高超声速进气道是超燃冲压发动机的重要组成部分,其严重的气动热是进气道初步设计中需要攻克的关键技术问题之一。主动式气膜冷却被认为是高超声速飞行器表面的一种理想热防护措施之一,因此研究与之相关的流动规律与传热特性对有效地保护进气道、指导进气道设计有着重要的意义。本文以德国亚琛工业大学激波风洞实验室对进气道简化的实验模型和实验数据为依据进行数值计算,并对冷却气体质量流量和影响冷却效率的主要参数开展了系统的研究,进而对高超声速进气道气膜冷却流场的特性和影响因素进行分析。经与实验结果对比,模拟值与实验值较为接近,结果可信。通过对吹风比、狭缝宽度、吹风角度、冷却工质与主流的比热比、主流单位雷诺数、行程长度、主流马赫数及温度等因素对冷却效率的影响进行研究后,总结出：在高超声速层流中气膜冷却对减少机体热负荷是很有效的方法,且所需要的冷却气体质量流量较少；在本文的研究范围内,当其他参数不变时,冷却效率分别随着吹风比、狭缝宽度、主流单位雷诺数、行程长度、主流马赫数及温度的增加而增大,随着与缝口中心处距离、冷却工质与主流的比热比的增加冷却效率降低；当吹风比较低(F<0.065)时,随着吹风角度的增加冷却效率不变,而当吹风比较高(0.065<F<0.13)时,随着吹风角度的增加冷却效率增大；对于双排缝槽,小吹风比条件下双排缝槽结构与大吹风比单排缝槽结构的冷却效率相当。