なぜSR-71のJ58エンジンは吸入スパイク後にディフューザーを持っていますか?

ディフューザーが吸入スパイク後の圧縮空気を「広げる」ことができると聞きました。これは何を意味するのでしょうか?これが膨張を意味するならば、それが圧縮室に入る前にそれを圧縮させることは有益ではないでしょう、なぜそれが広がるのでしょうか?

9
あなたが有益であると考えるものに対して正確に:圧力を上げ、その結果、マッハ3.2で推力の大部分を作り出します。ノズルは総推力の半分以下を加えています。
追加された 著者 Peter Kämpf,

2 答え

一般的に、コンプレッサーは、衝撃波のために超音速で効率的に動作することはできませんが、インレットコーン

円錐の位置とディフューザの形状は、対気速度に応じて調整されます。ディフューザーの全体的な形状は広がっています。

From Bernoulli's principle, the diffuser decreases velocity and increases pressure according to:

$ \ frac 1 \ rho \; dp = - \ mathrm V \; d \ mathrm V $ここで$ \ rho $は空気密度です。

このビデオをご覧ください:圧力と速度の詳細については、収束ノズルの収束をご覧ください。ノズル/ディフューザの影響を受けます。ここに要約があります:

enter image description here

J58はラムジェット内のターボジェットです。エンジンのフォワードセクションには複雑な役割があります。これは、広範囲の速度(0〜マッハ3.2)および高度(0〜85,000フィート)に適応し、対気速度に応じてターボジェットまたはラムジェットのいずれかとして動作するように空気流を変更する。

enter image description here
Simplified adjustment of the airflow (source).

Actual mechanism used at different airspeed ranges in the J58: enter image description here (Source)

13
追加された

実際、ディフューザーの仕事は推力を作り出すことでした。奇妙に聞こえる?それから読む!

超音速では、吸気口の前方のスパイクは、空気を減速して圧縮するために、より急な衝撃のカスケードを作ります。内側では、流れが最終的なストレートショックでマッハ1以下に減速するまで、断面はさらに絞り込まれます。これは、喉と呼ばれる最小断面のポイントです。亜音速に落ちると、流れの振る舞いが根本的に変わります。超音速では、横断面が狭くなると減速しますが、今度は横断面の拡大が必要です。それが減速するにつれて、流れの運動エネルギーは圧力に変換されるので、圧縮機の面では流れはマッハ0.4だけ速いが、周囲圧力の約40倍である。これは、F120やGE90のような現代のジェットエンジンの圧力比と、1950年代のターボコンプレッサーの圧力比を上回る圧力比に関することに注意してください。

コーンを動かすことによって、スロートの位置は、吸気が全飛行速度範囲にわたって働くように調整される。亜音速からマッハ3.2までのキャプチャ領域は112%増加し、スロート幅は亜音速値の54%に狭められます。

ディフューザは、吸気流の亜音速領域を減速させるために必要である。同時に、壁に押し付けられる高圧空気で満たされます。飛行方向の投影領域に作用する圧力は、J58の全推力の大部分を占めています。エンジンの仕事は、ディフューザ内の空気を吸い取って最終的に飛行速度以上に戻すことです。

私は、このページに基づいて80%推力を主張しているとは言えませんが、その点を説明しています。

マッハ3.2クルーズでは、入口システム自体が実際に80   推力とエンジンの割合はわずか20%で、J58   現実にはターボラムジェットエンジンです。

少し下に、それはより信頼できる数字を私たちに提示します:

マッハ3では、インレット自体が全推力の54%を生成します   圧力回収、エンジンはわずか17%、エゼクタ   システム29%。クルーズ時の圧縮比は40対1です。

また、ターボラムジェットと呼ぶ理由は、実際には、このページ

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.

SR-71のインテークデザインだけではありませんでした。Concordeの Olympus 593 エンジンとナセル:

Concorde nacelle cross section

コンコルドナセル横断面とスラスト破壊(画像は情報源

5
追加された
@JanHudec:はい、絶対に。内部の圧力を統合するときだけ、ディフューザーが主なスラスト源になります。それは、エンジンがディフューザーの最後の圧力を下げて、その空気をすべて排出するためです。勢いの変化を見ると、ディフューザーは吸気流量を減速させて推力を減少させます。エンジンがその遅い流れを再び加速することができるからだけ、我々は積極的な推力を得ることができる。
追加された 著者 Peter Kämpf,
インレットが80%の推力に寄与し、エンジンが20個だけ奇妙に聞こえるとします。ディフューザーは力の主な作用点です(亜音速エンジンではコンプレッサーです)ので、その背後の高温部分のために力はまだ存在します。燃焼によって供給されるエネルギーがないと推力はありません。だから、依然として推力を生み出すのはエンジンです。それは圧迫部分に作用するだけです。なぜなら、圧力が作用する重要な後ろ向きの面を持っているからです。
追加された 著者 Jan Hudec,