高超声速进气道作为超燃冲压发动机的关键部件之一,常会因为燃烧室产生的背压、内部收缩比、马赫数等原因而发生不起动,不起动现象引起力和力矩的异常,导致飞行器性能的变化,因此进气道不起动识别控制成为一个急需解决的问题。本文就针对背压过大的不起动问题,探索进气道不起动现象及原因,研究进气道不起动识别方法。首先是数值仿真发动机工作状态下背压扰动引起的进气道不起动现象。建立一个典型的高超声速二元进气道/隔离段模型,在多组不同来流条件下进行了数值计算。分析不同来流条件下,背压的变化对高超声速进气道内部流场结构的影响。根据激波串位置和内流道上表面压力变化定义了进气道起动和不起动两种工作模式,并将所有进气道内流道上表面压力数据作为分析数据集。其次,由于不起动状态可根据壁面压力信号来判别,同时判别起动与不起动本质是一个二分类问题,使用模式识别方法解决进气道分类问题。第一步设计了特征选择算法选择出两个最优压力点,通过分析得出文中提出的改进的基于支持向量机的递归特征消除SVMRFE算法优于原始的SVMRFE,并证明了Relief算法与改进的SVMRFE或者相关系数组合的算法更具高效性和准确性。第二步通过支持向量机SVM算法建立最优分类模型,并给出线性判别FLD和逻辑回归算法验证分类模型,正确识别率在90%以上。最后,分析得出进气道分类模型具有良好的泛化性能和鲁棒性能。两个最优压力点检测压力变化以及附近流动特征变化,符合实际物理规律。证明了模式识别方法建立的进气道起动/不起动分类模型有效性。