Входной конус

Впускные конусы (иногда называемые ударными конусами или впускными центральными корпусами). ^{[ 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.

Цель

Входной конус, как часть воздухозаборника типа Осватича, используемого на сверхзвуковых самолетах или ракетах, представляет собой трехмерную поверхность, на которой происходит сверхзвуковое прямоточное сжатие газотурбинного двигателя или прямоточной камеры сгорания посредством косых ударных волн. Замедление воздуха до низких сверхзвуковых скоростей с помощью конуса сводит к минимуму потерю общего давления (увеличивает восстановление давления). Кроме того, конус вместе с кромкой впускного кожуха определяют область, регулирующую поток, поступающий во впускное отверстие. Если поток превышает требуемый двигателем, может возникнуть нестабильность положения амортизатора (гул). Если давление меньше требуемого, то восстановление давления будет ниже, что уменьшит тягу двигателя. ^{[ 2 ]}

Впускное отверстие с конусом может использоваться для подачи воздуха под высоким давлением в прямоточное воздушно-реактивное оборудование, которое обычно приводится в движение от вала газотурбинного двигателя, например, для привода турбонасосов для топливного насоса на прямоточном воздушно-реактивном воздушно-реактивном двигателе Bristol Thor и гидравлической энергии на ракете Bristol Bloodhound .

Форма

Угол конуса выбирается таким, чтобы при расчетных условиях воздухозаборника (1,7 Маха для English Electric Lightning ) воздухозаборника ^{[ 3 ]}), ударная волна, образующаяся на его вершине, совпадает с кромкой капота. Входное отверстие пропускает максимальный поток воздуха и обеспечивает максимальное восстановление давления. ^{[ 4 ]} Более высокая расчетная скорость может потребовать двух косых ударов, сосредоточенных на кромке, для поддержания приемлемого восстановления давления и пропускания максимального потока воздуха. В этом случае необходим биконический конус с двумя углами (у прямоточного воздушно-реактивного двигателя Bristol Thor углы составляют 24 и 31 градус при расчетной скорости 2,5 Маха). ^{[ 5 ]} Для более высоких скоростей можно использовать более плавный переход между углами конуса в так называемом изэнтропическом шипе ( ПВРД Marquardt RJ43 ). ^{[ 6 ]}

Конический корпус может представлять собой центральный корпус с полным конусом в круглом воздухозаборнике ( МиГ-21 ), полуконус в боковом воздухозаборнике фюзеляжа ( Lockheed F-104 Starfighter ) или четверть конуса в боковом воздухозаборнике/подкрыле ( General Dynamics). Ф-111 Муравьед ).

Задняя часть конуса, превышающая его максимальный диаметр, обращенная назад и невидимая внутри воздуховода, имеет форму по той же причине, что и выступающая передняя часть. Видимый конус представляет собой сверхзвуковой диффузор с требованием малых потерь полного давления, а задняя, обтекаемая часть, вместе с профилем внутренней поверхности воздуховода образует дозвуковой диффузор, также с требованием малых потерь полного давления, т.к. воздух замедляется до числа Маха на входе в компрессор.

Для чисел Маха ниже 2,2 все ударное сжатие осуществляется снаружи. При более высоких числах Маха часть сверхзвуковой диффузии должна происходить внутри воздуховода, что называется внешним/внутренним или смешанным сжатием. В этом случае задняя часть обращенной вперед конической поверхности вместе с профилем внутренней поверхности канала продолжает сверхзвуковую диффузию с отраженными косыми скачками до окончательного нормального скачка. В случае Lockheed SR-71 Blackbird , у которого часть сверхзвукового сжатия происходила внутри воздуховода, шип и внутренние поверхности капота были изогнуты для постепенного изэнтропического сжатия. ^{[ 7 ]} Входной конус также имеет различные осевые положения, позволяющие контролировать изменение площади захвата в зависимости от площади внутреннего горла воздуховода. Для наилучшей работы впуска это требуемое соотношение площадей увеличивается с увеличением числа Маха полета, отсюда и большое перемещение впускного конуса на SR-71 , который должен был хорошо работать от низких скоростей до 3,2 Маха. На SR-71 конус движется назад с более высокой скоростью. ^{[ 8 ]}

Операция

На дозвуковых скоростях полета конический воздухозаборник работает так же, как воздухозаборник Пито или дозвуковой диффузор. Однако, когда транспортное средство переходит на сверхзвуковую скорость, возникает коническая ударная волна. появляется, исходящая из вершины конуса. Площадь потока через ударную волну уменьшается и воздух сжимается. По мере увеличения числа Маха полета коническая ударная волна становится более наклонной и в конечном итоге сталкивается с впускной кромкой.

Для более высоких скоростей полета становится необходимым движущийся конус, позволяющий более эффективно осуществлять сверхзвуковое сжатие в более широком диапазоне скоростей. При увеличении скорости полета в типичном сверхзвуковом воздухозаборнике осватичского типа - конус перемещается вперед (МиГ-21), а если конусный воздухозаборник неосватичского типа (СР-71) - перемещается назад, или во впуск. В обоих случаях из-за формы поверхности конуса и внутренней поверхности воздуховода площадь внутреннего потока становится меньше, чем необходимо для продолжения сверхзвукового сжатия воздуха. Сжатие, происходящее на этом пути, называется «внутренним сжатием» (в отличие от «внешнего сжатия» на конусе). В минимальной площади потока, или горловине, возникает нормальный или плоский скачок уплотнения. Затем площадь потока увеличивается для дозвукового сжатия или диффузии вплоть до лицевой поверхности двигателя.

Положение конуса внутри воздухозаборника обычно контролируется автоматически, чтобы плоская ударная волна была правильно расположена сразу за горловиной. Определенные обстоятельства могут привести к выбросу ударной волны из воздухозаборника. Это известно как unstart .

Альтернативные формы

Некоторые воздухозаборники имеют биконический центральный корпус ( МИГ-21 ), образующий две конические ударные волны, обе сфокусированные 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 перемещается в осевом направлении, за которым следует расширяющаяся конусная секция.

Конкорд , Ту-144 , F-15 Eagle , МиГ-25 Foxbat и A-5 Vigilante используют так называемые 2D воздухозаборники, где гондола имеет прямоугольную форму, а плоская впускная рампа заменяет двойные конусы. Пандусы на впуске позволяют использовать стреловидные обтекатели воздухозаборников ( F-22 Raptor , F-35 Lightning II ), чтобы избежать толчков.

Некоторые другие сверхзвуковые самолеты ( Eurofighter Typhoon ) используют регулируемую нижнюю кромку капота. ^{[ 9 ]} для работы под большим углом атаки и системой слива (пористая стенка), встроенной в впускную рампу для облегчения стабилизации ударной системы при сверхзвуковых числах Маха. Для улучшения потока на впуске (уменьшения искажений) воздух сбрасывается через выпускной патрубок на стороне рампы после впуска. Рампа, отделенная от фюзеляжа отклоняющим устройством, создает косой удар для замедления потока. Передняя кромка разделительной пластины, разделяющей два воздухозаборника, расположена за этим косым скачком скачка. ^{[ 10 ]}

Многие сверхзвуковые самолеты ( F-16 Fighting Falcon ) обходятся без конического центрального корпуса и используют простой воздухозаборник Пито . Прямо перед входным отверстием на сверхзвуковых скоростях полета возникает отрывной сильный нормальный скачок уплотнения, что приводит к плохому восстановлению давления.

НАСА протестировало альтернативу воздухозаборнику внешнего/внутреннего сжатия или воздухозаборнику смешанного сжатия, необходимому для скоростей выше примерно 2,2 Маха (ниже этой скорости используются воздухозаборники с полностью внешним сжатием). Впускное отверстие смешанного сжатия подвержено пуску или выбросу внутреннего удара в переднюю часть впускного отверстия. Входное отверстие НАСА, которое они называют параметрическим входным отверстием, выполняет все сверхзвуковое сжатие снаружи, поэтому внутри воздуховода в потенциально нестабильном месте не возникает ударов. [1]

Различные типы входного конуса

Молния фиксированный конус
F-111C с фиксированным четвертьконусом
Су-22 Переводящий конус
Mirage III переводящий полуконус
SR-71 перевод положения конуса
ПВРД Marquardt RJ43 с изэнтропическим шипом, прикрепленным к ракетам Bomarc
P-800 Oniks
П-500 «Базальт» Противокорабельная ракета

См. также

Ссылки

^ НАСА Драйден ^{[ постоянная мертвая ссылка ]} Центральный воздухозаборник для F-15
^ "Силовая установка самолета", PJMcMahon 1971, ISBN 0 273 42324 X , стр. 216 262.
^ "Годы испытаний", Роланд Бимонт, 1980, ISBN 0 7110 1072 2 , стр. 105
^ «Реактивное движение для аэрокосмических применений», второе издание, Гессен и Мамфорд, 1964 г., Номер карточки в каталоге Библиотеки Конгресса: 64-18757, раздел 5.7 «Режимы работы сверхзвукового диффузора»
^ «Заборы ПВРД», Т.Кейн, Gas Dynamics Ltd., 2 Clockhouse Road, Фарнборо, GU147QY, Хэмпшир, Великобритания, RTO-EN-AVT-185, стр.5-10
^ «Реактивное движение для аэрокосмических применений», второе издание, Гессен и Мамфорд, 1964 г., Номер карточки в каталоге Библиотеки Конгресса: 64-18757, стр.383
^ «Сверхзвуковой воздухозаборник для реактивных двигателей» Дэвид Х. Кэмпбелл, Lockheed Aircraft Corporation, Патентное ведомство США 3 477 455
^ «Сверхзвуковой воздухозаборник для реактивных двигателей», Дэвид Х. Кэмпбелл, Lockheed Aircraft Corporation, Патентное ведомство США, 3 477 455
^ http://data3.primeportal.net/hangar/luc_colin3/eurofighter_typhoon_ehlw/images/eurofighter_typhoon_ehlw_58_of_59.jpg ^{[ файл изображения с пустым URL-адресом ]}
^ ADPO11111 НАЗВАНИЕ: Векторизация тяги для перспективных истребителей - Исследования приема атаки под большим углом

Основы газовой динамики; Клаус ОСВАТИЧ. Спрингер, 1976.
Бенсон, Т. (2004). Индекс аэродинамики высокой скорости . Проверено 19 ноября 2004 г.
Иден П. и Моенг С. (2002). Анатомия современных военных самолетов . Аэроспейс Паблишинг Лтд. ISBN 1-58663-684-7 .

Внешние ссылки

СМИ, связанные с впускными конусами, на Викискладе?

[1] НАСА Драйден ^{[ постоянная мертвая ссылка ]} Центральный воздухозаборник для F-15

[2] "Силовая установка самолета", PJMcMahon 1971, ISBN 0 273 42324 X , стр. 216 262.

[3] "Годы испытаний", Роланд Бимонт, 1980, ISBN 0 7110 1072 2 , стр. 105

[4] «Реактивное движение для аэрокосмических применений», второе издание, Гессен и Мамфорд, 1964 г., Номер карточки в каталоге Библиотеки Конгресса: 64-18757, раздел 5.7 «Режимы работы сверхзвукового диффузора»

[5] «Заборы ПВРД», Т.Кейн, Gas Dynamics Ltd., 2 Clockhouse Road, Фарнборо, GU147QY, Хэмпшир, Великобритания, RTO-EN-AVT-185, стр.5-10

[6] «Реактивное движение для аэрокосмических применений», второе издание, Гессен и Мамфорд, 1964 г., Номер карточки в каталоге Библиотеки Конгресса: 64-18757, стр.383

[7] «Сверхзвуковой воздухозаборник для реактивных двигателей» Дэвид Х. Кэмпбелл, Lockheed Aircraft Corporation, Патентное ведомство США 3 477 455

[8] «Сверхзвуковой воздухозаборник для реактивных двигателей», Дэвид Х. Кэмпбелл, Lockheed Aircraft Corporation, Патентное ведомство США, 3 477 455

[9] ttp://data3.primeportal.net/hangar/luc_colin3/eurofighter_typhoon_ehlw/images/eurofighter_typhoon_ehlw_58_of_59.jpg ^{[ файл изображения с пустым URL-адресом ]}

[10] ADPO11111 НАЗВАНИЕ: Векторизация тяги для перспективных истребителей - Исследования приема атаки под большим углом

[ 1 ]

[ 2 ]

[ 3 ]

[ 4 ]

[ 5 ]

[ 6 ]

[ 7 ]

[ 8 ]

[ 9 ]

[ 10 ]

v т и самолета Компоненты и системы
Airframe structure	Aft pressure bulkhead Cabane strut Canopy Crack arrestor Cruciform tail Dope Empennage Fabric covering Fairing Flying wires Former Fuselage Hardpoint Interplane strut Jury strut Leading edge Lift strut Longeron Nacelle Rib Spar Stabilizer Stressed skin Strut T-tail Tailplane Trailing edge Triple tail Twin tail V-tail Vertical stabilizer Wing root Wing tip Wingbox
Flight controls	Aileron Airbrake Artificial feel Autopilot Canard Centre stick Deceleron Dive brake Dual control Electro-hydraulic actuator Elevator Elevon Flaperon Flight control modes Fly-by-wire Gust lock HOTAS Rudder Rudder pedals Servo tab Side-stick Spoiler Spoileron Stabilator Stick pusher Stick shaker Trim tab Wing warping Yaw damper Yoke
Aerodynamic and high-lift devices	Active Aeroelastic Wing Adaptive compliant wing Anti-shock body Blown flap Channel wing Dog-tooth Drag-reducing aerospike Flap Gouge flap Gurney flap Krueger flap Leading-edge cuff Leading-edge droop flap LEX Slats Slot Stall strips Strake Variable-sweep wing Vortex generator Vortilon Wing fence Winglet
Avionic and flight instrument systems	ACAS Air data boom Air data computer Aircraft periscope Airspeed indicator Altimeter Annunciator panel Astrodome Attitude indicator Compass Course deviation indicator EFIS EICAS Flight management system Glass cockpit GPS Head-up display Heading indicator Horizontal situation indicator INS ISIS Multi-function display Pitot–static system Radar altimeter TCAS Transponder Turn and slip indicator Variometer Yaw string
Propulsion controls, devices and fuel systems	Autothrottle Drop tank FADEC Fuel tank Gascolator Inlet cone Intake ramp NACA cowling NACA duct Self-sealing fuel tank Splitter plate Throttle Thrust lever Thrust reversal Townend ring War emergency power Wet wing
Landing and arresting gear	Aircraft tire Arrestor hook Autobrake Conventional landing gear Drogue parachute Landing gear Landing gear extender Oleo strut Tricycle landing gear Tundra tire
Escape systems	Ejection seat Escape crew capsule
Other systems	Aircraft lavatory Auxiliary power unit Bleed air system Deicing boot Emergency oxygen system Environmental control system Flight recorder Hydraulic system Ice protection system In-flight entertainment system Landing lights Navigation light Passenger service unit Ram air turbine