Spřátelené weby
další odkazy

Vstup vzduchu

Úkolem vstupního ústrojí je přivést potřebné množství vzduchu do kompresoru nebo přímo do spalovací komory náporového motoru. Druhým úkolem je přeměnit s vysokou účinností kinetickou energii vstupujícího vzduchu na energii tlakovou. Samozřejmým požadavkem je minimální čelní odpor vzduchu.

Vstupní ústrojí není tak jednoduché jak by se na první pohled zdálo. Při jeho návrhu musí být brán zřetel na rozsah Machových čísel, pro které je letoun projektován. Podle toho se vstupní ústrojí dělí na dvě skupiny - podzvukové a nadzvukové. Typický podzvukový vstup má například MiG-15, nadzvukový vstup má třeba MiG-21. I nadzvukový letoun může mít podzvukový vstup, ale při nadzvukovém letu by docházelo k vysokým energetickým ztrátám, snížení tahu motoru a tím i zhoršení vlastností letounu.

K pochopení proč jsou některé vstupy vzduchu tak konstrukčně složité je nutné se nejprve seznámit s tím, co se děje se vzduchem pokud se v něm pohybuje těleso podzvukovou, zvukovou a nadzvukovou rychlostí.

Rázové vlny

Při pohybu jakéhokoliv tělesa nadzvukovou rychlostí vznikají rázové vlny. Každý bod objektu vyvolává při pohybu ve stlačitelném prostředí tlakové rozruchy, šířící se do všech směrů rychlostí rovnou rychlosti zvuku (zvuk je ve své podstatě jen šířící se tlaková změna). Při podzvukové rychlosti se tlakové změny šíří i proti pohybu tělesa a mohou vyvolat změny proudění vzduchu daleko před tělesem, příkladem jsou náběžné hrany tlustých profilů křídel podzvukových letadel.

Pokud se těleso pohybuje rychlostí rovnou nebo vyšší než je rychlost zvuku, vlny se nemohou šířit vpřed a skládají se na sebe - vytvářejí rázovou vlnu. V rázové vlně skokem klesá rychlost proudu plynu, statický tlak skokem vzroste a celkový tlak se o něco zmenší. Právě pokles celkového tlaku znamená, že na rázové vlně dochází k energetickým ztrátám. Velikost ztrát je úměrná intenzitě rázové vlny, intenzita rázové vlny odpovídá velikosti rozdílu rychlosti před a za rázovou vlnou.

Pro letoun znamená existence rázové vlny strmé zvýšení odporu při přechodu transsonickou oblastí - hodnota o kterou se zvýší odpor je nazývána vlnový odpor. Pro překročení rychlosti zvuku je tak potřeba podstatně výkonnější motor než jen pro pouhé přiblížení této hranici.

Na druhém grafu je čárkovaně vyznačen průběh odporu, kdyby se v závislosti na rychlosti neměnil součinitel čelního odporu. Je patrné, že v oblasti kolem M=1 odpor prudce roste. Nemožnost výrazně zvýšit výkon v ranném stádiu vývoje proudových motorů vedl k domněnce, že rychlost zvuku je takřka nepřekonatelná - tzv. zvuková bariéra.
Druhý graf krom jiného vysvětluje proč prakticky neexistují letouny s papírovou maximální rychlostí v rozsahu Mach 1-1,5. Rozdíl odporu je tak malý, že pokud už letoun překonal rychlost zvuku, velmi pravděpodobně bude moci rychlost zvýšit ještě o několik set kilometrů za hodinu.

Pro čelní odpor platí vztah.

X = (c_x * rho * u² * A) / 2

X [N] ... velikost odporu
c_x ... součinitel odporu - charakteristická bezrozměrná veličina daného objektu, těžce se teoreticky počítá, je nutné ji experimentálně naměřit.
rho [kg/m³] ... hustota vzduchu daleko před tělesem, kde není ovlivněna tlakovými změnami vyvolanými tělesem
u [m/s] ... relativní rychlost pohybu vzduchu a tělesa daleko před tělesem
A [m²] ... velikost charakteristické plochy (u křídel se bere jejich nosná plocha, u trupu velikost plochy čelního průřezu)

Při obtékání oblého tělesa nadzvukovým proudem vznikne v určité vzdálenosti před ním odtržená křivá rázová vlna, která je ve své střední části kolmá na směr nabíhajícího proudu a nazývá se v této oblasti čelní rázovou vlnou. S rostoucí rychlostí se vlna přibližuje a z boku přimyká k tělesu - přechází v šikmou rázovou vlnu. Při obtékání ostrého tělesa vzniká šikmá rázová vlna, vycházející z vrcholu tělesa (např. špice kužele) a její úhel klesá s narůstající rychlostí a roste s narůstajícím úhlem rozevření kužele.

Projde-li plyn čelní rázovou vlnou, skokem se zmenší jeho rychlost, směr proudění zůstává zachován.

v₁ * v₂ = c²

v₁ [m/s]... rychlost proudu před čelní rázovou vlnou
v₂ [m/s]... rychlost proudu za čelní rázovou vlnou
c [m/s] ... rychlost zvuku

Ze vzorce je jasné, že čím větší je rychlost před vlnou, tím menší je rychlost za vlnou a ta je vždy podzvuková. Také je vidět, že při vysoké rychlosti proudění před vlnou je i velký rozdíl obou rychlostí - tím i velká intenzita rázové vlny, velké energetické ztráty a zvýšení vlnového odporu.

Šikmá rázová vlna je na tom co do energetických ztrát o něco lépe. Vektor rychlosti nabíhajícího proudu lze rozložit na složku rovnoběžnou a kolmou na rázovou vlnu. Rychlost za šikmou rázovou vlnou si zachovává rovnoběžnou složku, kolmá složka se ale zmenšuje stejně jako v případě čelní rázové vlny. Sečtením obou složek dostáváme velikost a směr rychlosti plynu za šikmou rázovou vlnou, velikost nemusí být podzvuková, proud vzduchu se ohne směrem k vlně. Vzhledem k menšímu poklesu rychlosti je intenzita šikmé rázové vlny menší a nižší jsou i energetické ztráty. Čím menší je úhel sevření šikmé rázové vlny, tím menší je její intenzita.

Nyní je jasné, proč po přechodu transsonickou oblastí klesá součinitel odporu jak u oblého, tak i u ostrého tělesa. U oblého tělesa se čelní až křivá rázová vlna se zvětšující rychlostí mění v šikmou rázovou vlnu, u tělesa ostrého se zmenšuje úhel sevření šikmé rázové vlny.

V rozboru vyplývá, že čelní rázová vlna je zdrojem největších ztrát. Tam kde není možné se čelní rázové vlně vyhnout musíme zajistit aby alespoň měla co nejmenší intenzitu. Nadzvukové vstupní ústrojí tedy nesmí mít oblé vnější hrany, zpomalení proudícího vzduchu musí probíhat v systému šikmých rázových vln, zakončených čelní vlnou o nízké intenzitě, tak aby byly energetické ztráty co nejmenší. Zpomalení vzduchu na podzvukovou rychlost je nutné pro její další snižování v divergentním kanálu (viz Vztah mezi tlakem, objemem a teplotou na spodku této stránky)

Vznik šikmých rázových vln zajišťuje kužel nebo klín vyčnívající před vstup vzduchu. Toto zařízení musí být pohyblivé (viz dále). Letoun MiG-19 byl nadzvukový, přesto měl podzvukový vstup - složitá konstrukce nadzvukového vstupu by měla na pro letoun horší dopad než energetické ztráty.

Podzvukový vstup

Vnitřní kanál podzvukového vstupu se od lapače směrem ke kompresoru rozšiřuje. V rozšiřujícím se kanálu při podzvukové vstupní rychlosti plynule klesá rychlost proudu a plynule roste statický tlak. Zvýšením tlaku se částečně ušetří práce kompresoru. Náporové motory musí mít zvýšení tlaku v této části mnohem vyšší, protože k dalšímu zvyšování tlaku už nedochází a plyny jdou ze vstupního ústrojí přímo do spalovacího prostoru. U náporových motorů je tak rychlost proudu za vstupem velmi malá. Rozšiřování kanálu musí být plynulé, bez prudkých ohybů a ostrých hran, jinak by mohlo dojít k odtržení proudu od stěn, ke vzniku vírů a zpětného proudění - zvýšily by se ztráty a snížil tah motoru.

Pokud je podzvukový vstup navržen tak jak má, tak bez problému poskytuje motoru potřebné množství vzduchu. Množství nasávaného vzduchu je přímo ovlivněno motorem - zvýší-li se otáčky kompresoru, vzroste rychlost proudu před motorem, klesá statický tlak, zvýší se tak rozdíl mezi atmosférickým tlakem a tlakem ve vstupním ústrojí, roste rychlost v lapači vzduchu - v konečném důsledku se zvýší průtokové množství vzduchu. Motor si tedy sám reguluje kolik vzduchu bude lapačem nasáváno.

Nadzvukový vstup 

Typickým příkladem je na přídi umístěný kruhový vstup s kuželem u letounu MiG-21. Jiné letouny mají kruhový vstup i kužel rozděleny na dvě části a ty jsou umístěny na bocích trupu (F-104, Mirage). Jednoduchý nadzvukový vstup vytváří jednu šikmou a jednu uzavírací kolmou rázovou vlnu (viz nákres A na následujícím obrázku). Počet šikmých rázových vln závisí na Machově čísle, pro které je vstup projektován. Čím větší číslo M je, tím více šikmých vln je dobré vyvolat - mají pak menší intenzitu a celkové energetické ztráty vstupního ústrojí jsou menší. Většího počtu šikmých rázových vln se docílí odstupňováním kužele nebo klínu. Dnešní rychlá letadla mají vstupy se dvěmi až třemi šikmými a jednou kolmou rázovou vlnou (viz nákres B)

Letí-li letoun výpočtovou rychlostí a motor má výpočtové otáčky, pak se všechny šikmé rázové vlny a kolmá rázová vlna protínají na hraně vnějšího pláště vstupního ústrojí. Při změně čísla M se mění sklon rázových vln a tím i jejich intenzita.

Na nákresu A se proudnice označená a-a při průchodu šikmou rázovou vlnou v místě 1 lomí. Nejvzdálenější proudnice, která ještě vstupuje do lapače vzduchu je označena b-b. Tato proudnice je od osy motor vzdálena r_b. Nejvzdálenější obrys vnějšího pláště je od osy vzdálen r_o. Určuje-li se podle dříve uvedeného vzorce odpor vzduchu kruhového vstupu, musí se za charakteristickou plochu A vzít mezikruží o poloměrech r_o a r_b.

Na nákresu C je situace při nižším Machově čísle, kdy je úhel rozevření šikmé rázové vlny větší. Proudnice b-b jak vidno do lapače nevchází. Krajní proudnicí je nyní proudnice c-c, od osy vzdálená r_c. V tomto případě se aerodynamický odpor počítá z plochy mezikruží s poloměry r₀ a r_c. Tato plocha je větší - větší je tedy i aerodynamický odpor. Řešením, které zabraňuje zvýšení odporu, je zasunutí centrálního kužele tak, aby se šikmé rázové vlny protínaly na vnějším plášti. 

Na obrázku D je opačná situace. Machovo číslo je zde větší než pro jaké je vstup projektován, úhel sevření šikmé vlny je menší a tato vlna proniká do vnitřního kanálu vstupu vzduchu. Zde dochází k odrazu rázových vln od stěn a rostou energetické ztráty, důsledkem čehož klesá celkový tlak. Při vyšších rychlostech je tedy nutné centrální kužel vysunout vpřed.

Zabezpečení dodávky právě potřebného množství vzduchu, nutného pro optimální chod motoru v závislosti na jeho režimu, je u nadzvukového vstupu podstatně složitější než u vstupu podzvukového.

Předpokládejme, že letoun letí výpočtovou nadzvukovou rychlostí a motor má výpočtové otáčky - systém rázových vln odpovídá těm na obrázku A a B. Snížíme-li otáčky, zvýší se statický tlak před kompresorem, zmenší se rychlost proudu před kompresorem a tím i propouštěcí schopnosti kompresoru. Množství vzduchu vstupujícího do lapače je ale dáno plochou, ohraničenou krajními proudnicemi a rychlostí letu. Protože se rychlost letu nezměnila, nezměnila se ani propouštěcí schopnost vstupu. U nadzvukového vstupu se při nadzvukovém letu nemohou tlakové změny před kompresorem šířit do lapače a nemůže se tak změnit rychlost vstupujícího proudu - nezmění se ani množství vstupujícího vzduchu. Množství vzduchu vstupujícího vstupním ústrojím převyšuje množství vzduchu odebíraného kompresorem. Přebytek vzduchu způsobí ve vstupním ústrojí nárůst statického tlaku, čímž dochází k odtlačení kolmé uzavírací rázové vlny od vnější hrany pláště vstupu (obrázek E). Odtlačená kolmá vlna přechází na křivou rázovou vlnu, která na rozdíl od kolmé vlny mění směr rychlosti proudu. Důsledkem toho se novou krajní proudnicí stává proudnice d-d. Nová krajní proudnice leží na menším poloměru, zmenší se nasávací plocha stejně jako množství vzduchu nasávané lapačem. Odtlačování křivé rázové vlny pokračuje tak dlouho, dokud se nesrovná průtok vzduchu lapačem a kompresorem. 

Odtržená křivá rázová vlna způsobuje jak zvýšení odporu vstupu, tak i při velkém poklesu otáček v důsledku nestability křivé vlny velké pulsace proudu vzduchu, tzv. pumpování vstupu. To je nestabilní režim práce vstupního ústrojí, velíce nebezpečný pro chod celého motoru.

K zabránění pumpování vstupu je třeba snížit průtočné množství ve vstupu tak, aby nevznikala křivá rázová vlny. Může toho být dosaženo vysunutím kužele vpřed (podobně jako na obrázku C) - průtočné množství se zmenší, odpor vzroste, ale zabrání se pumpování. Jestliže ale letoun letí už maximální projektovanou rychlostí a kužel je maximálně vysunut, nelze průtočné množství kuželem dále regulovat. Proto mají nadzvukové letouny tzv. protipumpovní ústrojí, které odpouští přebytečné množství vzduchu do okolní atmosféry.

Při vzrůstu otáček motoru nebo při snížení rychlosti letu dochází k opačné situaci - motor požaduje více vzduchu než je vstupní ústrojí schopné propustit. I v tomto případě dochází k nestabilnímu režimu práce motoru, tzv. svištění. Řešením je zasunutí kužele vzad. Jestliže je kužel již plně zasunut, otevřou se protipumpovní klapky směrem dovnitř a chybějící množství vzduchu se přisává přes ně.

Práce vstupního zařízení není ovšem ovlivněna jen rychlostí letu a otáčkami motoru, při regulaci vstupu je nutné brát v úvahu i výšku letu, teplotu vzduchu, úhel náběru atd. Přesouvání kužele a otevírání protipumpovních klapek přibíhá automaticky a to tak, aby byl vždy umožněn maximální možný tah motoru a aby byla zajištěna jeho stabilní práce.

Běžná umístění nadzvukového vstupu vzduchu na letounech

Zejména u starších sovětských letounů bylo běžné umístění vstupu vzduchu na samé přídi trupu. Takto umístěný lapač nabírá nerozrušený proud vzduchu, nedostatkem je délka vnitřního kanálu, která způsobuje určité ztráty. Typickým příkladem je MiG-21. U některých letounů byly ztráty ve vnitřním kanálu minimalizovány umístěním motorů do relativně krátkých gondol na nebo pod křídla. Příkladem je Jak-28 nebo B-58. Nevýhodou je ale příliš velký vlnový odpor samotných gondol při nadzvukovém letu. Oba popsané lapače jsou dosti citlivé na změnu úhlu náběhu.

Časté je též umístění lapačů na bocích trupu nebo v kořeni křídel, jako třeba u letounu F-104 nebo Mirage. Centrální těleso tvoří poloviční kužel. Mezi vstupem a letounem je štěrbina pro oddělení mezní vrstvy. Mezní vrstva je tenká vrstva vzduchu vznikající na povrchu těles při pohybu ve vzduchu, obecně tekutině. Na povrchu tělesa je rychlost proudu v důsledku vazkosti vzduchu nulová, čím více je proudnice vzdálena od trupu, tím více se rychlost blíží skutečné rychlosti okolního proudu až u jisté vzdálenosti je možné říct, že rychlost proudění není povrchem tělesa ovlivněna, proud se pak nazývá volný. Mezní vrstva je tedy vrstva, ve které je rychlost proudu nižší než je rychlost vzájemného pohybu tělesa a vzduchu. (Jen pro úplnost - proudění v mezní vrstvě může být laminární nebo turbulentní. K této problematice se vztahuje takzvané Reynoldsovo číslo Re). 

Kdyby se do vstupu dostala i pomalejší mezní vrstva s nižší kinetickou energií, nedosáhlo by se za vstupem tak vysokého statického tlaku a rozrušilo by se proudění ve vstupu. K oddělení nerušeného proudu od mezní vrstvy se používá právě odsazení vstupu od trupu a často také ostré desky, které mezní vrstvu uřezávají. Ostrá deska je typická třeba pro vstupy letounů F-4. I podzvukové letouny s podzvukovým vstupem mají oddělovače mezní vrstvy. Tak zvané ploché vstupy, jaký je u F-4, nemají centrální těleso, ale ostrý klín, který se pohybuje po oddělovači mezní vrstvy.

Podobné vstupní ústrojí mají třeba i letouny Concorde, F-14 nebo MiG-23. Regulace úhlu rázové vlny se však neprovádějí posouváním klínu, ale jeho rozevíráním. 

Na obrázku jsou průřezy vstupním ústrojím letounu F-14 během překračování nadzvukové rychlosti. První průřez odpovídá těsně podzvukové rychlosti, druhý rychlosti rovné zvuku na posledním je nadzvuková rychlost. Na posledním průřezu je patrné, že zpomalení se provádí na třech šikmých a jedné kolmé rázové vlně, což zabezpečuje vysokou účinnost takovéhoto zařízení.

Na následujícím obrázku jsou zobrazeny některé typické vstupy, známé z vojenských proudových letounů. MiG-15 má typický podzvukový vstup. Rozdělení kanálu uprostřed není pro funkci vstupního zařízení důležité tak jak je tomu třeba u kužele u nadzvukových vstupů. MiG-21F má čelní vstup s centrálním kuželem. Zvláště u této verze letounu je jasně vidět "zlom" na kuželu, který vyvolává druhou šikmou rázovou vlnu. Mirage F1 je představitelem skupiny letounů s bočním půlkruhovým vstupem a s posuvným půlkuželem. MiG-23 má plochý boční vstup, úhel rázové vlny je ovládán výklopnou deskou na oddělovači mezní vrstvy. V desce jsou stovky otvorů, kterými je odsáván vzduch mezní vrstvy. Na posledním snímku je pohled do vstupního ústrojí letounu F-14. Dobře je vidět otevřená klapka odběru vzduchu ze vstupního ústrojí do okolní atmosféry - viz průřez v předchozím schématu při podzvukové rychlosti.