二元TBCC进气道变几何结构简单,容易与飞行器实现一体化设计。基于二元TBCC进气道宽马赫数工作要求,研究了一种适用于进气道宽马赫数范围工作的变几何机构,采用了数值仿真的手段得到了进气道在不同工作状态下流场特征及性能参数。采用定常的仿真手段对进气道设计态下自起动过程进行了研究,并进行了进气道自起动过程风洞试验,主要内容如下:1.设计了二元TBCC混压式进气道,采用了曲面过渡的方式设计了内压段肩部型面。通过对不同张度的肩部型面进行研究,获得了进气道在不同肩部型面的流场特性及性能变化规律;设计了三种调节喉道面积的变几何机构,给出了三种变几何机构的作用原理,通过对比三种变几何方案,方案c结构可靠,易于调节,更适用于二元变几何进气道。2.采用数值仿真手段研究了典型马赫数下进气道的气动性能,Ma3.0～4.0冲压模态下,流量系数处于0.663～0.839之间,出口总压恢复处于0.523～0.713之间,最大反压工作特性下,出口周向畸变指数小于1.5%;Ma0.8～1.5涡轮模态下,进气道总捕获流量系数处于0.295～0.477之间,采用冲压通道放走多余的流量,涡轮出口流量系数处于0.227～0.3之间,总压恢复处于0.887～0.975之间;过渡模态下,适当增大涡轮通道开度,有利于改善涡轮通道流动分离,且冲压出口性能下降不多。3.采用定常的仿真方法,在设计状态下开展了进气道自起动数值仿真,得到了进气道在不同内收缩比下,由不起动至起动的流场变化过程,分析喉道处性能参数变化规律;设计了二元进气道试验件,对进气道的自起动过程进行了风洞试验验证,试验结果与数值仿真结果吻合较好,参数变化规律基本一致,本文所采用的数值仿真方法具有可信度。