为了满足高超声速飞行器在宽马赫数范围内正常飞行的需求,高超声速进气道需要在保证工作性能的前提下尽量降低最低起动马赫数。本文基于高超声速二元弯曲激波进气道,对一种通过利用弹性压缩面上下表面的气动力差控制压缩面变形的气动调节技术展开研究。相较于传统的利用电机和机械传动机构进行进气道变几何的调节方式,本文研究的气动调节技术直接利用流场的气动力作为型面变形的驱动力,极大减少了进气道调节装置的数量和质量,值得进行深入研究。在对进气道进行气动调节时存在着流场和弹性压缩面的双向耦合作用。本文首先对双向流固耦合问题的求解方法做简要介绍。理论求解方法需要对模型线性简化,求解有局限性,试验方法成本较高,本文主要采用数值仿真方法进行研究。ANSYS workbench软件对固体和流体问题求解可靠性高,多物理场之间的数据传递操作简单,因此本文选用该软件进行对气动调节技术的研究。而后根据气动调节的概念,以设计点马赫数为6的二元弯曲激波进气道为基础设计了弹性压缩面下表面载荷为均布压力的压力腔方案。对该方案的双向流固耦合模型展开数值仿真工作,结果分析表明:压力腔方案能使进气道在3马赫起动,起动过程中存在着弹性压缩面变形阶跃现象和起动迟滞现象;通过弹性压缩面变厚度设计可有效提高进气道在起动状态的流量系数和出口压比;压力腔方案保持了进气道在设计点的工作性能,同时也提高了在非设计点的流量系数和出口压比。最后对弹性压缩面下表面载荷为集中力的方案进行研究,数值计算结果表明:集中力方案同样可使进气道在3马赫起动;只有单个集中力作用在弹性压缩面下表面的方案在起动马赫数的工作性能要优于多个集中力的方案;通过在外压段设位移约束可更精细地控制变形后压缩面型面,进一步提高进气道在起动马赫数下的流量系数和出口压比;在其他飞行条件下的数值仿真验证了单点集中力改进方案同样能够保持进气道在设计点的工作性能,提高在非设计点的流量系数和出口压比。