Inlet cone

Inlet cones (sometimes called shock cones or inlet centerbodies^[1]) are a component of some supersonic aircraft and missiles. They are primarily used on ramjets, such as the D-21 Tagboard and Lockheed X-7. Some turbojet aircraft including the Su-7, MiG-21, English Electric Lightning, and SR-71 also use an inlet cone. The inlet cone for circular/axisymmetric inlets has its equivalent in the intake ramp for 2-D/rectangular inlets.

An inlet cone, as part of an Oswatitsch-type inlet used on a supersonic aircraft or missile, is the 3D-surface on which supersonic ram compression for a gas turbine engine or ramjet combustor takes place through oblique shock waves. Slowing the air to low supersonic speeds using oblique shocks generated by a cone minimizes loss in total pressure (increases pressure recovery). Also, the cone, together with the inlet cowl lip, determine the area which regulates the flow entering the inlet. If the flow is more than that required by the engine then shock position instability (buzz) can occur. If less than that required then the pressure recovery is lower which reduces engine thrust.^[2]

An inlet with cone may be used to supply high pressure air for ramjet equipment which would normally be shaft-driven on a turbine engine, eg to drive turbopumps for the fuel pump on the Bristol Thor ramjet and hydraulic power on the Bristol Bloodhound missile.

The cone angle is chosen such that, at the design condition for the inlet (Mach 1.7 for the English Electric Lightning inlet^[3]), the shock wave that forms on its apex coincides with the cowl lip. The inlet passes its maximum airflow and achieves its maximum pressure recovery.^[4] A higher design speed may require two oblique shocks focussed on the lip to maintain an acceptable pressure recovery and pass maximum airflow. In this case a biconic cone is required with two angles ( the Bristol Thor ramjet has 24 and 31 degrees for a design speed of Mach 2.5).^[5] For higher speeds a more smoothly contoured transition between cone angles may be used in what is known as an isentropic spike (Marquardt RJ43 ramjet).^[6]

El cuerpo cónico puede ser un cono completo en el centro de una entrada redonda ( MiG-21 ), medio cono en una entrada lateral del fuselaje ( Lockheed F-104 Starfighter ) o un cuarto de cono en una entrada lateral del fuselaje/bajo el ala ( General Dynamics F-111 Aardvark ).

La parte posterior del cono, más allá de su diámetro máximo, orientada hacia atrás y oculta dentro del conducto, tiene una forma similar a la de la parte frontal sobresaliente. El cono visible es un difusor supersónico que requiere una baja pérdida de presión total, y la parte posterior aerodinámica, junto con el perfil de la superficie interna del conducto, forma el difusor subsónico, que también requiere una baja pérdida de presión total a medida que el aire disminuye su velocidad hasta alcanzar el número de Mach de entrada del compresor.

Para números de Mach inferiores a aproximadamente 2,2, toda la compresión de choque se realiza externamente. Para números de Mach más altos, parte de la difusión supersónica debe tener lugar dentro del conducto, lo que se conoce como compresión externa/interna o mixta. En este caso, la parte posterior de la superficie cónica frontal, junto con el perfil de la superficie interna del conducto, continúa la difusión supersónica con choques oblicuos reflejados hasta el choque normal final. En el caso del Lockheed SR-71 Blackbird, donde parte de la compresión supersónica tiene lugar dentro del conducto, las superficies de la punta y la cubierta interna se curvaron para lograr una compresión isoentrópica gradual. ^{[ 7 ]} El cono de entrada también tiene diferentes posiciones axiales para controlar cómo varía el área de captura con el área de la garganta interna del conducto. Para un funcionamiento óptimo de la entrada, esta relación de área requerida aumenta con el número de Mach de vuelo, de ahí el gran movimiento del cono de entrada en el SR-71 , que debía funcionar bien desde bajas velocidades hasta Mach 3,2. En el SR-71, el cono se mueve hacia atrás a velocidades más altas. ^{[ 7 ]}

A velocidades de vuelo subsónicas, la entrada cónica funciona de forma muy similar a una toma Pitot o un difusor subsónico. Sin embargo, cuando el vehículo alcanza velocidades supersónicas, aparece una onda de choque cónica que emana del vértice del cono. El área de flujo a través de la onda de choque disminuye y el aire se comprime. A medida que aumenta el número de Mach de vuelo, la onda de choque cónica se vuelve más oblicua y finalmente impacta en el borde de la entrada.

Para velocidades de vuelo más altas, se requiere un cono móvil para permitir que la compresión supersónica se produzca de manera más eficiente en un rango de velocidades más amplio. Con el aumento de la velocidad de vuelo, en la entrada de aire supersónica de cono móvil típica de tipo Oswatitsch, el cono se mueve hacia adelante (MiG-21), y si no es una entrada de aire de tipo Oswatitsch (SR-71), se mueve hacia atrás o hacia la entrada. En ambos casos, debido a la forma de la superficie del cono y la superficie del conducto interno, el área de flujo interno se reduce según sea necesario para continuar comprimiendo el aire supersónicamente. La compresión que ocurre en esta trayectoria se denomina "compresión interna" (a diferencia de la "compresión externa" en el cono). En el área de flujo mínima, o garganta, se produce una onda de choque normal o plana. El área de flujo aumenta entonces para la compresión subsónica, o difusión, hasta la cara del motor.

La posición del cono dentro de la entrada de aire se controla automáticamente para mantener la onda de choque plana correctamente ubicada justo después de la garganta. Ciertas circunstancias, como una sobretensión del motor, pueden provocar que la onda de choque sea expulsada de la entrada de aire. Esto se conoce como un arranque fallido .

Algunas tomas de aire cuentan con un cuerpo central bicónico ( MiG-21 ) para formar dos ondas de choque cónicas, ambas concentradas en el borde de la entrada. Esto mejora la recuperación de presión. Algunas aeronaves ( BAC TSR-2 , F-104 , Mirage III ) utilizan un cuerpo central semicónico. El F-111 tiene un cuarto de cono que se mueve axialmente, seguido de una sección cónica en expansión. Debido a que estas tomas suelen estar ubicadas detrás del fuselaje delantero, se colocan separadas (es decir, montadas sobre una placa divisora ) para evitar la capa límite turbulenta del fuselaje delantero y mitigar la distorsión del flujo.

Otros aviones supersónicos como el Concorde , el Tu-144 , el F-15 Eagle , el MiG-25 Foxbat y el A-5 Vigilante utilizan las llamadas tomas de aire 2D, donde la góndola es rectangular y una rampa de admisión plana reemplaza los conos dobles. La rampa se ajusta de manera similar en vuelo para asegurar que las ondas de choque oblicuas estén correctamente posicionadas para una recuperación de presión eficiente; estos diseños también pueden tener compresión supersónica totalmente externa o mixta externa/interna, siendo el XB-70 Valkyrie un ejemplo de esto último.

Algunos otros aviones supersónicos ( Eurofighter Typhoon ) utilizan un labio inferior de la cubierta variable ^{[ 8 ]} para operar con ángulos de ataque elevados y un sistema de purga (pared porosa) incorporado en la rampa de admisión para facilitar la estabilización del sistema de choque a números Mach supersónicos. Para mejorar el flujo de admisión (distorsión reducida), el aire se descarga a través de una ranura de purga en el lado de la rampa, aguas abajo de la admisión. La rampa, que está separada del fuselaje por un deflector, produce un choque oblicuo para desacelerar el flujo. El borde de ataque de la placa divisora ​​que separa las dos tomas de aire se encuentra aguas abajo de este choque oblicuo. ^{[ 9 ]}

Muchos aviones supersónicos ( F-16 Fighting Falcon , F/A-18 Hornet ) prescinden del cuerpo central cónico o de las rampas variables complejas y emplean una toma de aire Pitot de geometría fija , que es estructuralmente más ligera y duradera. A velocidades supersónicas, se produce una fuerte onda de choque normal justo delante de la entrada, lo que resulta en una recuperación de presión deficiente, especialmente a números Mach elevados. Esto se consideró una compensación aceptable para aeronaves que operan principalmente a velocidades subsónicas y transónicas, con solo breves tramos supersónicos transitorios.

En las aeronaves más modernas, los avances en aerodinámica han permitido que los diseños de entrada de geometría fija igualen el rendimiento de los conos o rampas de entrada variables mediante un cuidadoso modelado de la geometría de la entrada y el uso de la presión aguas abajo para controlar la posición de la onda de choque. Algunos ejemplos incluyen las rampas y cubiertas de entrada en forma de cuña ( F-22 Raptor , F/A-18 Super Hornet ), que cuentan con un par de rampas oblicuas fijas y un sistema de purga aguas abajo para controlar y evitar ondas de choque. Otro ejemplo es la entrada supersónica sin deflectores ( F-35 Lightning II ), que tiene una protuberancia de compresión tridimensional (no axisimétrica) que actúa de forma similar a un medio cono fijo para evitar ondas de choque y, al mismo tiempo, desviar la capa límite del fuselaje delantero.

La NASA ha probado una alternativa a la entrada de compresión externa/interna, o mixta, necesaria para velocidades superiores a Mach 2.2 (por debajo de esa velocidad se utilizan entradas con compresión totalmente externa). La entrada de compresión mixta es susceptible a fallos de arranque o expulsión de la onda de choque interna hacia delante de la entrada. La entrada de la NASA, que denominan Entrada Paramétrica, realiza toda la compresión supersónica externamente, por lo que no hay onda de choque dentro del conducto en una ubicación potencialmente inestable. ^{[ 10 ]}

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  Cono fijo de rayo
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  Cuarto de cono F-111C
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  Cono de traslación Su-22
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  Mirage 5, medio cono de traslación
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  Posiciones de cono de traslación del SR-71
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  Los estatorreactores Marquardt RJ43 con punta isoentrópica acoplados a los misiles Bomarc.
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  P-800 Oniks
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  Misil antibuque P-500 Bazalt

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• Motor Aerospike
• Aerospike reductor de resistencia
• Diseño del cono de nariz
• Placa divisora

• Grundlagen der Gasdynamik; Klaus OSWATITSCH. Springer, 1976.
• Benson, T. (2004). Índice de aerodinámica de alta velocidad . Recuperado el 19 de noviembre de 2004.
• Eden, P. y Moeng, S. (2002). Anatomía de las aeronaves militares modernas . Aerospace Publishing Ltd. ISBN 1-58663-684-7.

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