随着全球航空航天事业的高速发展,高超声速飞行器已经成为世界上各个国家的研究热点,其核心关键技术是动力推进技术,由于高超声速飞行器需要在较宽的马赫数范围内工作,而单一的动力推进系统均不能满足这一要求,因此将单一的动力推进系统整合成组合循环动力推进系统作为高超声速飞行器的动力系统使其能够宽速域飞行。近年来,组合动力系统中的涡轮基组合动力循环(TBCC)系统成为了组合动力技术的主要发展方向,TBCC进气道作为TBCC发动机前端的进气部件,是动力推进系统的重要组成部分,其性能的优劣直接影响整个推进系统的性能,其主要作用是在不同的工作马赫数下都能高效率为发动机提供适应压力、速度、温度和流量的气流,满足其能够高效工作的需要。本文主要对基于内转式的TBCC可调进气道进行了模态转换流动特性的研究,主要包括内外并联TBCC可调内转进气道模态转换流动特性对比、低速通道长度对模态转换过程的影响和涡轮通道内隔板装置对模态转换过程的影响。首先将后开纯外并联和混合式内并联二种并联方案在Ma3下进行模态转换的数值模拟结果进行对比分析,结果表明,后开纯外并联方案模态转换过程中的涡轮通道总压恢复系数高于混合式内并联方案,涡轮通道出口稳态畸变低于混合式内并联方案。然后分别研究低速通道内突扩段与渐扩段长度分配,突扩段长度以及渐扩段长度对模态转过程进气道性能参数和流场特性的影响,结果表明,具有较长突扩段的进气道模型,涡轮通道总压恢复系数较高,出口稳态畸变较低。最后设计了一种涡轮通道内放置隔板的模型,将无隔板模型、直隔板模型和弯曲隔板模型在Ma3下进行模态转换的数值结果对比分析,涡轮通道全开时,弯曲隔板模型性能最优,涡轮通道开启75%和50%时,无隔板模型性能更好。