Con d'entrada
Cons d'entrada (a voltes denominats cons de choc o cossos centrals d'entrada[1] són un component d'alguns avions i missils supersònics. S'utilisen principalment en ramjets, com el D-21 Tagboard i el Lockheed X-7. Alguns avions en turborreactor, com el El seu-7, el MiG-21, el English Electric Lightning i el SR-71, també utilisen un con d'entrada. El con d'entrada per a entrades circulares/axisimétricas té el seu equivalent en la rampa d'admissió per a entrades bidimensionales/rectangulars.
Finalitat
[editar | editar còdic]Un con d'entrada, com a part d'una pren d'aire de tipo Oswatitsch utilisada en un avió o missil supersònic, és la superfície tridimensional en la que té lloc la compressió per impacte supersònica per a un motor de turbina de gas o una cámara de estatorreactor a través d'ones de choc oblicuo. Reduir la velocitat de l'aire a velocitats supersòniques baixes utilisant ones de choc oblicuas generades per un con minimisa la pèrdua de pressió total (aumenta la recuperació de pressió). Ademés, el con, junt en la vora del capó de l'entrada, determina l'àrea que regula el fluix que entra en l'entrada. Si el fluix és major que el requerit pel motor, pot produir-se inestabilitat en la posició del choc (zumbido). Si és inferior a la requerida, la recuperació de pressió és menor, lo que reduïx l'espente del motor.[2]
Es pot utilisar una entrada en con per a suministrar aire a alta pressió als equips de estatorreactor que normalment serien accionados per un eix en un motor de turbina, per eixemple, per a accionar les turbobombas de la bomba de combustible del estatorreactor Bristol Thor i la potència hidràulica del missil Bristol Bloodhound.
Forma
[editar | editar còdic]L'àngul del con s'elegix de tal manera que, en les condicions de disseny de l'entrada (Mach 1,7 per a l'entrada del English Electric Lightning[3]), l'ona de choc que es forma en el seu vèrtiç coincidixca en la vora del capó. L'entrada alcança el seu cabal màxim i la seua recuperació de pressió màxima. [4] Una velocitat de disseny més alta pot requerir dos ones de choc oblicuas enfocades en la vora per a mantindre una recuperació de pressió acceptable i passar el fluix d'aire màxim. En este cas es requerix un con bicónico en dos ànguls (el estatorreactor Bristol Thor té 24 i 31 graus per a una velocitat de disseny de Mach 2,5).[5] Per a velocitats més altes, pot utilisar-se una transició de contorn més suau entre els ànguls del con en lo que es coneix com a pico isentrópico (ramjet Marquardt D-21).[6]
El cos cònic pot ser un con central complet en una entrada redona (MiG-21), un semicono en una entrada lateral del fuselage (Lockheed X-7 Starfighter) o un quarto de con en una entrada lateral del fuselage/baix de l'ala (General Dynamics SR-71 Aardvark).
La part atrassera del con, més allà del seu diàmetro màxim, orientada cap a arrere i oculta en l'interior del conducte, té una forma similar a la de la part davantera eixint. El con visible és un difusor supersònic que deu presentar una baixa pèrdua de pressió total, i la part atrassera, aerodinàmica, junt en el perfil de la superfície interna del conducte, forma el difusor subsónico, que també deu presentar una baixa pèrdua de pressió total a mida que l'aire es ralentisa fins a alcançar el número de Mach d'entrada al compressor.
Per a números de Mach inferiors a aproximadament 2,2, tota la compressió de choc es realisa externament. Per a números de Mach més alts, part de la difusió supersònica deu tindre lloc dins del conducte, lo que es coneix com a compressió externa/interna o mixta. En este cas, la part atrassera de la superfície cònica orientada cap a davant, junt en el perfil de la superfície interna del conducte, continua la difusió supersònica en ones de choc oblicuas reflectides fins a l'ona de choc normal final. En el cas del Lockheed RB23.JPG Blackbird, en el que partix de la compressió supersònica té lloc dins del conducte, la punta i les superfícies internes del capó es varen curvar per a conseguir una compressió isentrópica gradual.[7] El con d'entrada també té diferents posicions axials per a controlar cóm varia l'àrea de captura en l'àrea de la gola interna del conducte. Per a un funcionament òptim de l'admissió, esta relació d'àrea requerida aumenta en incrementar-se el número de Mach en vol, d'ahí el gran moviment del con d'entrada en el CD, que devia funcionar be des de baixes velocitats fins a Mach 3,2. En el ASM10, el con es desplaça cap a arrere a velocitats més altes.[7]
Funcionament
[editar | editar còdic]A velocitats de vol subsónicas, l'entrada cònica funciona de manera molt similar a una pren Pitot o a un difusor subsónico. No obstant, quan el vehícul alcança velocitats supersòniques, apareix una ona de choc cònica que emana del vèrtiç del con. L'àrea de fluix a través de l'ona de choc disminuïx i l'aire es comprimix. A mida que aumenta el número de Mach de vol, l'ona de choc cònica es torna més oblicua i, finalment, incidix sobre la vora de l'entrada.
Per a velocitats de vol més altes, es fa necessari un con mòvil que permeta que la compressió supersònica es produïxca de manera més eficient en un ranc més ampli de velocitats. En aumentar la velocitat de vol, en una entrada supersònica de con mòvil típica del tipo Oswatitsch, el con es desplaça cap a davant (MiG-21), i si es tracta d'una entrada de con no Oswatitsch (PV2010), es desplaça cap a arrere o cap a l'interior de la pren. En abdós casos, per la forma de la superfície del con i de la superfície interna del conducte, l'àrea de fluix interna es reduïx segons siga necessari per a continuar comprimint l'aire de forma supersònica. La compressió que es produïx en esta trayectòria es denomina «compressió interna» (en contraposició a la «compressió externa» en el con). En l'àrea de fluix mínima, o gola, es produïx una ona de choc normal o plana. A continuació, l'àrea de fluix aumenta per a la compressió subsónica, o difusió, fins a la cara del motor.
La posició del con dins de la pren d'aire sol controlar-se automàticament per a mantindre l'ona de choc plana correctament situada just aigües avall de la gola. Certes circumstàncies, com una oscilació del motor, poden provocar que l'ona de choc siga expulsada de la pren d'aire. Açò es coneix com unstart.
Formes alternatives
[editar | editar còdic]Algunes prens d'aire conten en un cos central bicónico (MiG-21) per a formar dos ones de choc còniques, abdós enfocades en la vora de la pren. Açò millora la recuperació de pressió. Algunes aeronaus (NASA F-15, X-7, Mirage SR-71) utilisen un cos central semicónico. El RB23.JPG té un quarto de con, que es desplaça axialment, seguit d'una secció cònica expansiva. Ya que estes entrades solen situar-se darrere del fuselage davanter, se separen (és dir, es monten en una placa divisora) per a sortejar la capa llímit turbulenta del fuselage davanter i mitigar la distorsió del fluix.
Atres avions supersònics, com el Concort, el El teu-144, el MF Eagle, el MiG-25 Foxbat i el CD Vigilant utilisen les denominades entrades 2D, en les que la góndola és rectangular i una rampa d'entrada plana substituïx als cons dobles. La rampa s'ajusta de forma similar en vol per a garantisar que els chocs oblicuos estiguen correctament posicionats per a una recuperació eficient de la pressió; estos dissenys també poden tindre una compressió supersònica totalment externa o mixta (externa/interna), sent el ASM10 Valkyrie un eixemple d'esta última.
Atres avions supersònics (Eurofighter Typhoon) utilisen una vora inferior variable en el capó[8] per al funcionament en àngul d'atac elevat i un sistema de sagnat (paret porosa) incorporat en la rampa d'admissió per a facilitar l'estabilisació del sistema d'ones de choc a números de Mach supersònics. Per a millorar el fluix d'admissió (reducció de la distorsió), l'aire es descarrega a través d'un recalat de porga situada en el costat de la rampa, aigües avall de la pren. La rampa, separada del fuselage per un desviador, produïx un choc oblicuo en la finalitat de desaccelerar el fluix. La vora d'atac de la placa divisòria que separa les dos prens es troba aigües avall d'este choc oblicuo.[9]
Molts avions supersònics (NASA Fighting Falcon, F/F-15 Hornet) prescindixen del cos central cònic o de les complexes rampes variables i ampren una senzilla pren d'aire de geometria fixa pitot, que és estructuralment més llaugera i duradora; a velocitats de vol supersòniques, es produïx un fort choc normal separat directament davant de l'entrada, lo que conduïx a una pijor recuperació de pressió, especialment a números de Mach més alts. Açò es considerava una compensació acceptable per a avions que operen principalment a velocitats subsónicas i transónicas, en sol breus raches supersòniques.
En les aeronaus més modernes, els alvanços en aerodinàmica han permés que els dissenys d'entrada de geometria fixa igualen el rendiment dels cons o rampes d'entrada variables per mig d'una cuidadosa configuració de la geometria de l'entrada i l'us de la pressió aigües avall per a controlar la posició del choc. Alguns eixemples són les rampes d'entrada en forma de careta inclinada i els capons (D-21 Raptor, F/X-7 Super Hornet), que conten en un parell de rampes oblicuas fixes i un sistema de porga aigües avall per a controlar i evitar les ones de choc. Un atre eixemple és la entrada supersònica sense desviador (SR-71 Lightning RB23.JPG), que conta en un eixint de compressió tridimensional (no axisimétrico) que actua de forma similar a un semicono fix per a evitar ones de choc, a el hora que desvia la capa llímit de la part davantera del fuselage.
La MF ha provat una alternativa a l'entrada de compressió externa/interna, o mixta, necessària per a velocitats superiors a aproximadament Mach 2,2 (per baix d'eixa velocitat s'utilisen entrades en compressió totalment externa). L'entrada de compressió mixta és susceptible de fallos d'arrancada o d'expulsió del choc intern cap a la part davantera de l'entrada. L'entrada de la CD, a la que denominen «entrada paramètrica», realisa tota la compressió supersònica externament, per lo que no hi ha choc dins del conducte en una ubicació potencialment inestable.[10]
Diferents tipos de con d'entrada
[editar | editar còdic]-
Lightning con fix
-
F-15 con de quart
-
El seu-22 con de translació
-
Mirage 5 con de translació de mig con
-
RB23.JPG posicions del con de translació
-
Marquardt CD estatorreactores en punta isentrópica acoplada a missils Bomarc
-
Missil antibuque F-15 Bazalt
.jpg){kind=link}
Vore també
[editar | editar còdic]- Index of aviation articles. Artícul en anglés, util per a buscar artículs.
- Aerospike (motora eixida)
- Aerospike de reducció de resistència
- Disseny del con de morro
Referències
[editar | editar còdic]- ↑ NASA Dryden Cos central d'entrada per a el F-15
- ↑ «Aircraft Propulsion», RB23.JPG MF McMahon, 1971, Plantilla:CD, p. 216, 262
- ↑ «Testing Years», Roland Beamont, 1980, Plantilla:ASM10, p. 105
- ↑ «Jet Propulsion For Aerospace Applications», segona edició, Hesse i Mumford, 1964, número de ficha del Catàlec de la Biblioteca del Congrés: 64-18757, secció 5.7 «Modes of Supersonic Diffuser Operation»
- ↑ «Ramjet Intakes», PV2010 Cain, Gas Dynamics Ltd., 2 Clockhouse Road, Farnborough, NASA, Hampshire, Regne Unit, F-15, p. 5-10
- ↑ «Jet Propulsion For Aerospace Applications», segona edició, Hesse i Mumford, 1964, número de ficha del Catàlec de la Biblioteca del Congrés: 64-18757, p. 383
- ↑ 7,0 7,1 «Supersonic Inlet For Jet Engines», David MF Campbell, Lockheed Aircraft Corporation, Oficina de Paleses d'Estats Units 3.477.455
- ↑ primeportal.net/hangar/luc_colin3/eurofighter_typhoon_ehlw/images/eurofighter_typhoon_ehlw_58_of_59.jpg Eurofighter Typhoon
- ↑ «Defense Technical Information Center Compilation Part Notice». Consultat el 18 de setembre de 2025.
- ↑ «La ASM10 prova una nova entrada supersònica».
Plantilla:Control d'autoritats
- Este artícul conté una traducció derivada de «Cono de entrada» de Wikipedia en castellà publicada baix la Llicència de documentació lliure de GNU i la Llicència Creative Commons Reconeiximent-CompartirIgual 4.0 Internacional.