miniatura|vertical=1,14| MiG-21MF cono de entrada Conos de entrada (a veces denominados conos de choque o cuerpos centrales de entrada NASA Dryden Cuerpo central de entrada para el F-15 son un componente de algunos aviones y misiles supersónicos. Se utilizan principalmente en ramjets, como el D-21 Tagboard y el Lockheed X-7. Algunos aviones con turborreactor, como el Su-7, el MiG-21, el English Electric Lightning y el SR-71, también utilizan un cono de entrada. El cono de entrada para entradas circulares/axisimétricas tiene su equivalente en la rampa de admisión para entradas bidimensionales/rectangulares. Finalidad Un cono de entrada, como parte de una toma de aire de tipo Oswatitsch utilizada en un avión o misil supersónico, es la superficie tridimensional en la que tiene lugar la compresión por impacto supersónica para un motor de turbina de gas o una cámara de combustión de estatorreactor a través de ondas de choque oblicuo. Reducir la velocidad del aire a velocidades supersónicas bajas utilizando ondas de choque oblicuas generadas por un cono minimiza la pérdida de presión total (aumenta la recuperación de presión). Además, el cono, junto con el borde del capó de la entrada, determina el área que regula el flujo que entra en la entrada. Si el flujo es mayor que el requerido por el motor, puede producirse inestabilidad en la posición del choque (zumbido). Si es inferior a la requerida, la recuperación de presión es menor, lo que reduce el empuje del motor.«Aircraft Propulsion», P. J. McMahon, 1971, , p. 216, 262
Se puede utilizar una entrada con cono para suministrar aire a alta presión a los equipos de estatorreactor que normalmente serían accionados por un eje en un motor de turbina, por ejemplo, para accionar las turbobombas de la bomba de combustible del estatorreactor Bristol Thor y la potencia hidráulica del misil Bristol Bloodhound.
Forma El ángulo del cono se elige de tal manera que, en las condiciones de diseño de la entrada (Mach 1,7 para la entrada del English Electric Lightning«Testing Years», Roland Beamont, 1980, , p. 105), la onda de choque que se forma en su vértice coincida con el borde del capó. La entrada alcanza su caudal máximo y su recuperación de presión máxima. «Jet Propulsion For Aerospace Applications», segunda edición, Hesse y Mumford, 1964, número de ficha del Catálogo de la Biblioteca del Congreso: 64-18757, sección 5.7 «Modes of Supersonic Diffuser Operation» Una velocidad de diseño más alta puede requerir dos ondas de choque oblicuas enfocadas en el borde para mantener una recuperación de presión aceptable y pasar el flujo de aire máximo. En este caso se requiere un cono bicónico con dos ángulos (el estatorreactor Bristol Thor tiene 24 y 31 grados para una velocidad de diseño de Mach 2,5).«Ramjet Intakes», T. Cain, Gas Dynamics Ltd., 2 Clockhouse Road, Farnborough, GU147QY, Hampshire, Reino Unido, RTO-EN-AVT-185, p. 5-10 Para velocidades más altas, puede utilizarse una transición de contorno más suave entre los ángulos del cono en lo que se conoce como pico isentrópico (ramjet Marquardt RJ43).«Jet Propulsion For Aerospace Applications», segunda edición, Hesse y Mumford, 1964, número de ficha del Catálogo de la Biblioteca del Congreso: 64-18757, p. 383
El cuerpo cónico puede ser un cono central completo en una entrada redonda (MiG-21), un semicono en una entrada lateral del fuselaje (Lockheed F-104 Starfighter) o un cuarto de cono en una entrada lateral del fuselaje/debajo del ala (General Dynamics F-111 Aardvark).
La parte trasera del cono, más allá de su diámetro máximo, orientada hacia atrás y oculta en el interior del conducto, tiene una forma similar a la de la parte delantera saliente. El cono visible es un difusor supersónico que debe presentar una baja pérdida de presión total, y la parte trasera, aerodinámica, junto con el perfil de la superficie interna del conducto, forma el difusor subsónico, que también debe presentar una baja pérdida de presión total a medida que el aire se ralentiza hasta alcanzar el número de Mach de entrada al compresor.
Para números de Mach inferiores a aproximadamente 2,2, toda la compresión de choque se realiza externamente. Para números de Mach más altos, parte de la difusión supersónica debe tener lugar dentro del conducto, lo que se conoce como compresión externa/interna o mixta. En este caso, la parte trasera de la superficie cónica orientada hacia delante, junto con el perfil de la superficie interna del conducto, continúa la difusión supersónica con ondas de choque oblicuas reflejadas hasta la onda de choque normal final. En el caso del Lockheed SR-71 Blackbird, en el que parte de la compresión supersónica tiene lugar dentro del conducto, la punta y las superficies internas del capó se curvaron para lograr una compresión isentrópica gradual.«Supersonic Inlet For Jet Engines», David H. Campbell, Lockheed Aircraft Corporation, Oficina de Patentes de Estados Unidos 3.477.455 El cono de entrada también tiene diferentes posiciones axiales para controlar cómo varía el área de captura con el área de la garganta interna del conducto. Para un funcionamiento óptimo de la admisión, esta relación de área requerida aumenta al incrementarse el número de Mach en vuelo, de ahí el gran movimiento del cono de entrada en el SR-71, que debía funcionar bien desde bajas velocidades hasta Mach 3,2. En el SR-71, el cono se desplaza hacia atrás a velocidades más altas. Funcionamiento A velocidades de vuelo subsónicas, la entrada cónica funciona de manera muy similar a una toma Pitot o a un difusor subsónico. Sin embargo, cuando el vehículo alcanza velocidades supersónicas, aparece una onda de choque cónica que emana del vértice del cono. El área de flujo a través de la onda de choque disminuye y el aire se comprime. A medida que aumenta el número de Mach de vuelo, la onda de choque cónica se vuelve más oblicua y, finalmente, incide sobre el borde de la entrada.
Para velocidades de vuelo más altas, se hace necesario un cono móvil que permita que la compresión supersónica se produzca de manera más eficiente en un rango más amplio de velocidades. Al aumentar la velocidad de vuelo, en una entrada supersónica de cono móvil típica del tipo Oswatitsch, el cono se desplaza hacia delante (MiG-21), y si se trata de una entrada de cono no Oswatitsch (SR-71), se desplaza hacia atrás o hacia el interior de la toma. En ambos casos, debido a la forma de la superficie del cono y de la superficie interna del conducto, el área de flujo interna se reduce según sea necesario para continuar comprimiendo el aire de forma supersónica. La compresión que se produce en esta trayectoria se denomina «compresión interna» (en contraposición a la «compresión externa» en el cono). En el área de flujo mínima, o garganta, se produce una onda de choque normal o plana. A continuación, el área de flujo aumenta para la compresión subsónica, o difusión, hasta la cara del motor.
La posición del cono dentro de la toma de aire suele controlarse automáticamente para mantener la onda de choque plana correctamente situada justo aguas abajo de la garganta. Ciertas circunstancias, como una oscilación del motor, pueden provocar que la onda de choque sea expulsada de la toma de aire. Esto se conoce como unstart. Formas alternativas Algunas tomas de aire cuentan con un cuerpo central bicónico (MiG-21) para formar dos ondas de choque cónicas, ambas enfocadas en el borde de la toma. Esto mejora la recuperación de presión. Algunas aeronaves (BAC TSR-2, F-104, Mirage III) utilizan un cuerpo central semicónico. El F-111 tiene un cuarto de cono, que se desplaza axialmente, seguido de una sección cónica expansiva. Dado que estas entradas suelen situarse detrás del fuselaje delantero, se separan (es decir, se montan en una placa divisora) para sortear la capa límite turbulenta del fuselaje delantero y mitigar la distorsión del flujo.
Otros aviones supersónicos, como el Concorde, el Tu-144, el F-15 Eagle, el MiG-25 Foxbat y el A-5 Vigilante utilizan las denominadas entradas 2D, en las que la góndola es rectangular y una rampa de entrada plana sustituye a los conos dobles. La rampa se ajusta de forma similar en vuelo para garantizar que los choques oblicuos estén correctamente posicionados para una recuperación eficiente de la presión; estos diseños también pueden tener una compresión supersónica totalmente externa o mixta (externa/interna), siendo el XB-70 Valkyrie un ejemplo de esta última.
Otros aviones supersónicos (Eurofighter Typhoon) utilizan un borde inferior variable en el capóprimeportal.net/hangar/luc_colin3/eurofighter_typhoon_ehlw/images/eurofighter_typhoon_ehlw_58_of_59.jpg Eurofighter Typhoon para el funcionamiento con ángulo de ataque elevado y un sistema de sangrado (pared porosa) incorporado en la rampa de admisión para facilitar la estabilización del sistema de ondas de choque a números de Mach supersónicos. Para mejorar el flujo de admisión (reducción de la distorsión), el aire se descarga a través de una ranura de purga situada en el lado de la rampa, aguas abajo de la toma. La rampa, separada del fuselaje por un desviador, produce un choque oblicuo con el fin de desacelerar el flujo. El borde de ataque de la placa divisoria que separa las dos tomas se encuentra aguas abajo de este choque oblicuo.
Muchos aviones supersónicos (F-16 Fighting Falcon, F/A-18 Hornet) prescinden del cuerpo central cónico o de las complejas rampas variables y emplean una sencilla toma de aire de geometría fija pitot, que es estructuralmente más ligera y duradera; a velocidades de vuelo supersónicas, se produce un fuerte choque normal separado directamente delante de la entrada, lo que conduce a una peor recuperación de presión, especialmente a números de Mach más altos. Esto se consideraba una compensación aceptable para aviones que operan principalmente a velocidades subsónicas y transónicas, con solo breves ráfagas supersónicas.
En las aeronaves más modernas, los avances en aerodinámica han permitido que los diseños de entrada de geometría fija igualen el rendimiento de los conos o rampas de entrada variables mediante una cuidadosa configuración de la geometría de la entrada y el uso de la presión aguas abajo para controlar la posición del choque. Algunos ejemplos son las rampas de entrada en forma de careta inclinada y los capós (F-22 Raptor, F/A-18 Super Hornet), que cuentan con un par de rampas oblicuas fijas y un sistema de purga aguas abajo para controlar y evitar las ondas de choque. Otro ejemplo es la entrada supersónica sin desviador (F-35 Lightning II), que cuenta con un saliente de compresión tridimensional (no axisimétrico) que actúa de forma similar a un semicono fijo para evitar ondas de choque, al tiempo que desvía la capa límite de la parte delantera del fuselaje.
La NASA ha probado una alternativa a la entrada de compresión externa/interna, o mixta, necesaria para velocidades superiores a aproximadamente Mach 2,2 (por debajo de esa velocidad se utilizan entradas con compresión totalmente externa). La entrada de compresión mixta es susceptible de fallos de arranque o de expulsión del choque interno hacia la parte delantera de la entrada. La entrada de la NASA, a la que denominan «entrada paramétrica», realiza toda la compresión supersónica externamente, por lo que no hay choque dentro del conducto en una ubicación potencialmente inestable.
Diferentes tipos de cono de entrada
Véase también Index of aviation articles. Artículo en inglés, util para buscar artículos. Aerospike (motor cohete) Aerospike de reducción de resistencia Diseño del cono de morro Referencias
Categoría:Aerodinámica Categoría:Aerodinámica de aeronaves Categoría:Componentes de propulsión de aeronaves