본 연구는 초음속 비행체 흡입구 내부에서 발생하는 충격파와 경계층 상호작용을 제어하기 위해 능동형 마이크로 제트 시스템을 도입하고 그 공력 성능을 수치적으로 분석하였다. 평양공업대학 항공우주공학과의 고속풍동 실험 데이터를 기반으로 수치 해석 모델을 구축하였으며, 마이크로 제트 분사 각도와 압력비 변화에 따른 총압 회복률과 왜곡도의 변동 양상을 정량적으로 도출하였다. 해석 결과, 적절한 분사 운동량이 공급될 때 박리 영역이 현저히 축소되고 압력 손실이 감소함을 확인하였다. 본 연구는 차세대 초음속 추진기관의 흡입구 설계에 있어 유동 안정성을 확보하기 위한 기초 자료를 제공하며, 향후 실제 비행 환경에서의 실효성 검증을 위한 토대를 마련하였다.