以TBCC(Turbine Based Combined Cycle)等发动机为推进系统的飞行器往往具有宽广的飞行包线，其发动机也往往跨大马赫数范围工作，特别是其排气系统的工况变化范围很大，导致排气系统必须几何可调才能满足发动机总体的要求，因此几何可调既是必需的,又是其中的关键技术之一。　　本文针对串联式TBCC排气系统提出了三种可调方案，分别称为方案A、方案B、方案C。方案A在二元非对称喷管进口位置设置转轴，通过下壁绕转轴转动来准确调节喷管喉道面积;方案B在二元非对称喷管进口和喉道位置设置转轴，通过收缩段下壁和下唇板绕转轴转动来准确调节喷管喉道面积和出口面积;方案C在带三维圆转方收缩段的非对称喷管喉道位置设置挡板，通过挡板和下唇板运动来准确调节喷管喉道面积和出口面积。　　根据飞行包线内喷管工作条件，本文对三种可调方案的喷管流场进行了详细的数值仿真研究，结果显示可调喷管相较固定几何喷管来说，其非设计点推力性能有明显的提高。其中，飞行马赫数Ma0时方案A相对不可调节方案推力系数提高了约28％，方案B推力系数相对不可调方案提高52％。方案C的推力性能在整个飞行包线内保持良好。数值仿真结果表明三种调节方案可行。　　为验证三种可调方案的可行性以及数值计算方法的可靠性，本文开展了三种可调喷管缩比模型的风洞试验研究。试验获得了不同落压比下喷管壁面沿程压力分布以及流场纹影图像，验证了运动部件的调节方式。根据试验实际条件，本文针对三种可调喷管进行了详细的三维数值仿真，并将仿真结果与风洞试验结果进行对比，数值计算结果与试验结果吻合，证明计算方法正确，计算结果可靠。特别是通过试验证实，方案C中喉道挡板结构的设计并未对喷管推力性能产生明显消极的影响。　　通过数值仿真和风洞试验研究，本文验证了所提出的三种串联式TBCC排气系统可调方案的可行性，对今后的TBCC排气系统设计以及变几何非对称喷管的设计均有一定的借鉴意义。