Входной конус - Inlet cone

Не путать с алмазным шоком .
Входной конус МиГ-21МФ

Впускные конусы (иногда называемые ударными конусами или впускными центральными телами ) являются составной частью некоторых сверхзвуковых самолетов и ракет. В основном они используются на ПВРД , таких как D-21 Tagboard и Lockheed X-7 . Некоторые турбореактивные самолеты, включая Су-7 , МиГ-21 , English Electric Lightning и SR-71, также используют входной конус.

Цель

Основное назначение впускного конуса - замедлить поток воздуха со сверхзвуковой скорости полета до дозвуковой до того, как он попадет в двигатель. За исключением ГПВРД , все воздушно-реактивные двигатели для правильной работы нуждаются в дозвуковом потоке воздуха и требуют диффузора для предотвращения сверхзвукового потока воздуха внутри двигателя. На сверхзвуковых скоростях полета на вершине конуса образуется наклонная назад коническая ударная волна. Воздух, проходящий через коническую ударную волну (и последующие отражения), замедляется до небольшой сверхзвуковой скорости. Затем воздух проходит через сильную прямую ударную волну внутри диффузора и выходит с дозвуковой скоростью. В результате система впуска более эффективна (с точки зрения восстановления давления ), чем гораздо более простая система впуска Пито .

Форма

Входной конус имеет такую ​​форму, что ударная волна, образующаяся на его вершине, направлена к выступу входного патрубка; это позволяет воздухозаборнику правильно работать в сверхзвуковом полете. С увеличением скорости ударная волна становится все более наклонной (конус сужается). На всех скоростях, кроме самых высоких, конус амортизатора SR-71 не попадает в кромку впуска.

Для более высоких скоростей полета входные конусы предназначены для перемещения в осевом направлении, чтобы контролировать изменение площади захвата в зависимости от площади внутреннего сечения канала. Для лучшей работы впуска это требуемое соотношение площадей становится больше с увеличением числа Маха в полете, отсюда и большое движение впускного конуса на SR-71, который должен был хорошо работать на низких скоростях до 3,2 Маха. На SR-71 конус / шип / центральная часть движется назад на более высоких скоростях.

Операция

На дозвуковых скоростях полета конический воздухозаборник работает так же, как воздухозаборник Пито или дозвуковой диффузор. Однако по мере того, как аппарат становится сверхзвуковым, возникает коническая ударная волна , исходящая от вершины конуса. Площадь прохождения через ударную волну уменьшается, и воздух сжимается. По мере увеличения числа Маха полета коническая ударная волна становится более наклонной и в конечном итоге ударяется о впускную губу.

Для более высоких скоростей полета становится необходим движущийся конус, чтобы позволить сверхзвуковому сжатию происходить более эффективно в более широком диапазоне скоростей. С увеличением скорости полета конус перемещается назад или в воздухозаборник. Благодаря форме конической поверхности и внутренней поверхности воздуховода площадь внутреннего потока становится меньше, чем требуется для дальнейшего сверхзвукового сжатия воздуха. Сжатие, возникающее на этом пути, называется «внутренним сжатием» (в отличие от «внешнего сжатия» на конусе). При минимальном проходном сечении или горловине возникает нормальный или плоский удар. Затем сечение потока увеличивается при дозвуковом сжатии или диффузии до торца двигателя.

Положение конуса внутри всасывающего отверстия обычно регулируется автоматически, чтобы плоская ударная волна правильно располагалась сразу после горловины. Определенные обстоятельства могут вызвать выброс ударной волны из впускного отверстия. Это называется отключением .

Пограничный слой на конусе растягивается , как она двигается вверх конус , предотвращающее разделение потока , но и для внутреннего сжатия и дозвукового сжатия пограничного слоя по- прежнему имеет тенденцию отделить и обычно всасывается через крошечные отверстия в стене. В качестве примечания к аэродинамическому двигателю пограничный слой становится толще к концу конуса, что необходимо для большей разницы в скорости между молекулами воздуха на поверхности конуса и полностью ускоренным потоком воздуха.

Альтернативные формы

Некоторые воздухозаборники имеют биконический центральный корпус ( MIG-21 ), образующий две конические ударные волны, обе сосредоточены на выступе воздухозаборника. Это улучшает восстановление давления. Некоторые самолеты ( F-104 , Mirage III ) используют полуконический центральный корпус. F-111 имеет четверть конус, который перемещается в осевом направлении, а затем в секции расширяющегося конуса.

Concorde , Ту-144 , F-15 Eagle , МиГ-25 Foxbat и A-5 Vigilante используют так называемые воздухозаборники 2D, где гондола имеет прямоугольную форму, а плоская впускная рампа заменяет двойные конусы. Впускные аппарели позволяют устанавливать впускные кожухи со стреловидным углом ( F-22 Raptor , F-35 Lightning II ) во избежание ударов.

Некоторые другие сверхзвуковые самолеты ( Eurofighter Typhoon ) используют изменяемую нижнюю кромку обтекателя для большого угла атаки и систему выпуска воздуха (пористую стенку), встроенную на впускную рампу для облегчения стабилизации ударной системы при сверхзвуковых числах Маха. Для улучшения всасываемого потока (уменьшения искажений) воздух сбрасывается через впускной дренажный паз на стороне аппарели после впуска. Пандус, который отделен от фюзеляжа отводным устройством, создает наклонный удар, чтобы замедлить поток. Передняя кромка разделительной пластины, разделяющей два воздухозаборника, расположена после этого наклонного скачка уплотнения.

Используется по крайней мере одна сверхзвуковая и одна дозвуковая аппарели, но для улучшения герметичности можно использовать несколько сверхзвуковых аппарелей. Пограничный слой (то, чего избегает дозвуковое впускное отверстие Пито за счет внешнего сжатия) имеет тенденцию к разделению, и меньший пограничный слой на впуске рампы является преимуществом по сравнению с впускным конусом. Чтобы избежать разделения , используются генераторы вихрей , которые перемешивают пограничный слой со свободным потоком (или пограничный слой всасывается через пористую поверхность, что приводит к сопротивлению). После вентилятора горячий медленный смешанный воздух проходит через двигатель, а быстрый холодный воздух подается в двигатель.

После двигателя сравнительно холодный байпасный воздух используется в качестве изоляции между выхлопом двигателя и стенками. Снова можно использовать две аппарели для образования регулируемого сверхзвукового сопла . Часто используется зеркально-симметричная установка с пандусами сверху и снизу.

Есть одна возможность для устойчивого безударного перехода от сверхзвукового к дозвуковому. Это используется в околозвуковых крыльях и в конечном итоге означает, что воздух образует петлю, образуя вихрь. Затем последний толчок до дозвуковой скорости имеет наклонный характер, при этом дозвуковая область движется от внешней стороны вихря внутрь.

Многие сверхзвуковые самолеты ( F-16 Fighting Falcon ) обходятся без конической центральной части и используют простой воздухозаборник Пито . На сверхзвуковой скорости полета непосредственно перед входным отверстием появляется отдельный сильный нормальный скачок уплотнения, что приводит к плохому восстановлению давления.

Также НАСА добавляет зазор через весь компрессор. Сверхзвуковой поток перепрыгивает через пандус, а дозвуковой может повернуться и выйти через зазор. Таким образом, стойло легче удалить [1] . Также есть планы по измерению воздуха перед входом для обнаружения турбулентности и регулировки входного отверстия в режиме реального времени.

Ramjet

По мере того, как компрессия на входе увеличивается с увеличением скорости, компрессия первой ступени компрессора соответственно уменьшается. Дожигатель за турбиной работает с стехиометрической смесью , как ПВРД , но при более высоком давлении и , таким образом , большей эффективности , чем чистый ПВРД. Он утверждал , что на вход в Машине 3.5 производит такое же сжатие (44: 1 [2] ) в качестве компрессора всего реактивного двигателя при нулевой скорости, так что турбина должна быть обойдена тогда.

Список самолетов, использующих впускной конус

Смотрите также

использованная литература

  • Бенсон, Т. (2004). Индекс аэродинамики высоких скоростей . Проверено 19 ноября 2004 года.
  • Иден П. и Моенг С. (2002). Анатомия современной военной авиации . ISBN   Aerospace Publishing Ltd. 1-58663-684-7 .

внешние ссылки

СМИ, связанные с впускными конусами на Викискладе?