언타트

Unstart
마하 2에서 축대칭 섭취의 분열을 보여주는 Schlieren 흐름 시각화.좌측에 분명한 충격 구조물이 있고, 우측에서 흡수를 시작함.

초음속 공기역학에서, 무연탄은 일반적으로 초음속 기류의 격렬한 파괴를 가리킨다.이 현상은 덕트 내에서 질량 유량이 크게 변화할 때 발생한다.마하 2.2를 초과하는 속도로 순항하는 초음속 항공기 엔진 공기 흡입구(미국) 설계의 핵심 목표다.

어원

이 용어는 초기의 초음속 풍동 터널을 사용하면서 생겨났다.초음속 풍동 "시작"은 공기가 초음속으로 변하는 과정이고, 풍동 굴의 비탈출은 그 반대 과정이다.[1]시작 또는 비작동 과정에서 발생하는 충격파는 Schlieren 또는 섀도그래프 광학 기법으로 시각화할 수 있다.

항공기 엔진 흡입 시

초음속 항공기용 일부 공기 흡입구 설계는 초음속 풍동 설계와 비교할 수 있으며, 분리되지 않도록 세심한 분석이 필요하다.[2]높은 초음속(보통 마하 2에서 3 사이)에서 내부 압축이 있는 흡입구는 흡기구 포획면의 다운스트림 초음속 흐름을 갖도록 설계된다.흡입구 포획면을 가로지르는 질량 흐름이 엔진의 다운스트림 질량 흐름과 일치하지 않으면 흡입구가 분리된다.이는 흡기가 다시 시작될 때까지 폭력적이고 일시적인 제어 상실을 야기할 수 있다.[3]

비록 많은 램젯으로 움직이는 미사일들이지만, 흡기구 안에서 초음속 압축이 일어나는 흡기구로 비행한 항공기는 거의 없다.혼합압축흡입으로 알려진 이러한 섭취는 마하 2.2 이상에서 순항하는 항공기에 이점이 있다.[4]대부분의 초음속 항공기 취입은 외부적으로 공기를 압축하기 때문에 시동이 걸리지 않고 따라서 분리 모드가 없다.혼합 압축 흡기는 초기 초음속 압축을 외부로 가지고 나머지는 덕트 내부에 가지고 있다.일례로 북미 XB-70 발키리에 대한 섭취는 외부 압축비(cr)가 3.5이고 내부 cr이 약 6.6이었고 [5]아음속 확산이 그 뒤를 이었다.록히드 SR-71 블랙버드와 XB-70 발키리는 잘 알려져[6][7] 있지 않은 행동을 보였다.내부 압축으로 비행한 다른 항공기로는 보우트 F-8 크루세이더 III, SSM-N-9 레귤러스 II 순항 미사일[8], B-1 랜서 등이 있다.[9]

부분적 내부 압축은 콩코드(Scorde, 1959년 초음속 운송 항공기 위원회가 SST에 마하 2.2로[10] 순항할 것을 권고했었다)에 대해 검토되었지만, "충격 시스템의 내재적 안정성에 대해 외부 구성이 선택되었다. 즉, 비파트 모드가 없었다."[11]흡입구 내부의 램프 경계층 블리딩 슬롯에 대한 정상적인 충격에 의해 종료된 내부 압축이 있었지만, 흡입구는 아무런 문제점도 없이 공기역학적으로 자가 보정되고 있었다.[12][13]B-1 Lancer의 개발 초기에 외부/내부 혼합 흡수는 기술적으로는 안전하지만 순항 속도에 있어서는 약간의 타협을 통해 외부 흡입구로 변경되었다.[14]그 후에 그것은 복잡성, 중량, 비용을 줄이기 위해 고정된 섭취를 가졌다.[15]

예를 들어 오스위츠에 의한 1940년대 연구는 초음속 확산기로 알려진 덕트 내의 초음속 압축이 M2-3에서 외부 압축으로 얻을 수 있는 압력 회수를 증가시키기 위해 필요하게 된다는 것을 보여주었다.[16]비행 속도가 엄청나게 증가함에 따라 충격 시스템은 처음에는 외부적이다.SR-71의 경우 이는 XB-70의 경우 M1.6에서 M1.8까지[17], M2까지였다.[18]섭취량이 부족하다고 한다.속도가 더 증가하면 덕트 안에서 초음속 속도가 생성되고 목 근처에서는 비행기 쇼크가 발생한다.흡수가 시작된다고 한다.돌풍/대기권 온도 구배 및 엔진 기류 변화(급상승으로 인한)와 같은 상행 또는 하행 장애는 거의 즉각적으로 충격을 배출하는 경향이 있다.비탈진격으로 알려진 충격의 제방은 모든 초음속 압축이 단일 평면충격으로 외부적으로 일어나게 한다.흡입구는 M3 비행 속도에서 약 80%에서 약 20%로 압력 회수의 큰 손실에서 보여지듯이 덕트 내부에서 대부분의 초음속 압축이 발생하는 가장 효율적인 구성에서 가장 낮은 효율로 단초 만에 변경되었다.[19]항공기에 대한 일시적인 제어력 상실과 함께 섭취 압력과 추력 상실이 크다.

덕트 압력의 손실이 큰 비탈과 혼동하지 않는 것은 해머쇼크로 인한 덕트 과압이다.[20]흡기 시작 속도 이하의 속도 또는 외부 압축 흡수가 있는 항공기에서 엔진 서지 또는 컴프레서 스톨은 해머쇼크를 유발할 수 있다.흡입구 시작 속도 이상에서는 분리되어 흡입구 시스템의 설계 복잡성에 따라 스톨이 발생할 수 있다.[21]망치가 먹이에 손상을 입혔다.예를 들어, 북미 F-107은 고속으로 비행하는 동안 엔진 급류를 경험하여 흡입구 경사로를 구부렸다.개발 비행 시험 동안 콩코드는 양쪽 엔진이 모두 급상승한 후 하나의 나셀에 상당한 손상을 입었다.[22]

의도적

SR-71에서 비탈착이 일어났을 때, 비탈출 나셀로부터 매우 많은 양의 드래그가 극도의 구르기/요잉을 야기했다.그 항공기는 자동 재시동 절차를 거쳤는데, 이 절차는 다른 흡입구를 분리함으로써 드래그의 균형을 맞추었다.이 흡입구는 그 자체의 엄청난 양의 드래그를 가지고 있었는데, 흡입구 앞의 충격파를 포착하기 위해 스파이크가 완전히 앞으로 나갔다.[23]

회피

M3에서 감속하려면 엔진 공기 흐름 감소로 흡입구를 분리할 수 있는 추력 감소가 필요했다.SR-71 강하 절차는 바이패스 흐름을 사용하여 엔진 흐름이 감소함에 따라 마진을 분리했다.

XB-70의 스러스트 감소는 스로틀을 사용하여 공회전 시에도 엔진 흐름을 100% rpm으로 안정적으로 유지함으로써 달성되었다.이를 "rpm 로크업(rpm-lock-up)"으로 알려졌으며 노즐 면적을 늘려 추력을 줄였다.압축기 속도는 항공기가 M1.5까지 속도를 늦출 때까지 유지되었다.[7]

이론적 근거

보다 이론적인 정의를 사용하면, 언트래트는 하류 질량 흐름보다 더 큰 상류 질량 흐름을 가진 덕트에서 발생하는 초음속 질식 현상이다.질량 흐름의 불일치가 아음속 흐름과 대조적으로 업스트림에 점진적으로 확산될 수 없기 때문에 불안정한 흐름 결과가 나타날 수 없다.대신 초음속 흐름에서 이 불일치는 기체 흐름이 갑자기 아음속화되도록 하는 '정상' 또는 단자 충격파 뒤에 추진된다.그 결과 정상적인 충격파는 흐름 불일치가 평형에 도달할 때까지 효과적인 음향 속도로 상류로 전파된다.

쓸모없는 것을 개념화하는 다른 방법들이 있다.언트래트는 초음속 덕트 내부의 정체 압력 감소 측면에서 대안으로 생각할 수 있다. 즉, 상류 정체 압력이 하류 정체 압력보다 더 크다.언타트는 초음속 덕트에서 목 크기가 줄어든 결과이기도 하다.저것은 확산 목보다 입구의 목구멍이 더 크다.목의 크기가 이렇게 변화하면 질량 흐름이 감소하게 되는데, 이는 비정상적으로 정의된다.[24]

언트레트의 질식 반응은 덕트 내부에 충격파가 형성되는 결과를 낳는다.

충격 불안정 또는 버즈

특정 조건에서 덕트 앞이나 내부의 충격파가 불안정할 수 있으며, 상·하류로 진동한다.이 현상은 버즈라고 알려져 있다.[25]낮은 운동량 유체나 경계층과 상호작용하는 강한 충격파는 불안정하고 소음을 유발하는 경향이 있다.버즈 조건은 적절한 여유가 설계에 통합되지 않을 경우 구조적 역학으로 인한 고장을 야기할 수 있다.

참조

  1. ^ Liepmann, H.W. & Roshko, A. (1957). "Flow in Ducts and Wind Tunnels". Elements of Gasdynamics. John Wiley. ISBN 978-0-471-53460-0.
  2. ^ "Active Inlet Control". www.grc.nasa.gov. Archived from the original on 2000-01-08.
  3. ^ Barnes, TD. "The Blackbird Unstart by CIA A-12 Project Frank Murray". roadrunnersinternationale.com.
  4. ^ Gary L. Cole; George H. Neiner; Miles O. Dustin (August 1978). "Wind tunnel evaluation of YF-12 inlet response to internal airflow disturbances with and without control" (PDF). Nasa. Dryden Flight Res. Center Yf-12 Experiments Symp., Vol. 1. Lewis Research Center: 157. Retrieved 26 June 2017.
  5. ^ B-70 항공기 연구 최종 보고서 IV SD 72-SH-0003 1972년 4월, L.J.Taube, Space Division, North American Rockwell, 페이지 IV-8
  6. ^ "SR-71, 리처드 H. 그레이엄 1996, 제니스 프레스, ISBN 978-0-7603-0122-7, 페이지 56-60
  7. ^ a b "발키리" 젠킨스 & 랜디스 2004, 스페셜티 프레스, ISBN 1-58007-072-8, 페이지 136-137,144
  8. ^ "항공우주 응용을 위한 제트 추진" 제2판, 헤세 & 뭄포드 1964, 핏만 출판사, 의회 도서관 카탈로그 번호: 64-18757, 페이지.124-125
  9. ^ "Design for Air Combat" 레이 휘트포드 1987, 제인의 출판사 유한회사, ISBN 0 7106 0426 2, 페이지 132
  10. ^ The Airliner의 진화" 레이 휘트포드 2007, 크라우드 프레스, ISBN 978 1 86126 870 9, 페이지 172
  11. ^ "초음속 수송기용 공기 흡입구의 설계 및 개발" 레티 앤 루이스, 항공기 저널, 제5권 1968년 11월 12월 6일자 페이지 514
  12. ^ "흡입 공기역학" 세컨드 에디션 1999, Seddon and Goldsmith, AIAA Education Series, ISBN 0-632-04963, 페이지 299
  13. ^ "concorde 1969 0419 Flight Archive". Flightglobal.com. 1967. Retrieved 2017-06-26.
  14. ^ "1974 2118 Flight Archive". Flightglobal.com. Retrieved 2017-06-26.
  15. ^ "Design for Air Combat" 레이 휘트포드 1987, 제인의 출판사 유한회사, ISBN 0 7106 0426 2, 페이지.119
  16. ^ Kl. Oswatitsch (June 1947). "Pressure recovery for missiles with reaction propulsion at high supersonic speeds" (PDF). Forschungen und Entwicklungen des Heereswaffenamtes. NASA (1005). Retrieved 2017-06-26.
  17. ^ "SR-71 블랙버드 날리기" 콜리처드 H. 그레이엄, USAF(Retd.) 2008, 제니스 프레스, ISBN 978-0-7603-3239-9, 페이지 170
  18. ^ "CONFERENCE ON AIRCRAFT AERODYNAMICS" (PDF). National Aeronautics and Space Administration. May 1966: 191, Fig.2. Retrieved 26 June 2017. {{cite journal}}:Cite 저널은 필요로 한다. journal=(도움말)
  19. ^ J. Thomas Anderson (19 August 2013). "How Supersonic Inlets Work" (PDF). Lockheed Martin Corporation. Aircraft Engine Historical Society. p. Fig.22. Archived from the original (PDF) on 9 May 2016. Retrieved 26 June 2017.
  20. ^ Hamstra, Jeffrey W.; McCallum, Brent N. (26 June 2017). "Tactical Aircraft Aerodynamic Integration". Encyclopedia of Aerospace Engineering. John Wiley & Sons, Ltd. doi:10.1002/9780470686652.eae490. ISBN 9780470754405.
  21. ^ Mitchell, Glenn A.; Sanders, Bobby W. (June 1970). "Increasing the stable operating range of a Mach 2.5 inlet". NTRS. NASA. Retrieved 28 April 2018.
  22. ^ "컨코드 A 디자이너의 생애 마하 2로의 여행" 테드 탤벗 2013, 더 히스토리 프레스, ISBN 978 0 7524 8928 5. 그림 17-19
  23. ^ "SR-71 블랙버드 날리기" 콜리처드 H. 그레이엄, USAF(Retd.) 2008, 제니스 프레스, ISBN 978-0-7603-3239-9, 페이지 141
  24. ^ Anderson, John D. (2009). Fundamentals of Aerodynamics (5th ed.). McGraw-Hill. ISBN 978-0-07-339810-5.
  25. ^ Seddon, John (1985). Intake Aerodynamics. Kent, Great Britain: Collins Professional and Technical Books. p. 268. ISBN 978-0-930403-03-4.