Впускные конусы (иногда называемые ударными конусами или впускными центральными телами [1] ) 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 [ править ]
Основное назначение впускного конуса - замедлить поток воздуха со сверхзвуковой скорости полета до дозвуковой скорости, прежде чем 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 нормальную ударную волну в проходе диффузора и выходит с дозвуковой скоростью. Полученная в результате система впуска более эффективна (с точки зрения восстановления давления ), чем гораздо более простая система впуска Пито..
Форма [ править ]
Впускной конус имеет такую форму, что ударная волна, образующаяся на его вершине, направлена к выступу впускного отверстия; [ сомнительно ] это позволяет воздухозаборнику правильно работать в сверхзвуковом полете. По мере увеличения скорости ударная волна становится все более наклонной (конус сужается). На всех скоростях, кроме самых высоких, конус амортизатора SR-71 не попадает в зону 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 [ править ]
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. Из-за формы конической поверхности и внутренней поверхности воздуховода площадь внутреннего потока становится меньше, чем требуется для продолжения 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 во впускном отверстии 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 по мере необходимости для большей разницы в скоростях между молекулами воздуха на поверхности конуса и полностью ускоренным потоком воздуха.
Альтернативные формы [ править ]
Некоторые воздухозаборники имеют биконический центральный корпус ( МИГ-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 аппарель 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 капота [2] для работы с большим углом атаки и систему отвода 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 дивертором, создает наклонный удар, чтобы замедлить поток. Передняя кромка разделительной пластины, разделяющей два воздухозаборника, расположена после этого наклонного скачка уплотнения. [3]
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, чтобы сформировать регулируемое сверхзвуковое сопло . Часто используется зеркально-симметричная установка с пандусами сверху и снизу.
Есть одна возможность для стабильного безударного перехода от сверхзвукового к дозвуковому. Это используется в околозвуковых крыльях и, в конечном итоге, означает направить воздух в петлю, образуя вихрь. Затем последний толчок до дозвуковой скорости будет наклонным, при этом дозвуковая область движется от внешней стороны вихря внутрь. [ необходима цитата ]
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 зазор через весь компрессор. [ требуется уточнение ] Сверхзвуковой поток перепрыгивает через него с помощью пандусов, а дозвуковой поток может повернуться и выйти через зазор. Таким образом легче удалить стойло [1] . Также есть планы измерить воздух перед входом, чтобы обнаружить турбулентность и отрегулировать вход в режиме реального времени.
Ramjet [ править ]
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 [ править ]
Фиксированный конус F-104
X-35 с фиксированным конусом. Безотключающий сверхзвуковой воздухозаборник
Подвижный конус Су-20
Английская электрическая молния . Фиксированный конус, используемый как обтекатель
На SR-71 конус движется назад с большим числом Маха.
Мираж III , также имеет половину конуса
Mirage 2000 половина конуса
См. Также [ править ]
- Двигатель Aerospike
- Дизайн носового конуса
- Разделительная пластина
Ссылки [ править ]
- ^ НАСА Драйден [ постоянная мертвая ссылка ] Вход центрального корпуса для F-15
- ^ http://data3.primeportal.net/hangar/luc_colin3/eurofighter_typhoon_ehlw/images/eurofighter_typhoon_ehlw_58_of_59.jpg
- ^ ADPO11111 НАЗВАНИЕ: Вектор тяги для усовершенствованных истребителей - исследования высокого угла атаки.
- 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 [ править ]
СМИ, связанные с впускными конусами на Викискладе?
