TBCC动力系统由于可以实现地面水平起降及高超声速巡航,在二级入轨任务、察打一体化空天飞机等领域,具有广阔的发展前景。目前TBCC研究的痛点在于:涡轮发动机的飞行上限约为Ma2.5,冲压发动机的启动下限约为Ma3,导致TBCC动力系统在Ma2.5-Ma3速域存在推力不足的问题。本文针对传统TBCC进气系统存在变几何机构复杂、气动阻力大、涡轮模态损失较大等问题,提出了基于平移及伞状可调TBCC进气道的设计,并展开了具体的气动特性研究。主要内容如下:首先,从系统的角度,研究了一种平移变几何TBCC进气道的方案,并完成了该方案的总体设计。分析了平移顶部、中部、底部外压的方案的优劣,发现平移底部外压方案,在溢流阻力、变几何机构复杂度及热负荷、涡轮气动特性、冲压通道流量特性等方面有显著优势;通过对该方案进行零维气动分析,研究了外压参数对进气道性能的影响规律,发现“单楔+等熵”的复合压缩可以兼顾变几何前后的流量系数和总压恢复;进一步提出了一种基于几何及气动匹配规律的外压设计方法,利用该方法可以避免进气道出现“压缩-膨胀-再压缩”不良现象;通过双通道流量分配规律的研究,完成了平移距离设计。其次,针对平移TBCC冲压模态,研究并设计一种实时消波调节的冲压进气道。通过模型结合CFD的方法,研究了自启动边界的影响规律,发现随着内收缩段入口马赫数增大,自启动经验公式的误差显著增大。分析了唇罩分级和激波距离对自启动性能的影响规律,并总结了相应的设计经验公式。在上述研究基础上,设计了一种利用肩部凸角实时消波的变几何进气道。其和传统变几何方案相比,可以有效降低了肩部流动分离的影响,总压恢复较高。三维研究发现,扫掠激波-附面层干扰现象会带来显著的负面影响,通过设计附面层隔道,可以避免上述影响,保证较好的二维特性。再次,针对平移TBCC涡轮模态,对涡轮扩压段进行了参数化设计研究。通过CFD的方法,研究了扩张角、中心线,对抗反压特性、总压恢复、总压畸变的影响规律。发现在6°扩张角、先缓后急的中心线的变化规律下,扩压段性能较佳。通过Q准则,研究了不同截面渐变规律,对扩压段内涡结构的影响,结合周向总压畸变的分析,发现基于先缓后急的超椭圆曲线截面渐变规律(nx=1.6)综合性能最佳。基于上述研究,完成了涡轮通道的三维设计并对其跨声速特性进行了研究。最后,针对平移及传统TBCC涡轮通道较长,且存在矩形转圆的过渡过程,从而带来流动损失较大的问题,开展了基于伞状可调变几何的轴对称TBCC进气道设计及特性研究。在实际设计背景下,完成了涡轮模态、冲压模态、过渡模态的设计,并进行了模态转换过程的研究。通过三维的CFD仿真,研究了头部钝化和4°攻角特性的影响。结果表明,设计得到的进气道及变几何调节方案性能优异,满足全工况的设计指标,验证了该方案的工程可行性。