Varför har J58-motorn på SR-71 en diffusor efter inloppspiken?

Generellt kan en kompressor inte fungera effektivt vid supersonisk hastighet på grund av chockvågorna, rollen för inloppskonan och diffusorn är att sakta ner luften under Mach 1. Det finns ett liknande behov av en ramjet så att förbränningen kan ske i motorn och producera drivkraft.

Konpositionen och diffusormometrin justeras enligt flyghastigheten. Den övergripande formen av diffusorn är divergerande.

Från Bernoulli-principen minskar diffusorn hastigheten och ökar trycket enligt:

$ \ frac 1 \ rho \; dp = - \ mathrm V \; d \ mathrm V $ där $ \ rho $ är luftdensitet.

Titta på den här videon: Konvertera divergerande munstycken för mer information om hur tryck och hastighet påverkas i ett munstycke / en diffusor. Här är en sammanfattning:

J58ärturbojetienramjet.Motornsframsidaharenkompliceradroll.Denanpassarsigtillettstortantalhastigheter(0tillMach3.2)ochhöjd(0till85000ft),ochändrarluftflödetförattfungerasomturbojetellersomramjet,beroendepåflyghastigheten.

Förenkladjusteringavluftflödet( källa ).

Faktisk mekanism som används vid olika luftfartsområden i J58: ( Källa )

Faktum är att diffusorns uppgift var att skapa dragkraft. Låter konstigt? Läs sedan vidare!

Vid supersonisk hastighet kommer spetsen framför inloppet att skapa en kaskad av ständigt brantare stötar för att sakta ner och komprimera luften. Insidan smalnar tvärsnittet ytterligare tills flödet sänks till under Mach 1 i en slutlig, rak chock. Detta är punkten för det minsta tvärsnittet, som kallas halsen. Att falla till subsonisk hastighet förändrar fundamentalt flödesbeteendet: När det tidigare skulle, vid supersonisk hastighet, skulle det sakta ner i en smalare tvärsnittsprofil, behöver den nu en bredare tvärsnittsprofil för att sakta ner. När den saktar ner omvandlas flödesens kinetiska energi till tryck, så vid kompressorns ansikte är flödet bara Mach 0,4 snabbt men har nästan 40 gånger omgivande tryck. Observera att det handlar om tryckförhållandet mellan moderna jetmotorer som F120 eller GE90 och långt över tryckförhållandena på turbokompressorer från 1950-talet.

Genom att flytta konen justeras halsens läge så att intaget fungerar över hela flyghastighetsintervallet. Från subsonic till Mach 3.2 ökar infångningsområdet med 112% medan halsbredden sänks till 54% av dess subsoniska värde.

Diffusorn behövs för att sakta ner den subsoniska regionen av intagflödet. Samtidigt fylls den med högtrycksluft som skjuter vid dess väggar. Trycket som verkar på projektionsområdet i flygriktningen bidrar till huvuddelen av J58s totala dragkraft. Arbetet med motorn är att suga bort luften i diffusorn och så småningom accelerera den till flyghastigheten och över.

Jag anser att påståendet om 80% stöt på den här sidan är inte riktigt sant, men det illustrerar punkten.

At Mach 3.2 cruise the inlet system itself actually provided 80 percent of the thrust and the engine only 20 percent, making the J58 in reality a turbo-ramjet engine.

Lite ner, presenterar vi oss med mer trovärdiga nummer:

At Mach 3, the inlet itself produces 54% of total thrust through pressure recovery, the engine contributing only 17% and the ejector system 29%. The compression ratio at cruise is 40 to 1.

Anledningen till att den kallas turbo-ramjet är också en annan, som anges på den här sidan :

The SR-71's Pratt & Whitney J58 engines were rather unusual. They could convert in flight from being largely a turbojet to being largely a compressor-assisted ramjet. At high speeds (above Mach 2.4), the engine used variable geometry vanes to direct excess air through 6 bypass pipes from downstream of the fourth compressor stage into the afterburner. 80% of the SR-71's thrust at high speed was generated in this way, giving much higher thrust, improving specific impulse by 10-15%, and permitting continuous operation at Mach 3.2. The name coined for this configuration is turbo-ramjet.

Däremot var SR-71: s intagsdesign inte ensam: Se nedan för en uppdelning av dragkrav inom Concorde Olympus 593 motor och nacelle:

Concordenacelletvärsnittochtryckfördelning(bild källa )