Can ett konvergent munstycke användas för en supersonisk jetmotor?

Kort svar: Ja.

Ett konvergent munstycke tillåter inte supersoniska utgångshastigheter för förbränningsgaserna, men på grund av sin höga temperatur är deras ljudhastighet betydligt högre än den omgivande luftens. Till exempel vid 700 ° C är ljudets hastighet i luft 625 m / s. Eftersom tryckkraften bestäms huvudsakligen av skillnaden i in- och utgångshastigheter för luften som strömmar genom en motor krävs en högre hastighet än flyghastighet för positiv kraft. Låg supersonisk flyghastighet är helt möjligt med ett konvergent munstycke.

Långt svar: Bättre inte.

När flygplanet passerar ljudbarriären, ökar tråden bara långsamt eftersom dragkoefficienten faktiskt sjunker. Om designen är avsedd att flyga supersoniskt, vilket medför många designanpassningar, är det meningsfullt att gå för högre supersonisk hastighet. Detta kräver dock både en justerbart intag och en justerbart konvergerande divergerande munstycke . Båda ökar effektiviteten, dramatiskt så vid högre Mach-nummer. Det enkla pitotintaget av F-16 är bara tillräckligt bra för Mach 1.6, men fortfarande dess F-110-motor har ett munstycke.

Med ett anpassningsbart konvergent munstycke kan avgaserna accelereras upp till ljudets hastighet men inte mer. En förminskning av flödesbanan kommer att accelerera subsoniskt flöde, men bara till ljudets hastighet. Endast en divergerande strömningsväg kommer sedan att accelerera flödet vidare till supersonisk hastighet. Ett konvergent munstycke kommer att vara kortare och lättare, men innebär att man slänger bort en hel del användbar energi med de heta avgaserna. I de flesta fall skulle det vara mer effektivt att omvandla värmeenergin från avgaserna till mer fart genom att accelerera dem till supersonisk hastighet.

Konvergenta munstycken är bara meningsfulla om flygplanet är konstruerat endast för korta, begränsade supersoniska bindestreck, men kommer att spendera nästan all flygtid vid subsoniska hastigheter. Exempel är Northrop F-5E eller Panavia Tornado .

Can a supersonic fighter incorporate a convergent nozzle?

Det existerar faktiskt.

Den Panavia Tornado har en maximal hastighet på Mach 2.2 vid 9000m höjd och har variabel geometri konvergerande munstycken (även om de endast fungerar för efterbrännaren, medan turbins munstycke är konvergent-divergerande):

Fotofrån Airliners.net

Det finns en tankeskola som hävdar att det konvergenta munstycket är en ineffektiv version av det konvergerande divergenta munstycket. Strålhastigheten kommer att stiga till maxima vid munstyckets hals (minsta yta) och sedan lämna munstycket och expandera igen mot atmosfärstryck.

Du kommer att upptäcka att ett fast konvergerande munstycke inte skulle användas eftersom ett fast munstycke av något slag kommer att vara mindre effektivt än ett rörligt geometrismunstycke. Möjligheten att ställa in munstycket för lokalt atmosfärstryck, lufthastighet och motorns gasreglering är nyckeln till effektiv framställning av tryckkraft.

Kan det användas? Ja Men omständigheterna där det är det bästa alternativet är förmodligen så begränsat att det aldrig blir det rätta valet.

Pilot här, liksom en ingenjör som gjorde det mesta av vägen till en Airframe och Powerplant tekniker licens på en punkt i livet och arbetade mycket på munstycken, inklusive vid Jet Propulsion Laboratory (mycket roligt).

Om du vill förstå munstycksformer är en rolig introduktion att läsa om formen som inspirerade moderna raket (och vissa jet) munstycken, de Laval-munstycket .

Låt oss komma ihåg att det vi vill ha (det ignorerar för tillfället optimering av luftvolymen för att mata förbränning) är HÖGHASTIGHET i OUTGOING JET EXHAUST .

I ett SUBSONIC-flöde förblir luften komprimerbar och ett konvergerande subsoniskt munstycke ökar hastigheten medan trycket och temperaturen minskar. (Det finns faktiskt ungefär ett dussin underkasser här som jag är säker på att andra kommer skrika på mig, så anser att P och T minskar för att vara en oförklarlig förenkling från min sida för att undvika en annan förklaringssida.) Så för en långsammare avgashastighet , ger en konvergerande munstycke perfekt känsla.

Den idealiska situationen för SUPERSONIC-flödet är konvergerande divergerande (se de Laval igen) eftersom, för isentropiskt flöde, konvergerande delen bygger energi upp till punkten sonisk hastighet. Den här sonikpunkten sätts sedan rätt vid "halsen" där konvergerande blir divergerande och den divergerande delen förvandlar värme och tryck till mer hastighet upp till relativt höga värden av supersonisk. Observera att en modern jetmotor är ganska komplicerad i luftflödet och "halsen" kan vara djupt inne i motorn och inte se ut som en raketmotor hals alls.

Av dessa skäl förväntar vi oss att vi ser konvergerande slutmunstycken på subsoniska flygplan som flygplan och några stridsflygplan, medan supersoniska strålar normalt har dykande munstycken. Om du ser ett konvergerande munstycke på en supersonisk skicklig fighter titta noga på det för att se om det är artikulerat för att byta form under flygningen - vilket är ganska vanligt förekommande.

När allt är sagt, är rymddesigners mycket smarta och sprutar bränsle (efterbrännare) kan orsaka icke-isotropiskt flöde om det är konstruerat för det. Så jag kommer inte att gå ut och säga att det inte finns några konvergerande munstycks supersoniska munstycksdysor, men åtminstone nu vet du varför de skulle vara undantaget och inte regeln:)

Var snäll att posta frågor om jag hoppade över något som borde tas upp ...

För ett supersoniskt plan, ett konvergent munstycke med decelerera flödet. Detta krävs endast vid kompressorn , där flödeshastigheten ska vara långsammare, men efter det att man får större kraft måste flödet bli accelererat .

Nu kan man argumentera att om ett supersoniskt flöde kommer in i ett konvergerande munstycke, skulle det accelerera så subsonisk hastighet (vid ca Mach 1), varefter det konvergenta munstycket skulle accelerera flödet. Men detta skulle aldrig uppnå några Mach över 1 för flödet, eftersom så snart som flödet toppar Mach 1, skulle det sakta igen av den konvergerande delen av munstycket igen. Så Max Exit Mach man kan förvänta sig att gå ut ur ett konvergent munstycke är 1 (om ingången är supersonisk eller subsonisk).

För supersonisk flygning är det nödvändigt att utgångsnummeret är större än 1. I sådana fall måste man använda det konvergerande divergerande munstycket (C-D-munstycket).

Om någon vill bygga en motor som kan accelerera ett plan till supersoniska hastigheter med subsonisk (eller transonisk) avgashastighet, så kan man säkert använda konvergerande munstycken bara . Men , det finns en fångst:

Stödjämförelsen är:

Här för en motor i fri ström är Pe ungefär lika med P0. Så för positiva drag, vill termen som innehåller Ve och V0 ge ett positivt svar. Så att skapa en motor där Ve < V0 (eftersom V0 är den fria strömningshastigheten som är supersonisk, och Ve är utgångshastighet som antas vara transonisk i detta fall) måste man utlösa en massa Me med hög hastighet. Det betyder att det är tekniskt möjligt att skapa en motor som ger supersonisk flygning vid transonutsläppshastighet, men en sådan konfiguration kommer att kosta dig mycket bränsle.

Om du anser att utgångstemperaturen är väldigt hög, kan vi säga omkring 1200 k, och vi kan säga att inmatningstemperaturen för fri ånga är cirka 300 k, det betyder att avgashastigheten kan vara ungefär två gånger Mach 1 lufthastighet vid 300k (utan att vara supersonisk), dvs ca 630 mps. Om du matar in maskin är ca 1,2, som tranlates för att mata in freestream hastighet på 380 mps (apx). Det betyder att din utgång har accelererat till 630 mps från 380 mps, bara med hjälp av ett konvergent munstycke. Men det skulle fortfarande kräva att mycket bränsle ska brännas (eftersom den kraft som krävs för att flyga ett plan är några tusen kilo i vikt väldigt hög).

Därför är det möjligt, men på bekostnad av flygplanets effektivitet