高超声速推进技术是研制高超声速飞行器的关键,而组合循环发动机是目前高超声速推进技术研究的热点。因此开展对TBCC进气道设计研究并对此进行从全飞行范围内的数值仿真来获得各个模态下进气道总体性能参数是首要工作。本文主要针对矩形内转进气道进行TBCC进气道变几何调节设计。首先,对内并联型双通道可调内转进气道进行了研究。通过对冲压模态下与转级马赫数下内并联型双通道可调内转进气道的气动模型进行了多种不同设计方案的研究,比较不同进气道调节方法对可调内转进气道的影响。其次,本文通过引入变中心体的内转进气道设计方法以及预压缩二元斜板来来提高内转进气道的低马赫数工作能力与总体性能。通过改变内转进气道的喉道面积来拓展内转进气道的工作范围并对单通道可调内转进气道进行了流场数值仿真分析。最后,本文综合运用多种设计方法来完善了外并联型双通道可调内转进气道的气动型面设计。针对该模型进行了全工作范围的流场仿真分析,得到了不同状态下外并联型双通道可调内转进气道的总体性能参数。对于过渡模态开展了不同偏转角度下进气道模型的分流能力与总压恢复进行了深入研究。