旋转双压缩楔进气道的数值研究

吸气式高速飞行器的进气道产生了很大一部分推进推力。此外，当单楔进气道被多楔进气道取代时，这些发动机的推进性能会提高。许多学者对静态单压缩楔和多压缩楔上的高速发动机性能进行了数值和实验研究。然而，双压缩楔从单楔旋转期间的流动瞬态行为尚未得到充分研究。本文旨在数值研究旋转双楔上的瞬态激波反射现象。问题将从单楔上的 3 马赫数无粘流开始。然后，楔的一部分将以相当低的尾部马赫数向上游旋转，以避免激波系统中的显著滞后效应。这一想法可应用于超音速进气道，或推广应用于具有某种复杂机制的超燃冲压发动机高超音速进气道。此外，楔的旋转部分的长度将改变三次，以研究其对激波系统的影响。结果表明，由于楔的旋转，压力获得了很大的增益。此外，在相同的第二楔旋转角 $\theta_2$ 下，低弦长比 $w_2/w_i= 0.25$ 时的波角大于高 $w_2/w_i$ 值时的波角，从而导致更高的压力分布。