Входные конусы (иногда называемые ударными конусами или центральными корпусами входных крыльев [1] ) являются компонентом некоторых сверхзвуковых самолетов и ракет. Они в основном используются на прямоточных воздушно-реактивных двигателях , 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.
Входной конус, как часть входного устройства типа Осватича, используемого на сверхзвуковом самолете или ракете, представляет собой трехмерную поверхность, на которой сверхзвуковое сжатие плунжера для газотурбинного двигателя или прямоточного воздушно-реактивного двигателя происходит посредством косых ударных волн. Замедление воздуха до низких сверхзвуковых скоростей с помощью конуса минимизирует потерю полного давления (увеличивает восстановление давления). Кроме того, конус вместе с кромкой обтекателя входного отверстия определяют область, которая регулирует поток, поступающий во входное отверстие. Если поток больше, чем требуется двигателю, то может возникнуть нестабильность положения ударной волны (жужжание). Если меньше, чем требуется, то восстановление давления ниже, что снижает тягу двигателя. [2]
Входное отверстие с конусом может использоваться для подачи воздуха высокого давления для оборудования прямоточного воздушно-реактивного двигателя, которое обычно приводится в действие валом газотурбинного двигателя, например, для привода турбонасосов топливного насоса в прямоточном воздушно-реактивном двигателе Bristol Thor и гидравлической мощности в ракете Bristol Bloodhound .
Угол конуса выбирается таким образом, чтобы при расчетном условии для входного отверстия (1,7 Маха для входного отверстия English Electric Lightning [3] ) ударная волна, которая образуется на его вершине, совпадала с краем обтекателя. Входное отверстие пропускает свой максимальный поток воздуха и достигает максимального восстановления давления. [4] Более высокая расчетная скорость может потребовать двух косых скачков уплотнения, сфокусированных на крае, чтобы поддерживать приемлемое восстановление давления и пропускать максимальный поток воздуха. В этом случае требуется биконический конус с двумя углами ( прямоточный воздушно-реактивный двигатель Bristol Thor имеет 24 и 31 градус для расчетной скорости 2,5 Маха). [5] Для более высоких скоростей более плавный контурный переход между углами конуса может использоваться в так называемом изэнтропическом шипе ( прямоточный воздушно-реактивный двигатель Marquardt RJ43 ). [6]
Коническое тело может быть полным конусом в центральном корпусе круглого воздухозаборника ( МиГ-21 ), полуконусом в боковом воздухозаборнике фюзеляжа ( Lockheed F-104 Starfighter ) или четвертью конуса в боковом воздухозаборнике фюзеляжа/под крылом ( General Dynamics F-111 Aardvark ).
Задняя часть конуса за пределами его максимального диаметра, обращенная назад и невидимая внутри воздуховода, имеет форму, аналогичную выступающей передней части. Видимый конус представляет собой сверхзвуковой диффузор с требованием к низкой потере полного давления, а задняя, обтекаемая часть вместе с внутренним профилем поверхности воздуховода образует дозвуковой диффузор, также с требованием к низкой потере полного давления, поскольку воздух замедляется до числа Маха на входе в компрессор.
Для чисел Маха ниже примерно 2,2 все сжатие ударной волны выполняется снаружи. Для более высоких чисел Маха часть сверхзвуковой диффузии должна происходить внутри канала, что известно как внешнее/внутреннее или смешанное сжатие. В этом случае задняя часть обращенной вперед конической поверхности вместе с профилем внутренней поверхности канала продолжает сверхзвуковую диффузию с отраженными косыми скачками уплотнения до конечного прямого скачка уплотнения. В случае Lockheed SR-71 Blackbird с частью сверхзвукового сжатия, происходящего внутри канала, поверхности шипа и внутреннего обтекателя были изогнуты для постепенного изэнтропического сжатия. [7] Входной конус также имеет различные осевые положения для управления тем, как площадь захвата изменяется с внутренней площадью горла канала. Для лучшей работы впуска это требуемое отношение площадей увеличивается с увеличением числа Маха полета, отсюда и большое перемещение входного конуса на SR-71 , который должен был хорошо работать от низких скоростей до 3,2 Маха. На SR-71 конус движется назад на более высоких скоростях. [8]
На дозвуковых скоростях полета конический вход работает во многом как воздухозаборник Пито или дозвуковой диффузор. Однако, когда транспортное средство становится сверхзвуковым, появляется коническая ударная волна , исходящая из вершины конуса. Площадь потока через ударную волну уменьшается, и воздух сжимается. По мере увеличения числа Маха полета коническая ударная волна становится более косой и в конечном итоге сталкивается с кромкой впуска.
Для более высоких скоростей полета становится необходимым подвижный конус, чтобы сверхзвуковое сжатие происходило более эффективно в более широком диапазоне скоростей. С увеличением скорости полета в типичном сверхзвуковом входном устройстве с подвижным конусом типа Oswatitsch конус перемещается вперед (МиГ-21), а если это не входное устройство с конусом типа Oswatitsch (SR-71), то он перемещается назад или во впускное отверстие. В обоих случаях из-за формы поверхности конуса и поверхности внутреннего канала внутренняя площадь потока становится меньше, что требуется для продолжения сжатия воздуха сверхзвуковым способом. Сжатие, происходящее на этом пути, называется «внутренним сжатием» (в отличие от «внешнего сжатия» на конусе). При минимальной площади потока, или горловине, возникает нормальный или плоский скачок уплотнения. Затем площадь потока увеличивается для дозвукового сжатия, или диффузии, вплоть до лицевой части двигателя.
Положение конуса внутри впускного отверстия обычно контролируется автоматически, чтобы удерживать плоскую ударную волну правильно расположенной прямо за горловиной. Определенные обстоятельства могут привести к тому, что ударная волна будет выброшена из впускного отверстия. Это известно как unstart .
Некоторые воздухозаборники имеют биконический центральный корпус ( MIG-21 ) для формирования двух конических ударных волн, обе из которых сфокусированы на кромке воздухозаборника. Это улучшает восстановление давления. Некоторые самолеты ( BAC TSR-2 , F-104 , Mirage III ) используют полуконический центральный корпус. F-111 имеет четверть конуса, который движется в осевом направлении, за которым следует расширяющаяся коническая секция.
Concorde , Tu-144 , F-15 Eagle , MiG-25 Foxbat и A-5 Vigilante используют так называемые 2D-входы, где гондола имеет прямоугольную форму, а плоская рампа воздухозаборника заменяет двойные конусы. Рампы воздухозаборника позволяют использовать стреловидные обтекатели воздухозаборника ( F-22 Raptor , F-35 Lightning II ), чтобы избежать ударов.
Некоторые другие сверхзвуковые самолеты ( Eurofighter Typhoon ) используют изменяемый нижний край капота [9] для работы на больших углах атаки и систему отбора (пористую стенку), встроенную в рампу впуска, чтобы облегчить стабилизацию ударной системы при сверхзвуковых числах Маха. Для улучшения потока впуска (уменьшения искажений) воздух сбрасывается через щель отбора впуска на стороне рампы ниже по потоку от впуска. Рампа, которая отделена от фюзеляжа дивертором, создает косой скачок уплотнения для замедления потока. Передняя кромка разделительной пластины, разделяющей два впуска, расположена ниже по потоку от этого косого скачка уплотнения. [10]
Многие сверхзвуковые самолеты ( F-16 Fighting Falcon ) обходятся без конического центрального корпуса и используют простой воздухозаборник Пито . На сверхзвуковых скоростях полета непосредственно перед воздухозаборником появляется оторванный, сильный прямой скачок уплотнения, что приводит к плохому восстановлению давления.
NASA протестировало альтернативу внешнему/внутреннему или смешанному сжатию, необходимому для скоростей выше примерно 2,2 Маха (ниже этой скорости используются входы с полностью внешним сжатием). Вход со смешанным сжатием подвержен срывам или выбросу внутреннего скачка уплотнения перед входом. Вход NASA, который они называют параметрическим входом, выполняет все сверхзвуковое сжатие снаружи, поэтому внутри воздуховода нет скачков уплотнения в потенциально нестабильном месте.[1]
Медиа, связанные с Inlet cones на Wikimedia Commons
.jpg/1280px-2H8A8730_(11020981025).jpg)
