目前，伴随着飞行器对飞行速度、飞行高度的要求不断提高，将不同种发动机的性能优势整合起来成为一种发展趋势，其中TBCC发动机在组合动力系统中是最具前景之一。TBCC作为一种吸气式推进系统，其进气道是涡轮基组合循环发动机重要组成部件之一，进气道性能对TBCC发动机的研究有着至关重要的作用。首先，本文对内并联式TBCC变几何进气道的几何构型进行了介绍，为提高工作特性，设计出一种带多级楔板的扩压段进气道。选用FLUENT软件进行数值模拟，给出了在数值仿真中所采用的计算方法，并对该方法进行了可靠性验证。本文选取湍流模型为适合航空领域计算的单方程S-A模型、选择DBCS（密度基耦合求解器）、AUSM+格式，采用二阶迎风格式，选用Sutherland公式作为本文数值计算中的层流粘性系数，并假定理想气体等FLUENT求解条件。其次，本文研究了不同来流对带多级楔板的扩压段进气道流场特性及性能参数的影响，并与其对常规型进气道特性的影响进行了对比分析。数值模拟结果表明，采用带多级楔板的扩压段二维进气道性能受非均匀来流影响更小，抗扰动能力明显加强，扩压段出口流场有显著的提升；非均匀来流下，与常规型进气道相比，总压畸变指数及出口温升比均降低，冲压出口马赫数减小，进气道出口总压恢复系数平均增大10%，TBCC发动机推力增加，耗油率降低。与此类似，均匀来流下，带多级楔板的扩压段进气道流场更加稳定，气动性能均较常规型佳，改善了TBCC发动机的性能。最后，本文研究了模态转换状态下，不同攻角对TBCC进气道性能的影响。对比分析了不同来流下，不同攻角对常规型及带多级楔板的扩压段二维进气道流场特性及气动性能的影响。结果表明，攻角变化对进气道内部流场产生一定的影响，随着攻角的增加，外压激波强度增强。进气道出口总压恢复系数在攻角为正或者负的情形下，均会降低。总压畸变指数及出口温升比随攻角的增大逐渐增加，而出口马赫数减小。同时分析出随攻角的不断变化，改进型进气道的流场特性及气动性能参数都较常规型好，该进气道对于攻角变化具有更优越的适应性。