基于二元进气道设计的变几何TBCC进气系统具有几何结构简单,变几何结构易于控制且容易实现,与飞行器容易实现一体化设计,具有很好的工程应用前景。本文针对宽马赫数范围工作的二元TBCC进气道的变几何结构要求,研究了一种光滑过渡连接的变几何结构方案,给出了一种简单、易行且高性能的二元TBCC变几何进气道。进气道最高工作马赫数4.0,在马赫数2.5为过渡模态实现模态的转换。选取几个典型的来流马赫数,改变进气道几何构型,通过数值模拟获得变几何进气道各工况性能变化。1)为了设计适于最高马赫数4.0的TBCC进气道的二元进气道,对二元混压式进气道的唇口角度与总偏转角进行研究。二元进气道唇口角度过小会使得唇口激波太强,会引起进气道不起动,唇口激波过大又会使得唇罩阻力过大,也不利于变几何进气道内收缩段设计;在相同收缩比时,外压段总角度越大,外压收缩比越大,此时气流的压缩程度更厉害,但总压损失严重;2)本文设计了一种几何型面光滑的TBCC进气道。变几何型面结构有五个可动部件,一个作动机构,作动机构通过垂直运动来调节进气道的内型面形状。该变几何结构既简单可靠,又在整个变化过程中保持圆弧光滑过渡,能避免不必要的膨胀,具有优秀的性能,满足变几何设计要求;3)通过对进气道进行三维数值模拟,研究了冲压模态、涡轮模态以及过渡模态等一些列马赫数下的进气道的流场结构及性能。冲压模态流量系数较大;涡轮模态总压损失较小;过渡模态时,涡轮通道出口与冲压通道出口压比相同,有利于模态转换。其中设计状态(M∞=4.0)时,进气道流量系数为0.895,出口总压恢复系数与马赫数分别为0.521和0.21。在马赫数变化时,该进气道都有较好的性能;4)在冲压模态时,冲压通道中会出现一定的分离,因此在结尾激附近进行开缝抽吸。本文研究了三种抽吸方式,其中结尾激波后抽吸对流场影响最大,由于波后排出低能流多,扩张段内下壁面未出现分离,上壁面出现一定的分离,但出口畸变大幅度减小。