高超声速进气道抗反压能力与超燃冲压发动机性能和以其为推进动力装置的高超声速飞行器能否成功完成预定任务密切相关,在工程应用中具有重大研究价值。针对高超声速飞行过程中,固有几何结构冲压的瓶颈以及燃烧释热诱导不起动的危险,基于理论分析和数值模拟,探索了边界层抽吸和引射提高抗反压机理,为高超声速进气道稳定、宽范围的工作提供技术储备,对实际工程应用具有参考价值。首先研究了反压传播模式。总结了反压传播典型不起动过程,分析了反压传播和平衡特性,同时验证了壁面传热和表面摩擦对平衡特性的影响,为后续开展流动控制提高进气道抗反压提供控制依据和立足点。其次,基于反压传播平衡特性,探索了边界层抽吸和引射提高进气道抗反压机制。总结了提高进气道抗反压的流动控制途径,掌握了边界层抽吸和引射对激波/边界层相互作用的流场结构影响,给出了抽吸局部提高进气道抗反压机制的狭缝附近局部波系变换和局部流场演化,提出了狭缝抽吸效能极限流场特征,拟合了带有局部压力突跃和二次曲线分布的经验压升表达式,用以定量描述抽吸局部抗反压机理。抽吸控制定量结果表明,进气道抗反压能力提高12%并伴随附加损失主流1.88%的质流率。比较了不同引射工质流场流动特征,揭示了激波/边界层相互作用、反压传播路径差异以及引射提高抗反压能力机制。给出了引射总压间接提高引射动量和降低引射工质动力粘度的潜在特性,促进了质量、动量和能量的掺混,进而缩小了亚声速带,抑制了反压传播。特别是引射总压为4 MPa的燃气引射控制,其进气道抗反压能力提高11.76%并伴随附加引射主流质流率的7.66%的燃气。然后,研究了三维壁角效应边界层抽吸控制。总结了壁角效应的影响,对比分析了求解翼展约束时、隔离段壁角效应对抵抗反压能力的影响。给出了壁角分离涡位置的影响因素和伪激波不同截面涡结构形成的方式,探讨了三维壁角分离机理和有效抽吸位置及其抗反压机制。最后,针对抽吸附加质流损失缺陷和基于再生冷却发动机燃油涡泵供给附加能量引射,研究了二者投入-产出效能评估。分析了抽吸狭缝对反压的敏感性和不同抽吸角度、位置,压比的选取原则,给出了狭缝快速开启过程动态质流损失和抽吸建立过程。利用发动机燃油冷却通道涡泵供给高压头油气的能力提出了边界层引射控制方法,基于热力学分析,一维守恒方法和流推力分析,验证了循环压比是提高发动机能量利用的关键指标之一。增大进气道临界反压,能够提高其压缩能力和效率,进而增大发动机推力,比冲和总效率。