本文以一种流体式激波控制技术以及应用此技术的流体式高超声速可调进气道为研究对象,利用理论分析、数值模拟以及风洞实验等研究手段对相关气动原理、设计与分析方法、参数影响规律等进行了研究。论文首先构建了一套针对流体式激波控制技术的理论分析与设计方法。分析了流体式可调进气道的激波调节需求,推导了相关的公式,并从边界层动量积分方程出发推导了二次流注入率、注入角度与边界层动量损失厚度之间的关系式,以此为基础建立了根据第一级激波推动幅度预测二次流消耗量的理论分析方法。对不同二次流注入角度工况的理论计算结果显示,为了达到同样的推动幅度,所消耗的二次流流量随注入角度的增加而减少,该规律与二维数值模拟结果相一致,并且相对偏差在6.35%~16.47%以内。而后,使用数值模拟手段对流体式激波控制技术进行了参数化研究,获得了二次流分布规律、注入压比、注入角度等的影响规律,并在风洞实验中成功地利用二次流推动了进气道的前体激波,证明了流体式激波控制概念的可行性。同时,对不同注入角度方案的吹风实验表明,相同激波推动幅度条件下,逆流注入方式比顺流注入方式所需的二次流流量少,进一步验证了理论分析方法得到规律的正确性。进一步,提出了流体式激波控制技术在高超声速进气道上的三种应用模式,给出了具体的流道实现方式,形成了三个流体式可调进气道,并在其工作马赫数范围内进行了全流道仿真研究,对其工作原理、气动性能以及可实现性进行了分析。结果显示,三个可调进气道均可在马赫数5.0~6.0范围内始终保持激波系封口,消耗二次流比例不超过2.2%,这使得其低马赫数的流量系数相比定几何进气道提高20%以上,总压恢复系数也有不同程度的提高。并且,三个方案各具特点:各级激波独立控制方法对前体各级激波的控制基本互不影响;内通道-前体循环的激波系重构方法可以实现第一级激波的单向偏转,并可弱化第二级激波;前体自循环的激波系重构方法可以避免引气量受内通道压力波动的干扰,并避免引气过程对内通道流动结构产生影响。在此基础上,仿真研究了流体式可调进气道的波系封口马赫数、型面切换马赫数以及前体压缩面波系配置方案等对其气动性能的影响。结果表明,流体式可调进气道的封口马赫数越低,其低马赫数下流量系数提高的幅度越大,但是前体激波需要调节的幅度也随之增大,消耗的二次流流量增加。另外,由于流体式可调进气道需要在封口马赫数状态配波,在巡航马赫数获得高的总压恢复系数,其最佳波系配置方法与常规定几何进气道不同。最后,本文设计了三套含内置调节机构的流体式可调进气道实验模型,其波系封口马赫数为5.0。实验中,三个进气道方案均在来流马赫数5.74状态成功地利用二次流将前体两级激波控制到封口状态,且此时内外波系结构符合设计意图,证明了三种流体式可调进气道方案的可行性。对前体自循环的激波系整体重构方案,还对其进行了变攻角实验和节流实验研究,结果表明其具有一定的攻角适应性,并且节流过程并不会影响到进气道的前体激波系。