TBCC（Turbine Based Combined Cycle）推进系统具有比冲大、重复使用、水平起降等优点,有望成为未来远程高超声速飞行器的理想动力装置。TBCC排气系统是产生推力的主要部件,也是发动机与飞行器进行一体化设计的重要枢纽,对发动机总体和飞行器总体性能有着重要的影响。本文通过理论分析、数值模拟、参数优化等方式对两套采用不同布局方式（卧式布局Ma0～4和立式布局Ma0～6）的并联式TBCC排气系统与飞行器后体,开展了全飞行包线内详细的设计、优化和特性分析,确定了最佳气动方案和构型,获得了典型工况下TBCC排气系统的性能参数变化规律和内外耦合流场结构。首先,根据飞行器总体气动约束和后体几何约束,利用最大推力理论和特征线法开展多约束下尾喷管型面设计研究,获得了排气系统二维基准构型。在此基础上,选取不同的排气系统构型,对其开展全包线的性能对比,最终选择M4、M6方案TBCC排气系统的设计马赫数均为4。为了探索排气系统设计所涉及的关键几何参数对其喷管性能的影响规律,也为了获得满足全包线内喷管性能优异的排气系统几何方案,开展了最大推力喷管型面、组合喷管相对位置分布、收缩段型面相关参数的优化设计。其次,开展了涡轮喷管调节方案的对比研究,对两套排气系统分别采用旋转分流板调节方案和旋转上膨胀面调节方案,对比发现M4方案采用旋转分流板方案、M6方案采用旋转上膨胀面方案时,对应的排气系统推力性能更好。在此基础上,对采用分流板调节方案的M4排气系统开展模态转换过程的非定常数值模拟,获得了双通道共同工作阶段排气系统的瞬时流场结构和气动性能的动态变化规律,整个TBCC排气系统流场波系结构很复杂且动态变化,涡轮、冲压和外部射流三股气流的相互耦合严重。最后,为了减小TBCC排气系统在亚/跨声速飞行阶段的阻力,并提升与飞行器后体一体化设计的排气系统总体性能,开展了TBCC排气系统一体化性能优化研究。综合考虑喷管和飞行器后体内外壁面的气动阻力,对后体内外型面、冲压喷管开度、冲压喷管调节方案等进行了细致的优化设计,最终获得了排气系统最佳方案。由此开展M4、M6两方案排气系统三维流场全包线数值模拟,获得了不同工作模态的典型流场结构、气动性能以及喷管壁面沿程压力分布。相比于立式布局,卧式布局方案其喷管“法向力”转化为水平力并相互抵消,从而避免了飞行器面临的由于升力突变引起的飞行控制难题。