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TBCC（Turbine Based Combined Cycle）推进系统融合了不同工作范围的发动机，能够实现高超声速飞行器的水平起降，成为各航空航天大国研究的热点。排气系统作为TBCC推进系统的核心部件之一，控制着高/低速通道燃烧室出口高温、高压燃气的膨胀过程，为飞行器提供推力、升力和俯仰力矩，其设计水平的高低直接关系到整个推进系统性能的优劣。
本文通过理论分析、数值计算以及风洞实验相结合的方法，对Ma0-6级TBCC排气系统的设计以及在设计过程中遇到的问题开展了详细的研究，如：低马赫数下改善非对称喷管过膨胀性能的研究、TBCC 排气系统模态转换过程研究、强几何约束下非对称喷管的设计方法研究以及进出口形状可定制的三维非对称喷管的设计方法及分析研究等，并在此基础上，针对Ma0-6级TRRE（Turbo-aided Rocket-augmented Ramjet Combined-Cycle Engine，一种改型TBCC发动机）发动机排气系统的设计开展了详细的研究。
首先，采用理论分析和数值计算的方法明确了下唇板二次流喷射改善低马赫数下非对称喷管性能的工作机理，研究了二次流不同气动和几何参数对非对称喷管性能的影响，指出：在工作落压比10时，相比于二次流关闭时非对称喷管的性能，二次流打开时，非对称喷管的推力系数、升力和俯仰力矩分别增加3.16%、29.43%和41.67%；将二次流位置后移、增加二次流的总压或出口宽度有利于非对称喷管性能的提升，并且当增加二次流出口宽度并适当降低总压时，可以在保持升力和俯仰力矩增益不变的情况下，提升推力性能。
然后，采用非定常数值计算和风洞实验的方法对并联式TBCC排气系统的模态转换过程进行了研究，获得了模态转换过程中不同阶段排气系统的流场特性和性能变化规律。在模态转换过程中，涡轮和冲压的排气射流之间相互干涉影响，并且冲压排气射流对涡轮喷管内部流场影响较大。随着模态转换过程的推进，涡轮喷管和冲压喷管产生的推力分别逐渐减小和增加，但整个排气系统的推力逐渐增加且变化流畅。当涡轮发动机处于加力和节流状态时，整个排气系统的推力系数和俯仰力矩随着冲压通道的打开逐渐增加，升力则逐渐减小；而当涡轮发动机处于处于加力状态向节流状态转变的中间过程时，分流板转动关闭涡轮通道，涡轮喷管、冲压喷管以及整个排气系统的推力系数均降低，而且升力和俯仰力矩快速下降，分别降低 67.15%和80.92%。
其次，采用特征线理论并结合二维喷管最大推力理论获得了几何约束下二维非对称喷管设计方法，研究了相关设计参数对非对称喷管性能的影响，并开展了相关的实验验证，结论认为：初始膨胀段圆弧半径对非对称喷管的性能影响不大，但下唇板长度和初始膨胀角对非对称喷管的性能影响较大；在设计点下，相比于传统设计方法，采用新方法设计的非对称喷管在轴向推力系数、升力和俯仰力矩上的增益分别为 5.5%、1098.2%和 20.3%；在非设计点工况，采用新方法设计的非对称喷管性能依然具有较大的提升，所有工况下均产生正升力。
再次，采用准二维特征线理论并结合三维喷管最大推力理论获得了几何约束下带侧向膨胀的三维非对称喷管设计方法，研究了设计参数对三维非对称喷管性能的影响，结果表明：侧向膨胀型面、下唇板长度和初始膨胀角对三维非对称喷管的推力性能影响较明显，而初始膨胀段圆弧半径则影响较小；相比于传统设计方法，采用新方法设计的三维非对称喷管在推力系数、升力和俯仰力矩的增益分别为 12.86%、367.62%和 188.89%，为高性能三维非对称喷管的设计提供了很好的方法；在所设计的三维非对称喷管中，侧向膨胀贡献了22.64%的推力，但对升力和俯仰力矩的影响很小。
最后，针对进出口形状可定制的三维非对称喷管考虑减重设计的迫切需求，提出了喷管型面的修型方法，并研究了进口形状对三维非对称喷管性能的影响。该设计方法获得的三维非对称喷管在升力和俯仰力矩的增益分别为427.00%和10.80%，重量降低了37.51%，而推力系数只出现了 0.76%的下降。随着三维非对称喷管进口轴比或宽高比的增加，轴向推力系数变化趋势与升力和俯仰力矩的变化趋势相反，因此推进效率和飞行器稳定性之间的平衡选择可以作为燃烧室形状选取的一个重要因素。此外，将该三维非对称喷管的设计方法应用于轴对称高超声速飞行器多模块超燃冲压发动机尾喷管设计中，有效解决了模块之间的布局问题。
在上述非对称喷管型面设计方法的研究基础上，针对Ma0-6级TRRE动力系统中排气系统的设计需求，进行了设计点下喷管型面以及高/低速通道调节方案的设计，并对调节方案中关键几何参数进行了研究，确定了排气系统的最终构型，并获得了全包线范围内排气系统的性能变化规律。在设计点下，非对称喷管下唇板的初始膨胀角为 0.37rad。根据高速通道的调节需求，确定了高速通道下唇板滑动+转动的调节方案，而且下唇板转轴位置前移对高速通道单独工作时排气系统的性能更有利。为了消除高/低速通道之间的调节干涉、降低低速通道的面积比，将低速通道分流板转轴位置后移，并确定了最佳的分流板转轴位置和上型面角度分别为 220mm和20°。随着飞行马赫数的增加，在Ma0-0.8工况，排气系统的推力系数快速增加，而在Ma1.2-2.0工况，推力系数先增加后降低；在 Ma2.0-6.0 范围内，高速通道单独工作，推力系数均保持在0.96以上，而且随着飞行马赫数的增加，推力系数同样先增加后逐渐降低。
本文通过理论分析、数值计算以及风洞实验相结合的方法，对Ma0-6级TBCC排气系统的设计以及在设计过程中遇到的问题开展了详细的研究，如：低马赫数下改善非对称喷管过膨胀性能的研究、TBCC 排气系统模态转换过程研究、强几何约束下非对称喷管的设计方法研究以及进出口形状可定制的三维非对称喷管的设计方法及分析研究等，并在此基础上，针对Ma0-6级TRRE（Turbo-aided Rocket-augmented Ramjet Combined-Cycle Engine，一种改型TBCC发动机）发动机排气系统的设计开展了详细的研究。
首先，采用理论分析和数值计算的方法明确了下唇板二次流喷射改善低马赫数下非对称喷管性能的工作机理，研究了二次流不同气动和几何参数对非对称喷管性能的影响，指出：在工作落压比10时，相比于二次流关闭时非对称喷管的性能，二次流打开时，非对称喷管的推力系数、升力和俯仰力矩分别增加3.16%、29.43%和41.67%；将二次流位置后移、增加二次流的总压或出口宽度有利于非对称喷管性能的提升，并且当增加二次流出口宽度并适当降低总压时，可以在保持升力和俯仰力矩增益不变的情况下，提升推力性能。
然后，采用非定常数值计算和风洞实验的方法对并联式TBCC排气系统的模态转换过程进行了研究，获得了模态转换过程中不同阶段排气系统的流场特性和性能变化规律。在模态转换过程中，涡轮和冲压的排气射流之间相互干涉影响，并且冲压排气射流对涡轮喷管内部流场影响较大。随着模态转换过程的推进，涡轮喷管和冲压喷管产生的推力分别逐渐减小和增加，但整个排气系统的推力逐渐增加且变化流畅。当涡轮发动机处于加力和节流状态时，整个排气系统的推力系数和俯仰力矩随着冲压通道的打开逐渐增加，升力则逐渐减小；而当涡轮发动机处于处于加力状态向节流状态转变的中间过程时，分流板转动关闭涡轮通道，涡轮喷管、冲压喷管以及整个排气系统的推力系数均降低，而且升力和俯仰力矩快速下降，分别降低 67.15%和80.92%。
其次，采用特征线理论并结合二维喷管最大推力理论获得了几何约束下二维非对称喷管设计方法，研究了相关设计参数对非对称喷管性能的影响，并开展了相关的实验验证，结论认为：初始膨胀段圆弧半径对非对称喷管的性能影响不大，但下唇板长度和初始膨胀角对非对称喷管的性能影响较大；在设计点下，相比于传统设计方法，采用新方法设计的非对称喷管在轴向推力系数、升力和俯仰力矩上的增益分别为 5.5%、1098.2%和 20.3%；在非设计点工况，采用新方法设计的非对称喷管性能依然具有较大的提升，所有工况下均产生正升力。
再次，采用准二维特征线理论并结合三维喷管最大推力理论获得了几何约束下带侧向膨胀的三维非对称喷管设计方法，研究了设计参数对三维非对称喷管性能的影响，结果表明：侧向膨胀型面、下唇板长度和初始膨胀角对三维非对称喷管的推力性能影响较明显，而初始膨胀段圆弧半径则影响较小；相比于传统设计方法，采用新方法设计的三维非对称喷管在推力系数、升力和俯仰力矩的增益分别为 12.86%、367.62%和 188.89%，为高性能三维非对称喷管的设计提供了很好的方法；在所设计的三维非对称喷管中，侧向膨胀贡献了22.64%的推力，但对升力和俯仰力矩的影响很小。
最后，针对进出口形状可定制的三维非对称喷管考虑减重设计的迫切需求，提出了喷管型面的修型方法，并研究了进口形状对三维非对称喷管性能的影响。该设计方法获得的三维非对称喷管在升力和俯仰力矩的增益分别为427.00%和10.80%，重量降低了37.51%，而推力系数只出现了 0.76%的下降。随着三维非对称喷管进口轴比或宽高比的增加，轴向推力系数变化趋势与升力和俯仰力矩的变化趋势相反，因此推进效率和飞行器稳定性之间的平衡选择可以作为燃烧室形状选取的一个重要因素。此外，将该三维非对称喷管的设计方法应用于轴对称高超声速飞行器多模块超燃冲压发动机尾喷管设计中，有效解决了模块之间的布局问题。
在上述非对称喷管型面设计方法的研究基础上，针对Ma0-6级TRRE动力系统中排气系统的设计需求，进行了设计点下喷管型面以及高/低速通道调节方案的设计，并对调节方案中关键几何参数进行了研究，确定了排气系统的最终构型，并获得了全包线范围内排气系统的性能变化规律。在设计点下，非对称喷管下唇板的初始膨胀角为 0.37rad。根据高速通道的调节需求，确定了高速通道下唇板滑动+转动的调节方案，而且下唇板转轴位置前移对高速通道单独工作时排气系统的性能更有利。为了消除高/低速通道之间的调节干涉、降低低速通道的面积比，将低速通道分流板转轴位置后移，并确定了最佳的分流板转轴位置和上型面角度分别为 220mm和20°。随着飞行马赫数的增加，在Ma0-0.8工况，排气系统的推力系数快速增加，而在Ma1.2-2.0工况，推力系数先增加后降低；在 Ma2.0-6.0 范围内，高速通道单独工作，推力系数均保持在0.96以上，而且随着飞行马赫数的增加，推力系数同样先增加后逐渐降低。