TBCC组合推进系统具有比冲高、可重复使用,能够水平起落等优点,已经成为近年来的研究热点,而排气系统作为组合推进系统的主要推力产生部件,对于飞行器的总体性能至关重要。本文将通过理论分析、数值模拟与风洞实验相结合的方法对Ma7一级的并联式TBCC组合排气系统设计思路与方法进行探索研究。首先,通过文献调研整理归纳出高超声速飞行器对其排气系统的一般性尺寸约束条件,采用最大推力喷管的方法获得了冲压喷管的壁面型线并对其进行了截短处理。在此基础上提出了下唇板旋转的冲压喉道面积调节方案和分流板旋转、绕后点旋转两种涡轮喉道调节方案,通过数值模拟的方法对涡轮喉道不同调节方案的性能进行了比较,结果表明分流板调节方案能够获得更好的气动性能,能够满足排气系统在模态转换转接点对推力的要求。在确定了TBCC排气系统的结构方案之后,优选了Ma=7.0作为排气系统的设计点,并能同时兼顾不同飞行工况时的推力性能,在巡航点时推力系数达到了0.96以上。其次,针对设计完成的并联式TBCC排气系统开展了飞行包线内典型工况的三维数值模拟,获得了其流场特征与气动性能的变化规律,结果表明:在整个飞行包线范围内,TBCC排气系统的推力系数始终保持在0.9以上,冲压模态推力系数能够维持在0.96以上,在设计巡航点推力系数达到0.961。但在跨声速飞行时喷管内气流处于严重的过膨胀状态,推力性能相对较差,不同工作模态时排气系统的升力差异也较大。同时,为了进一步了解模态转换过程中排气系统的性能变化,对排气系统开展了准动态的三维数值模拟,结果显示模态转换前后排气系统的升力变化较大,推力系数能够保持在0.9以上。为了验证数值计算结果的准确性,设计了并联式TBCC排气系统的缩比模型并开展了多组冷流风洞实验,获得了不同工况时关键推力型面上的压力分布与流场纹影图像,并与数值计算结果吻合良好,证明了彼此结果的可靠性。最后,为了获得TBCC排气系统在特定模态转换规律下气动性能与流场结构的动态特性,使用动网格等技术对完整的模态转换过程开展了非定常数值模拟计算,结果表明:模态转换过程中排气系统出口流场结构十分复杂,不同股气流之间的相互作用产生的波系结构非常明显;在模态转换过程中,排气系统推力系数始终保持在0.9以上,冲压喷管在初期推力性能较低但并未对排气系统总推力造成明显影响;受冲压流道落压比与下唇板的转动影响,排气系统的升力前后变化较大。