为了适应高超声速飞行器对作战性能和宽广的飞行包线的要求，组合发动机纷纷被国外各国所重视，而涡轮冲压组合发动机由于涡轮和冲压发动机技术成熟性和潜在的优势，对于远程高超声速飞行器动力装置格外具有吸引力。美国、日本等国都在涡轮冲压组合发动机方面做出了重大的技术突破。对于在此方面技术力量比较薄弱的我国来说，进行涡轮冲压组合发动机基础方面的研究显得尤为重要，有其重要的研究价值和意义。 本文对涡轮冲压组合发动机主要部件进行了设计和研究根据高超声速飞行器的特点，在进气道设计过程中，根据等激波强度理论，进行波系配置，设计了一种外压式进气道。给出了一种亚音速方转圆扩压器的设计方法，并对中心线形状、型面变化规律和扩张角等进行了选择和说明。在冲压发动机燃烧室的设计中，给出了V型槽火焰稳定器的设计方法，利用CFD数值模拟的手段，探讨了V型槽火焰稳定器放置位置对气流参数的影响。对于高超声速飞行器一体化设计来说，采用非轴对称结构的喷管，喷管出口能更好地与飞行器后体型面一体化，为此给出了三维圆转方喷管的设计方法，说明了宽高比和中心线形状选择过程中应该注意的问题。为了检验以上各部件设计结果的正确性，对每一部件都进行了CFD计算，并数值模拟了组合发动机内流场的流动状况。 从结果来看，进气道出口的气流马赫数不能过低，以免在扩压器中出现较大区域的气流分离；所设计的火焰稳定器总压恢复系数相对较高，其放置位置对气流参数有一定影响，越靠近冲压燃烧室入口，出口气流的总压恢复系数越大，但是火焰稳定器离燃烧室入口越近，相当于减小了涡轮发动机出口气流和冲压外涵道气流混合的混合段长度，使两股气流混合均匀程度降低，在实际工作过程中，应在两者之间权衡选择；三维圆转方喷管内流场结构合理，说明设计方法正确。