TBCC推进系统有机地结合了涡轮发动机与冲压发动机在不同马赫数下的优势,使飞行器在飞行范围内的性能得到最大程度的展现,因此针对TBCC推进系统特别是其核心技术的进排气系统的研究有着相当重要的意义,本文主要开展了飞行马赫数范围0～5的内并联式TBCC进气道的气动设计和数值仿真研究。　　 本文首先给出了内并联式TBCC进气道的气动型面设计思路和变几何设计方案,采用等熵压缩型面以及弧形作动板,构造了内并联式TBCC进气道在5个典型来流马赫数下的二维和三维数学模型,对其流场进行了数值仿真,分析了进气道流场和出口性能参数在相同来流马赫数下随反压的变化规律以及随着来流马赫数的变化规律。计算结果表明,相同来流马赫数下随着出口反压的上升,内并联式TBCC进气道的出口马赫数不断下降,温升比不断上升,总压恢复随出口反压的上升而上升;随着来流马赫数的升高,内并联式TBCC进气道的流量系数、出口压比、温升比不断上升,总压恢复系数不断下降,进气道的进气流量在一定范围之内波动。　　 其次本文开展了对内并联式TBCC进气道的转级过渡过程的研究,采用动网格技术、非定常计算等技术手段模拟了转级过渡态的动态变化过程,并与分流板位于某几个开度位置时的定常计算结果进行了对比,不考虑通道出口反压的变化,研究结果表明:通道进口气流的总压损失对通道的抗反压能力的影响十分显著;随着分流板位置的移动,涡轮通道和冲压通道内的流量、总压恢复、温升比和出口马赫数等性能参数均随之发生改变;定常数值模拟无法准确描述内并联式TBCC进气道的转级过渡过程,研究进气道转级过渡必须考虑其动态影响。　　 最后本文针对双模态工作时通道出口反压对内并联式TBCC进气道流场的影响以及涡轮和冲压通道之间出口反压的相互影响进行了研究,结果表明:其中一个通道的结尾激波推至分流通道进口时,其气流流量急剧下降,并对另一通道产生影响,形成气动耦合效应,这种气动耦合现象内有可能存在非定常流动;出口反压造成的逆压力梯度会改变通道内结尾激波位置,反压对双通道流量分配的调节能力十分有限,因此对两个通道之间流量的分配应主要依靠分流板的开度位置来调节。