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在Ma8高超声速炮风洞中完成了进气道测压和纹影试验,研究了进气道扩压性能随进气道唇口位置、形状变化的规律以及在层流、湍流两种边界层情况下的进气道性能的差异.利用数值方法模拟了该进气道流场,通过与本文炮风洞实验结果的对比分析,并结合在高焓燃气风洞中完成的三维侧压式进气道试验结果,指出湍流边界层或后掠式唇口构型能够有效减小进气道喉部的分离程度,改善进气道的扩压、流量捕获和总压恢复特性。