吸气式高超声速动力是低成本跨大气层飞行和全球快速运输的关键技术，高超声速进气道不起动/再起动对动力系统的设计和控制提出了挑战。不起动/再起动本质上是多变量影响的激波-边界层相互作用现象，经过数十年研究仍未发现统一规律、难以准确预测不起动/再起动边界。本文突破传统起动理论的一维、无黏假设，对二元进气道不起动/再起动现象展开系统化的二维、黏性数值模拟，利用量纲分析方法发现了进气道不起动/再起动相似律，并结合定量规律深入揭示了相关机理，形成了二元进气道不起动/再起动新理论。

  本文对简化内收缩通道（简化构型）的不起动/再起动特性展开了数值研究，通过绕唇罩前缘顺时针/逆时针转动唇罩实现不起动/再起动，得到了各种条件下的不起动/再起动边界。提出了无量纲唇罩长度和等效内收缩比概念，建立了不起动/再起动相似律。对于给定的来流马赫数，进气道不起动/再起动特性可由唇罩角度、无量纲唇罩长度和等效收缩比三者中的两个独立变量来描述。在此基础上，得到了不起动/再起动边界的自相似经验公式，可同时描述唇罩角度、唇罩长度、唇口高度、入口边界层厚度（雷诺数）和来流马赫数的影响。本文发现，Kantrowitz极限接近于极端短唇罩或大唇罩角度条件下的不起动边界，而等熵极限接近于极端长唇罩或小唇罩角度条件下的不起动边界。Kantrowitz极限预测的再起动边界不具有普遍性。

  根据不起动边界分布和流动结构，将简化构型的不起动分为三类。短唇罩、过渡型和长唇罩不起动的临界状态分别显示单个分离泡、扁平分离区和靠近喉道的小分离区。短唇罩不起动伴随分离泡持续增大及其导致的内流道壅塞。过渡型不起动由分离区尺寸在流向压差驱动下不断增大导致，在唇口溢流发生前无壅塞。长唇罩不起动表现为喉道处小分离区向上游发展的过程，不起动过程中出现类激波串结构和流动壅塞。短唇罩和过渡型不起动导致稳定的终态流场，而长唇罩不起动导致振荡的流场。

  简化构型的再起动也可分为三类。短唇罩再起动临界状态下，单个大分离泡停留在唇口，这是唇口激波系与唇罩尾缘膨胀波竞争的结果。过渡型再起动对应再起动唇罩角度的平台，临界状态下无唇口溢流，分离泡由唇口激波系单独维持，与喉道高度或内收缩比无关。长唇罩再起动临界流场显示微弱振荡的长分离区，这是唇口激波系与几何喉道流量限制互补作用的结果，且后者占主导地位。将简化构型的不起动/再起动迟滞现象分为四类，指出起动/不起动流场的分离区维持机制不同是导致双解现象的根本原因。

  在简化构型基础上，考虑实际二元进气道构型，对具有膨胀转角构型的内收缩通道（实用构型）进一步展开数值研究。通过平移唇罩减小/增大几何喉道，以实现不起动/再起动。发现了实用构型的不起动/再起动相似律，并提出了适用于大收缩角不起动的替代性收缩比概念。不起动数值结果表明，在小收缩角下，肩部膨胀转角相比简化构型对于不起动有较弱的抑制作用。中等收缩角下，膨胀转角反而促进了不起动。大收缩角下，膨胀转角对于不起动产生显著的抑制作用，使得不起动边界偏离Kantrowitz极限。实用构型的不起动分类体系与简化构型大致相同，区别在于实用构型的短唇罩不起动过程中无壅塞。再起动数值结果表明，在6°~11°范围内，膨胀转角对于再起动的促进作用强于简化构型唇罩尾缘的膨胀波，但是膨胀转角的作用随着收缩角增大而减弱。在12°以上，实用构型的再起动性能较差。实用构型的再起动均属于短唇罩再起动，具体可细分为两种亚型。

  对于简化构型和实用构型，考察了不起动/再起动临界状态的壁面压力分布，提出了基于临界状态压力峰值的无量纲不起动/再起动压力界限。并将其与无量纲唇罩长度、临界状态分离区特征尺度关联。不起动压力界限反映内收缩通道的最大压缩能力。考虑到压缩能力和起动性能之间的矛盾，提出了基于等效收缩比和替代性收缩比的自相似性压缩效率概念，以衡量单位无黏流道面积的收缩带来的压力升高。

  为了评估实用流道构型对不起动/再起动性能的影响，并扩展相似律的应用范围，对具有圆弧/折线肩部转折和折线唇罩的五类修正构型开展了系统化的不起动/再起动数值研究。发现当肩部/唇罩构型导致相对于基准构型的不起动模式转变时，能够有效抑制不起动。圆弧/折线肩部仅在大收缩角时具有不起动抑制作用，在各种压缩角下对再起动特性影响较小。具有较长唇口弯折段的折线唇罩及其组合构型能够显著改善不起动/再起动特性。