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对于内外流一体化飞行器，进气道宽速度范围启动是设计关键技术之一。但由于进气道唇口处存在激波/边界层干扰，在某些条件(临界马赫数、临界迎角)下，不可避免出现激波振荡现象(inlet buzz)，导致进气道不启动，并影响飞行器的操稳特性。为抑制或避免此类问题，国内外已发展了诸多进气道主/被动流动控制技术，多孔壁即是其中一种简单易行的被动流动控制技术。本文采用数值模拟和风洞试验相结合的方法，研究了多孔壁对进气道启动特性和飞行器整体气动特性的影响。研究表明，多孔壁可减小边界层厚度，从而抑制进气道唇口分离和激波振荡。但多孔壁精确模拟对CFD 计算和风洞试验均提出了加大挑战，需要开展进一步的深入研究。