在高超声速的飞行条件下，特别是长时间、远航程条件下，气动加热问题异常突出，成为高超声速进气道设计不可回避的关键性问题。这就要求在进气道构型设计时兼顾性能指标和防热需求。而进气道性能和气动热负荷大小常常取决于局部流动特性。因此很有必要深入探究进气道高热负荷区的流动特性，为实现性能指标和气动热控制奠定基础。分析表明高超声速进气道的高热负荷区主要集中在激波相干的唇缘和激波与边界层作用的隔离段这两个部位，因此本文主要针对这两个典型高热载荷区的流动特性进行了数值与试验研究，进一步完善相关基础理论，为进气道构型及防热设计提供理论指导。 针对唇缘钝化产生的进气道外压波（斜激波或等熵压缩波）与弓形激波相干存在的问题，首先结合钝化唇缘的流动特性，设计了四种唇缘钝化方式，考察了典型激波相干结构对进气道流动和性能的影响，获得了钝化唇缘的唇口波系配置原则，为进气道唇缘钝化设计提供指导。其次，详细分析了进气道外压等熵压缩波与唇缘弓形激波相互作用特性，给出并量化了影响流动的几何参量——等熵压缩波的相对分散度与竖直相交位置。基于大量不同工况下的数值算例分析，归纳了流态随分散度与竖直相交位置的变化图谱及其与热流的内在关系。发现分散度是一个关键参量，直接决定相干结构能否产生以及所产生的热流和压力的最大幅值，并且存在两个临界值。较小的第一临界值为等熵压缩波与弓形激波相交区域大小近似等于Edney Type IV结构的过渡激波长度时的相对分散度，较大的第二临界值为等熵压缩波与弓形激波相交区域大小约等于Edney Type III结构的过渡激波长度时的相对分散度。分散度小于第一临界值时，等熵压缩波与弓形激波的相互作用类似于斜激波与弓形激波的相互作用，随着竖直相交位置的变化将产生Edney定义的六类相干结构。分散度大于第二临界值时，等熵压缩波与弓形激波的相互作用可视作非均匀超声速流动，随着竖直相交位置的变化将不产生任何Edney定义的相干结构。分散度介于两临界值之间时，等熵压缩波与弓形激波的相互作用处于某种中间态，随着竖直相交位置的变化仅产生部分Edney定义的相干结构，其中等熵压缩波作用于弓形激波的强解区所产生的第四类超声速射流退化为亚声速射流。随着分散度的增加，相干结构的退化，所产生的最大气动热流急剧下降。作者据此提出了控制气动热载荷的等熵波设计原则，同时给出了较为准确的通用最大热流预测关系式。 针对长时间飞行中隔离段被气动加热问题，首先发展了隔离段陶瓷加热试验模型，国内率先开展了热壁效应对隔离段流动特性与性能影响的试验研究，并与数值模拟手段相结合深入分析了壁面热效应对激波串特性的影响。发现激波串流动受壁面温度和气流总温的双重限制，且激波串长度随壁面温度的升高和气流总温的降低而变长，这两者的影响可用壁面温度与气流总温之比来表征，即激波串长度随壁面温度与气流总温之比的增加而增加。其次，通过对隔离段典型流动的建模分析，提炼出了影响激波串流动的主要无量纲参数，并着重分析了壁面温度与气流总温之比和比热比的影响机制。发现壁面温度与气流总温之比的影响不仅体现在边界层速度分布上，还体现在边界层密度分布上，乃至分离激波与湍流边界层的相互作用规律上；而比热比的影响则主要体现在分离激波的增压效果上。为更有效地预测激波串长度以方便隔离段长度的优化设计，本文引入壁面温度与气流总温之比与比热比这两个参数，利用本文数据，完善了激波串长度预测关系式。
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