为了满足未来高超声速飞行器宽速域范围工作需求,具有高比冲、水平起降、重复使用等优点的涡轮基组合循环(TBCC)发动机正得到国际学者越来越多的关注。鉴于三维内转进气道在气流压缩效率、来流捕获能力等方面展现出的独特优势,本文提出一种基于分流板等变几何调节机构的内并联式三维内转TBCC进气道的设计方法,并针对进气道在全速域范围内的流场进行数值模拟和风洞试验研究,阐明了不同工况下进气道的内部流动特征及出口性能变化趋势。本文首先在轴对称内收缩基本流场中运用逆向流线追踪生成三维内转进气道,在此基础上,提出一种工作范围Ma=0～4.0的内并联双通道进气道设计方案,同时分析了内转进气道收缩比及出口椭圆长短轴比对进气道性能的影响。分析结果显示,可通过在一定范围内增大内转进气道收缩比以改善进气道出口性能,而对于出口椭圆长短轴之比,比值过大或过小都将通过改变通道内壁面上的边界层厚度而对进气道性能造成不利影响。其次,针对进气道设计点及典型非设计点开展三维数值仿真,重点分析进气道在不同来流马赫数、攻角、侧滑角等不同进气条件下的性能,以及不同工作状态下各发动机工作产生反压对进气道性能的影响,并针对进气道在全速域工作范围内的起动性能提出一种唇口泄流设计方案。数值计算结果显示,进气道在设计状态下可以实现全流量捕获,而在非设计状态下可通过唇口活动板的缩进在改变进气道捕获流量的同时实现唇口激波反射点位置的调节。另外,结合动网格技术对二维内并联组合进气道模态转换阶段变几何调节机构运动的过程进行非定常数值模拟,结果显示,分流板关闭过程中涡轮通道的流量系数、总压恢复系数及出口马赫数呈总体下降趋势,而冲压通道的相应性能参数则有所上升。最后,根据风洞试验条件设计三维内转组合进气道试验模型,于风洞中进行吹风试验。结果显示冲压模态单通道及组合模态双通道的壁面沿程静压分布和出口性能变化规律均与数值计算结果吻合良好。