Em poucas palavras
Uma lâmina de compressor funciona melhor em fluxo subsônico. O fluxo supersônico introduz fontes de arrasto adicionais que devem ser evitadas se a eficiência for importante. Assim, a entrada precisa diminuir a velocidade do ar para um número Mach entre 0.4 e 0.5. Observe que a alta velocidade circunferencial de uma grande lâmina de ventilador ainda significa que suas pontas funcionam em torno do Mach 1.5, mas os estágios subsequentes do compressor operam em condições subsônicas.
É possível um scramjet com combustíveis com combustível supersônico velocidades dianteiras da chama e rápida mistura de combustível e ar. Se o motor queimar querosene comum, a chama seria soprada como uma vela se a velocidade do ar interna fosse supersônica e, mesmo que porta-chamas Para manter a chama no lugar, a maior parte da combustão ocorreria somente após a mistura combustível-ar ter deixado o motor devido à lenta mistura de querosene e ar. Usando hidrogênio, uma combustão estável pode ser alcançada mesmo em fluxo supersônico. Devido às altas velocidades de vôo, a compressão é possível por uma cascata de choques, de modo que nenhuma turbomáquina móvel é necessária em jatos e jatos de ar.
Antecedentes: Aquecimento máximo do ar
Todos os jatos desaceleram o ar na entrada para aumentar a pressão do ar. Essa compressão aquece o ar e, para alcançar uma combustão que produz empuxo, esse aquecimento deve ser restrito. Se o ar for aquecido acima de aprox. 6,000 ° K, adicionar mais energia resultará na dissociação do gás com pouco mais aumento de calor. Como o impulso é produzido pela expansão do ar através do aquecimento, a queima de ar que entra no processo de combustão já no 6,000 ° K não alcançará muito impulso. Se o ar entrar na entrada do Mach 6, não deve ser desacelerado abaixo de aprox. O Mach 2 ainda consegue combustão com um aumento significativo de temperatura - é por isso que os scramjets são usados em veículos hipersônicos.
Divulgação completa: O oxigênio já começa a se dissociar entre 2,000 ° e 4,000 ° K, dependendo da pressão, enquanto o nitrogênio se dissocia principalmente acima de 8,000 ° K. A figura de 6,000 ° K acima é um compromisso aproximado para o limite, onde a adição de mais energia começa a gerar menos e menos sentido. Obviamente, mesmo uma temperatura de chama 6,000 ° K é um desafio para os materiais da câmara de combustão e a cerâmica com resfriamento de filme são obrigatórios.
A equação da temperatura de estagnação $ T_0 $ do ar mostra a importância da velocidade de vôo $ v $: $$ T_0 = T _ {\ infty} \ cdot \ frac {v ^ 2} {c_p} = T _ {\ infty} \ cdot \ left (1 + \ frac {\ kappa - 1} {2} \ cdot Ma ^ 2 \ right) $$
$ T _ {\ infty} $ é a temperatura ambiente, $ c_p $ o calor específico a pressão constante e $ \ kappa $ a proporção de aquecimentos específicos. Para gases atômicos (como oxigênio e nitrogênio), $ \ kappa $ é 1.405. A temperatura aumenta com o quadrado da velocidade de vôo, portanto, no Mach 2, o fator de aumento de calor sobre a temperatura ambiente é apenas 3.8, enquanto no Mach 6 isso se torna 26.3. Mesmo na temperatura do ar 220 ° K, o ar será aquecido até 5,800 ° K quando for idealmente comprimido no caso de um veículo hipersônico viajando no Mach 6. Observe que os processos reais de compressão aquecem o ar ainda mais devido ao atrito.
Compressão com choques
O fluxo supersônico é abrandado por um aumento de pressão ao longo do caminho do fluxo. Como nenhum "aviso prévio" do que está por vir é possível, esse aumento de pressão é repentino: a pressão salta de um valor fixo à frente para um valor fixo mais alto após o salto. Isso é chamado de choque. A energia para o aumento da pressão é retirada da energia cinética do ar; portanto, após o choque, todos os outros parâmetros (velocidade, densidade e temperatura) assumem novos valores.
Entrada de ar F-16 (foto fonte)
O choque mais simples é um choque direto. Isso pode ser encontrado na face de entradas de pitot como a do F-16 (veja a figura acima) em voo supersônico. Mais comuns são os choques oblíquos, que são inclinados de acordo com o número Mach do fluxo livre. Elas acontecem nas bordas dianteira e traseira, nariz da fuselagem e alterações de contorno em geral: sempre que algo dobra o fluxo de ar devido ao seu efeito de deslocamento, o mecanismo para essa dobra do caminho do fluxo é um choque oblíquo.
choque reto e oblíquo (trabalho próprio)
O índice 1 denota condições antes do choque e 2 aquelas a jusante do choque. Para choques retos fracos, o produto da velocidade à frente do choque $ v_1 $ e a velocidade após o choque $ v_2 $ é igual ao quadrado da velocidade do som: $$ v_1 \ cdot v_2 = a ^ 2 $$ If $ Ma_1> 1 $, então $ Ma_2 $ deve ser menor que 1, para que o fluxo seja sempre desacelerado para a velocidade subsônica por um choque direto.
A mesma equação funciona para o componente de velocidade normal $ v_n $ à frente e após um choque oblíquo fraco: $$ v_ {1n} \ cdot v_ {2n} = a ^ 2 $$ Observe que o componente tangencial $ v_t $ não é afetado pelo choque! Somente o componente normal é reduzido. Agora a velocidade $ v_2 $ ainda é supersônica, mas inferior a $ v_1 $, portanto, um choque oblíquo fraco produz um aumento modesto de pressão, densidade e temperatura.
O ângulo da onda de choque oblíqua é determinado pelo número Mach antes do choque.
Entradas supersônicas
Choques fracos são desejados, porque produzem apenas pequenas perdas devido ao atrito. A ingestão de Pitot com seus choques simples e retos funciona bem em baixas velocidades supersônicas, mas incorre em perdas maiores com números Mach mais altos. Como regra geral, uma ingestão de pitot é o melhor compromisso a velocidades abaixo do Mach 1.6. Se a velocidade do ar projetada for maior, são necessárias entradas mais complexas e pesadas para desacelerar o ar com eficiência. Isso é feito por uma sequência de choques fracos e oblíquos e por meio de uma entrada em cunha. A figura abaixo mostra a ingestão de líquidos supersônicos concórdia avião:
Entrada Concorde (foto fonte)
Aumentar gradualmente o ângulo da cunha está causando uma cascata de choques oblíquos e sempre mais íngremes, que desaceleram gradualmente o ar. O objetivo do projeto é posicionar essa cascata de choques causados pela cunha no topo, de modo que eles atinjam o lábio inferior. Isso é feito por um contorno móvel da geometria de entrada superior e / ou do lábio. O objetivo é atingir uma velocidade uniforme sobre a seção transversal da entrada e não desperdiçar parte do ar comprimido no fluxo ao redor da entrada. Veja a imagem da entrada do Eurofighter abaixo para obter um exemplo de um lábio móvel de admissão (que reconhecidamente é principalmente para aumentar a área de captura em baixa velocidade e para evitar a separação do fluxo mesmo com um pequeno raio do lábio de entrada).
Entrada de Eurofighter (foto fonte)
Quando o ar entra na entrada, ele é levemente supersônico e pode ser desacelerado ainda mais por um choque final e reto no ponto mais estreito da entrada. Após esse ponto, o contorno da entrada é gradualmente ampliado, de modo que o ar desacelera ainda mais sem separação. Para conseguir isso, é obrigatório um fluxo muito uniforme na área de admissão, e mesmo a leve perturbação causada pela camada limite de qualquer coisa que esteja à frente da ingestão deve ser evitada. Isso é conseguido por uma placa divisória que é claramente visível nas fotos das entradas F-16 e Eurofighter. A placa divisória da entrada do Eurofighter é perfurada até para sugar a camada limite inicial lá.
A desaceleração do fluxo de admissão resulta em um aumento significativo da pressão: no caso do Concorde no cruzeiro Mach 2.02, a admissão causou um aumento de pressão em um fator maior que o 6; portanto, o compressor do motor teve que adicionar "apenas" um fator de 12, de modo que a pressão na câmara de combustão dos quatro Olympus 593 motores era 80 vezes a pressão ambiente (reconhecidamente, essa pressão ambiente era de apenas 76 mbar na altitude de cruzeiro de 18 km).
Esse aumento de pressão significa que uma entrada supersônica deve ser construída como um vaso de pressão, e a face retangular da entrada deve ser rapidamente alterada para uma seção transversal redonda a jusante para manter baixa a massa da estrutura de entrada.
Ingestão a alta velocidade
Ir mais rápido significa que a recuperação da pressão de admissão aumenta com o quadrado da velocidade de vôo: no caso da entrada de SR-71 no Mach 3.2, a pressão na face do motor já era quase 40 vezes maior que a pressão ambiente. Agora fica claro que ir mais rápido do que o Mach 3.5 elimina a necessidade de um turbocompressor: A essas velocidades, uma admissão adequadamente projetada pode atingir compressão suficiente por si só para que a combustão produza empuxo suficiente, e ultrapassar o Mach 5 precisará ser restringido ao diminuir a velocidade abaixe o fluxo de entrada para ter margem de temperatura suficiente para a combustão, exigindo fluxo supersônico na câmara de combustão.