目前美国 、日本 、俄罗斯 、法国 、德国和印度等国都在大力发展 TBCC 技术 ， 其中又以美国和日本的研究最具代表性[2] 。

1外国TBCC进气道发展状况

20世纪80年代NASA兰利研究中心和Lockheed公司为一种乘波体飞行器提出TBCC动力方案 [10-11] 。在该设计中涡轮发动机进气道和冲压发动机进气道共用外压段和内收缩段，喉道过后分成单流路、双通道两个流道，这种典型内并联布局方式是依靠分流板来调节两个流道的流量分配及完成涡轮/冲压模态转换的控制来实现的。该进气道设计马赫数为5，压缩面是可变，几何结构唇罩固定。从起飞至马赫数到2都只有涡轮工作，此时冲压通道关闭；Ma=2以后模态转换，冲压通道逐渐打开，涡轮通道逐渐关闭，到 时模态转换结束；Ma =3～5为便只有冲压。该进气道的研究主要分析强度和结构重量方面 ，至今暂无有关该进气道气动性能的报道。69434

俄罗斯中央航空发动机研究院(CIAM)在七八十年代利用全尺寸TBCC发动机地面试验，开始对TBCC的关键技术进行研究。随着高超声速技术更被重视，研究开展日益广泛，高超声速飞行的发动机这一领域越来越被人们重视。

日本1999年开始研究二元矩形变几何进气道[12-15]，他们设计的进气道采用矩形交叉进口，通过调节进气道压缩效率和捕获流量实现了在不同的来流马赫数下，使发动机能满足不同的外部飞行状态。论文网 

日本从1989年到1999年开展名为HYPR( Hypersonic Transport Propulsion System)的TBCC发动机研制计划[16-22]。采用共轴串联布局，该发动机采用二元变几何侧板式进气道，该进气道的设计 ，模态转换的转级马赫数定为2.5～3。进气道第一个压缩面的偏转角固定为5°，其余三个压缩面的偏转角设计为可调。该进气道进行了吹风试验，结果表明，在 状态下最大总压恢复可达0.53，超过了设计目标，但在 状态下最大总压恢复只有0.70，未达到设计目标。

世界上最早投入使用的 TBCC 发动机是美国“黑鸟”高空高速侦察机SR-71所使

用的发动机，采用的是串联布局，使其最大飞行马赫数达3.2，且能长时间维持3马赫以上[22-25]。

欧洲的LAPCAT计划[26]，LAPCAT I计划研究保持高超声速飞行推进的概念，设计了发动机Scimitar，这种发动机可以提供马赫数5.0的动力，采用氢燃料的预冷。LAPCAT II计划就是为了设计出巡航速度为马赫数5.0和8.0两种超远程民用运输飞机。

2 TBCC进气道国内发展状况

徐雪平、王爱峰[27]为满足超声速二元进气道的气动性能和宽马赫数工作的要求，探索了一种气流角可调式进气道的方案，优化区间搜索算法，完成了设计马赫数3.5，起动马赫数2.0的几何可调进气道的最优设计。通过CFD数值结果验证了准确性。

李鹏飞、何国强、秦飞、刘佩[28]进对某型冲压发动机二元混压式进气道进行了三维数值模拟。综合不同来流及背压条件对进气道性能的影响和弹体气动性能对进气道工作特性的影响两个方面进行研究。计算结果为该进气道提供了实验方案，并为其装配提供了参考数据。

张晓嘉，梁德旺，李博，袁化成[29]给出了可行的设计原则来估算一系列典型二元高超声速进气道的设计和性能。条件是满足流量、增压以及工作范围包括起动性能和反压承受能力，针对这些条件给出进气道进口、外压波系、内压缩通道、唇罩及隔离段的设计方法。

金志光，张堃元[30]设计了两类典型的二元进气道与侧压式进气道，利用数值模拟手段对比研究了两类进气道的流场结构和总体性能，发现二元进气道出口流场均匀性优于侧压式进气道；流量系数对飞行马赫数的敏感程度比侧压式进气道要高；