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涡轮基组合循环(TBCC)发动机是未来高超声速飞行器最适合的动力系统之一.本文提出一种内并联双通道的涡轮基组合循环进气道设计方案，进行了初步的气动设计研究，主要包括1.适应高马赫数(Ma2.5-6)的冲压通道初步设计；2.适应低马赫数(Ma0-2.5)的涡轮通道初步设计；3.对连续关闭的过渡状态的设计研究.使用fluent软件对模型进行了流场数值模拟，研究了转接点时高速通道的启动问题和转换过程中两个通道的相互干扰问题.