涡轮基双模态组合循环发动机是亚声速/超（高）声速两级入轨飞行器领域中的重要推进装置,其进气道的几何型面、内部流场特性以及性能参数等应用基础领域的研究备受关注。随着飞行马赫数的增加,进气道的布局,以及由于超声速气流产生的激波、膨胀波等波系对内部流场的影响愈加显著,同时进气道典型工作状态的识别等也显得越发重要。此外,在进气道模态转换时,由于压缩板产生激波压缩效应,导致进气道激波波阻损失和气流溢流,对发动机性能会产生较大影响。因此,在实际设计双模态混压式涡轮冲压发动机进气道时,需要对进气道内流场特性及性能进行深入分析。为了更好的研究混压式双模态涡轮冲压发动机的进气道布局和内流特征,本文以航空工业空气动力研究院的FL-1风洞试验为基础,对其外并联式TBCC发动机的进气道为研究对象,利用ANSYS等商业软件对其内流特征和性能进行数值模拟与分析。对比风洞试验进行数学建模,模拟了与试验条件相同的超声速双模态进气道模型边界条件。将计算结果与试验结果进行了对比分析,验证了用于本文的进气道几何构型与数学建模和数值方法的正确性。在此基础上,对进气道处于不同模态时的激波系特性、典型工作状态、气动规律和气动性能进行了较为系统和深入的研究。结果表明,对于双模态及其转换过程的混压式进气道的内流而言,当飞行马赫数不断增加时,在涡轮通道内斜激波的激波角进一步减小,反射激波的个数减少;而在高速通道内,随着马赫数增大,外压激波不断向唇口移动,进气道从亚额定状态逐渐转变为额定状态,甚至超额定状态;且在高速通道的喉道处产生结尾正激波,处于临界状态;当来流马赫数继续增加,结尾正激波位于进气道喉道截面下游的扩张段内,处于超临界状态。在模态转换过程中,通过狭缝后的超声速气流迅速膨胀加速,产生了激波串现象。最后,针对超声速进气道的主要性能指标,选取不同的边界条件,对总压恢复系数、质量流量系数及压升和温升等进气道的性能指标进行了数值分析。结果表明,当飞行马赫数逐渐增大时,总压恢复系数不断减小,质量流量系数、畸变指数、压升和温升逐渐增大。