高超声速进气道是冲压发动机的重要组成部分,其主要作用是对来流空气进行减速增压,为燃烧室提供具有一定压力、温度和速度的空气,使发动机产生足够的推力。当其进入不起动状态时,流场品质急剧恶化,整个推进系统都不能产生推力。因此,对高超声速进气道不起动的研究显得十分重要。本文主要针对进气道中分离区融合现象对不起动的影响进行了实验和仿真研究。高超声速进气道中存在着强烈的激波边界层干扰现象,当其进入不起动状态时,会在唇口产生大尺度的分离流动。该流动的产生迅速,变化剧烈,因此对研究的方法提出了较高的要求。本文采用研究流动机理的静风洞开展实验,采用基于纳米示踪的平面粒子散射(NPLS)技术和纹影技术相结合的方法进行流场观测,通过高频压力传感器记录压力的变化。在实验研究的基础上,结合数值仿真方法进行了补充研究。首先,提取了进气道中存在的分离区融合现象,通过数值仿真获得了双激波入射平板边界层诱导产生的双分离区融合过程及重新分离的过程,发现分离区融合会产生大尺度的分离流动,融合分离区与产生同样气流偏折角度的单激波入射平板边界层诱导的分离流动长度基本一致。并且发现分离区融合/分离过程存在迟滞现象。针对压缩角度以及边界层厚度对分离区融合/分离的影响进行了对比研究,发现边界层厚度越厚,分离区越容易发生融合,并且融合分离区容易发生分离。其次,基于简化的二维变几何进气道模型,对进气道不起动时产生的大尺度分离流动这一进气道不起动的标志现象进行了研究。通过动网格仿真技术计算得到了压缩角度增加过程中进气道从起动到不起动的过程,发现了在进气道中分离区的融合是产生唇口处大尺度分离流动,造成进气道不起动的重要因素。通过实验获得了进气道不起动/再起动过程中的纹影图像,观察到了进气道不起动/再起动过程中的迟滞现象,获得了进气道起动和不起动时的流场精细结构,并对流场的三维结构进行了分析。经过实验分析和验证,发现了进气道内分离区的融合是导致大尺度分离流动产生的重要原因,并且分离区融合/分离过程中的迟滞是引起进气道不起动/再起动迟滞现象的原因之一。最后,针对来流马赫数变化引起的进气道不起动流场进行了仿真,从流动的角度对进气道的不起动产生的原因进行了分析,同样在进气道进入不起动之前发现了分离区的融合现象。