Войти
Впускной конус МиГ-21МФ Впускной конус ( иногда называемые ударными конусами или входными центральными корпусами ) 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..
Основное назначение впускного конуса - замедлить поток воздуха от сверхзвуковой скорости полета до дозвуковой скорости до того, как он попадет в двигатель. За исключением прямоточных реактивных двигателей, всем воздушно-реактивным двигателям для правильной работы необходим дозвуковой поток воздуха, а также диффузор 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. Полученная в результате система впуска более эффективна (с точки зрения восстановления давления ), чем гораздо более простая впускная система Пито.
Впускной конус имеет такую форму, что ударная волна образует на своей вершине направленную к губе впуска; это позволяет воздухозаборнику правильно работать в сверхзвуковом полете. По мере увеличения скорости ударная волна становится все более наклонной (конус сужается). Для более высоких скоростей полета входные конусы предназначены для перемещения в осевом направлении для управления изменением площади захвата в зависимости от площади внутреннего сечения канала. Для оптимальной работы впуска это требуемое соотношение площадей увеличивается 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 дозвуковых скоростях полета конический воздухозаборник работает так же, как воздухозаборник Пито или дозвуковой диффузор. Однако, когда транспортное средство движется на сверхзвуковой скорости, появляется 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, происходящее 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 в воздухозаборнике обычно регулируется автоматически, чтобы плоская ударная волна правильно располагалась сразу после горловины. Определенные обстоятельства могут вызвать выброс ударной волны из впускного отверстия. Это известно как unstart.
. Пограничный слой на конусе растягивается по мере продвижения вверх по конусу, предотвращая разделение потока, но для внутреннего сжатия и дозвукового При сжатии пограничный слой все еще имеет тенденцию к разделению и обычно засасывается через крошечные отверстия в стене. В качестве примечания к аэрокосмическому двигателю пограничный слой становится толще к концу конуса по мере необходимости для большей разницы в скоростях между молекулами воздуха на поверхности конуса и полностью ускоренным потоком воздуха..
Некоторые воздухозаборники имеют биконическое центральное тело (MIG-21 ), образующее две конические ударные волны, обе сфокусированные на губе поступления. Это улучшает восстановление давления. Некоторые самолеты (F-104, Mirage III ) используют полуконический центральный корпус. F-111 имеет четверть конуса, который перемещается в осевом направлении, за которым следует расширяющаяся секция конуса.
Concorde, F-15 Eagle, МиГ-25 Foxbat и A-5 Vigilante используют так называемые воздухозаборники 2D, где гондола имеет прямоугольную форму, а плоская впускная аппарель заменяет двойные конусы. Впускные аппарели позволяют использовать подметанные впускные кожухи (F-22 Raptor, F-35 Lightning II ) во избежание ударов.
Некоторые другие сверхзвуковые самолеты (Eurofighter Typhoon ) используют изменяемую нижнюю кромку капота для работы с большим углом атаки и систему отвода воздуха (пористую стенку), встроенную на впускную рампу для облегчения стабилизации ударная система при сверхзвуковых числах Маха. Для улучшения всасываемого потока (уменьшения искажений) воздух сбрасывается через впускной дренажный паз на стороне рампы после впуска. Пандус, который отделен от фюзеляжа отводным устройством, создает наклонный удар, чтобы замедлить поток. Передняя кромка разделительной пластины, разделяющей два воздухозаборника, расположена ниже по потоку от этого наклонного скачка уплотнения.
Используются по крайней мере одна сверхзвуковая и одна дозвуковая аппарели, но для улучшенного уплотнения 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 перепускной воздух используется в качестве изоляции между выхлопом двигателя и стенками. Снова можно использовать две аппарели для образования переменного сверхзвукового сопла. Часто используется зеркально-симметричная установка с пандусами сверху и снизу.
Есть одна возможность для стабильного безударного перехода от сверхзвукового к дозвуковому. Это используется в трансзвуковых крыльях и в конечном итоге означает направление воздуха в петлю, формирующую вихрь. Затем последний толчок до дозвуковой скорости будет наклонным, при этом дозвуковая область движется от внешней стороны вихря внутрь.
Многие сверхзвуковые самолеты (F-16 Fighting Falcon ) обходятся без конического центрального корпуса 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 промежуток во всем компрессоре. Сверхзвуковой поток перепрыгивает через него с помощью пандусов, а дозвуковой поток 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.
По мере того, как компрессия на входе увеличивается с увеличением скорости, компрессия первой ступени компрессора соответственно уменьшается. Форсажная камера за турбиной работает со стехиометрической смесью , как и ПВРД, но при более высоком давлении и, следовательно, большей эффективности, чем чистый ПВРД. заявлено, что вход со скоростью 3,5 Маха производит такое же сжатие (44: 1 [2] ), как и весь компрессор реактивного двигателя при нулевой скорости, поэтому турбина должна быть потом обошли.
Фиксированный конус F-104
Фиксированный конус X-35 Безотключающий сверхзвуковой впуск
Подвижный конус Су-20
На SR-71 конус движется назад с большим числом Маха
. Mirage III также имеет полуконус
Mirage 2000 полуконус
СМИ, связанные с входными конусами на Wikimedia Commons
