二元弯曲激波压缩是有望进一步提升吸气式高超声速飞行器进气压缩系统性能的新方法,本文分别针对其计算方法、设计方法、性能优化以及在进气道中的应用进行了研究。首先发展了弯曲激波压缩流场的近似计算方法。通过对流场波系相互作用的分析,推导了根据弯曲压缩型面形状估算弯曲激波、流线及出口参数的公式,能够用于快速计算流场参数和分析流场特征。对一系列算例的测试表明,与特征线法的计算结果相比,采用该近似方法所得激波和流线坐标的均方根误差在1.1%以内,压缩面、激波与流线上压力、马赫数和流动角度的均方根误差在4.5%以内,出口截面平均压力、马赫数、总压误差在4.1%以内。其次,针对弯曲激波压缩流场的设计建立了功能较为完善的设计优化系统。应用给定压缩面气动参数分布设计几何型面的反设计方法,研究了设计条件的设置方法、自动化的流场计算和流场特征识别方法等关键问题,使优化系统能够不需人工干预地完成大量方案的计算及分析,并能够通过优化算法寻找满足指定要求的最优方案,其中还能够补充设计人员积累的设计经验以加速优化过程。对几个设计优化案例的测试表明了该系统的有效性。在此基础上,为了进一步了解弯曲激波压缩流场的性能特点,对弯曲激波压缩流场设计进行了大量抽样计算,通过所获得的数据结合相关理论,分析了设计参数对流场性能的影响规律,并通过多目标优化探索了其所能达到的性能范围;选择一组典型的弯曲激波压缩流场方案,与多级斜楔、等熵以及部分等熵等传统压缩流场的特点进行了详细对比和分析,结果表明弯曲激波压缩有明显优势。设计外压缩段采用弯曲激波压缩流场的进气道模型进行了风洞实验,实验结果表明,该进气道设计状态出口截面平均马赫数为2.5,总压恢复系数为0.43,临界压比为195倍。最后,将对弯曲激波压缩流场的研究继续发展应用在高超声速进气道内压缩部分,提出了串联组合多个弯曲激波压缩流场形成压缩系统的方法,实现了进气道内外压缩一体化的反设计。基于此方法通过抽样计算和优化设计能够获取综合性能较好的方案。通过风洞实验对采用该反设计方法得到的进气道方案进行了验证,实验数据表明,该进气道设计状态出口截面平均马赫数为2.7,总压恢复系数为0.51,与设计结果较为相符。