伴随着航空宇航技术的研究及应用的不断发展,高超声速飞行器的研制逐渐步入高潮。高超声速进气道是高超声速吸气式推进系统的重要组成部分,对实现高超声速飞行起着关键作用。本文基于Favre质量加权平均的三维Navier-Stokes方程,采用有限体积法、二阶的TVD格式进行流场求解,并使用了Bladwin-Lomax代数湍流模型。建立了应用隐式LU-SGS方法的三维定常流动模拟程序,可用于求解超声速/高超声速粘性复杂流场。利用国外文献公布的二维进气道实验结果和本课题组侧压式进气道炮风洞实验获得的实验数据对本文的计算方法进行了校验,证明了本文所采用的方法应用于高超声速进气道计算的可行性和可靠性。然后对二维压缩、轴对称压缩和侧压式进气道的性能进行了计算,分析了进气道在设计状态和非设计状态的性能。定义了侧压进气道的两种溢流模态,阐述了两种溢流的成因,对构型溢流和压差溢流进行了理论分析和数值计算。阐明了侧板后掠的侧压进气道设计参数对构型溢流影响;对不同侧板配置方式的侧压式进气道进行了数值模拟,通过对比分析,发现由唇口板的位置所决定的溢流窗面积的大小对进气道溢流特性的影响显著。