实现高速飞行器高速飞行的关键是动力系统，但是，到目前为止，对于飞行包线范围非常宽的高速飞行器来说，还没有一种吸气式发动机能独立完成推进任务，因此发展组合动力成为当前国内外在远程高速飞行器研制发展中急需解决的关键技术问题。根据各类发动机的比冲和航程性能参数，可以知道，不同的发动机适应不同的飞行任务。对于飞行马赫数在0—10范围内的高速飞行器的推进动力，其中一种比较可行的组合方式是涡轮／冲压发动机的组合。目前美、日等国都已在涡轮基组合循环发动机方面做出了重大的技术突破。而我国在组合循环发动机方面的研究还很薄弱，因此，进行涡轮基组合循环发动机基础方面的研究显得尤为重要，具有重要的研究价值和意义。 本文对涡轮基组合循环发动机进气系统进行了设计和性能研究。将进气系统的设计分为两部分：进气道和扩压器。根据高超声速飞行器的特点，在进气道设计过程中，采用等激波强度理论进行配置，各道外压缩波交于外罩唇口，内压缩波使进入喉道的气流方向与来流方向相同，设计出一种混压式进气道。利用边界层理论对设计出的型面进行了修正，通过附面层抽吸提高了进气道的性能。给出了既可调节喉部面积，又可以与发动机连接的跨声速扩压器设计方法，并对选择中心线形状、截面形状变化规律和扩张角的选取原则进行了说明。利用CFD数值模拟手段，根据选定的飞行轨迹和进气系统调节规律，对沿飞行轨迹各典型状态的流场进行了计算。 从设计和模拟计算结果来看，斜板前缘半径的增大使附面层厚度增加，所需附面层抽吸缝面积和抽吸阻力都增大。当来流马赫数高于进气道起动马赫数时，沿飞行轨迹，进气道喉部马赫数波动幅度较小。扩压器出口反压的变化，将会影响到扩压器内正激波的位置和强度的大小，喉部马赫数不变时，提高反压，正激波愈靠近喉部，其强度愈小，总压损失较小，但稳定性会下降；反压降低，正激波远离喉部，其强度增大，稳定性较好，但总压恢复系数减小，在实际工作过程中，应在两者之间权衡选择。