随着航空航天技术发展,高超声速飞行器成为研究的热点,高超声速飞行器的动力系统是制约其发展的关键技术,需要满足宽范围马赫数工作的要求。TBCC系统,即涡轮基组合循环发动机是一种较为优越的高超声速飞行动力技术方案,这是一种将涡轮发动机和冲压发动机进行组合的技术。进气道是TBCC的重要部分,作用是对来流进行减速增压,提供给下游燃烧室。进气道性能的优劣直接影响发动机的性能。本文主要对TBCC的进气道进行设计与仿真,包括冲压通道设计、涡轮通道设计、双通道组合设计以及调节规律的研究。(1)以Ma6为设计点,开展了冲压进气道设计,同时满足在转级马赫数Ma2.5起动。在保证能在宽马赫数范围工作的前提下,尽量提高其性能;设计一个涡轮通道,使其能方便与冲压通道进行组合。(2)将设计好的冲压通道和涡轮通道进行组合,比较各种并联方式的特点和性能的差异。对各种方案进行进一步的模态转换性能研究,对模态转换过程中的各个位置进行稳态的数值模拟,分析其性能变化规律。(3)提出一种新型的并联方式,并探究其调节规律。通过改变调节板的长度、转轴点位置,进行模态转换过程的稳态分析,研究这些因素对模态转换性能的影响。(4)进行可调进气道的风洞实验。研究涡轮通道在模态转换过程中的流量系数和总压恢复等性能的变化。