高超声速进气道是吸气式高超声速飞行器的关键部件之一，其性能直接影响超燃冲压发动机的推力特性。论文针对宽范围定几何高超声速进气道高低马赫数下的总体性能与低马赫数起动性能之间的固有设计矛盾研究了一种利用气动原理实现自动开启与自动关闭的新概念自适应泄压控制系统。论文首先分析了自适应泄压控制技术的气动原理，并就自适应泄压流道主要设计参数对进气道正常工况下的泄漏量及进气道性能的影响规律开展了较系统研究，通过Ma4唇口激波反射点的一个泄压槽及均布于其上游的三个泄压槽组成的自适应泄压控制系统，采用数值仿真方法使内收缩比达到2.1的原型进气道以正常工况下不足2%的流量损失为代价实现了Ma3.8自起动。之后对自适应泄压控制系统进行优化设计，在保证进气道自起动性能的同时减小泄漏量并提高进气道总体性能。论文还针对一种内收缩比高达2.57，采用自适应泄压控制的二元高超进气道方案开展了风洞试验验证，结果表明：风洞试验验证了该大内收缩比进气道Ma4下的自起动性能；该进气道宽范围内总体性能与抗反压能力均较常规进气道显著提高,设计状态下进气道极限抗反压能力提高了40%；此外，数值仿真与实验数据吻合较好，进一步说明了数值仿真结果的可信度。最后，论文还针对基于自适应泄压控制的高性能进气道探索了不同内收缩比下的自适应泄压控制系统一般设计方法。研究发现：当进气道内收缩比达到2时，自适应泄压控制系统需要四个泄压槽，且Ma4唇口激波反射点下游需要布置一个；内收缩比较小时，可适当减少自适应泄压槽的数量以及有效流通面积，以减小不必要的流量损失。为衡量自适应泄压控制系统对进气道喉道截面补偿量，给出了一种总流通面积的加权方法，并通过Kantrowitz准则初步验证了其正确性。