本文首先利用特征线法获得了二维非对称喷管型面的设计程序。设计过程中采用热理想气体模型,即Cp仅是温度的函数。考虑了燃气是混合气体的事实,其比热可根据燃气各个组分的比热得到。另外还讨论了不同余气系数下燃气比热随温度变化的规律。然后利用该程序,设计了一系列非对称喷管构形,讨论了不同非对称因子G和不同截短程度时喷管的性能,最后确定选择非对称因子G等于0.3,上壁面长度等于800mm,下壁面长度等于200mm的SERN截短型面,作为整个TBCC排气系统的基准型面。在此基础之上,构建了二维上下并联式TBCC排气系统的气动方案以及几何调节方案。其次,对该排气系统气动方案进行了详细的二维流场计算研究,通过对计算结果的分析,本文认为在涡轮发动机单独工作时,冲压通道必须打开,并且确定了各个马赫数下唇口板角度的最佳位置。利用非定常模型以及动网格技术,对模态转换过程0～30s进行了数值模拟。结果显示,整个过程中排气系统推力平稳增加,用以平衡飞行姿态调整导致的阻力增加,总的推力系数也随时间的推移而逐渐增加;升力则在t=5s左右达到最大值之后,在涡轮发动机加力关闭过程中,突然降低。在Ma=3.0~4.0飞行范围内,推力系数在Ma=3.25左右达到最高,此时最接近理想膨胀;且欠膨胀时升力性能较好。最后还根据非支配排序遗传算法编制了多目标优化程序,并将其和商用计算流软件Fluent以及网格划分软件ICEM相结合,构成了流场参数的多目标优化平台。利用该平台,对利用下唇口二次流喷射改善SERN低马赫工况下性能的问题进行了初步优化。