时域和频域特征来监测进气道不起动的方法,并提出了利用时间序列分析,基于AR建模AIC值、模型残差方差和K-L信息距离等不起动监测方法。局部不起动时,壁面压力升高幅度更明显,振荡能量则比较分散,不存在明显的主频。利用这些特征,基于压力幅值、功率谱等方法可以准确监测并识别高超声速进气道局部不起动和常规不起动两种模式。