入口コーン

インレットコーン（ショックコーンやインレットセンターボディとも呼ばれる^[1]）は、一部の超音速航空機やミサイルのコンポーネントです。主にD-21タグボードやロッキードX-7などのラムジェットで使用されています。Su -7、MiG-21、イングリッシュエレクトリックライトニング、SR-71などの一部のターボジェット航空機もインレットコーンを使用しています。

超音速航空機やミサイルで使用されるオスヴァティッチ型インレットの一部であるインレットコーンは、斜めの衝撃波を介してガスタービンエンジンまたはラムジェット燃焼器の超音速ラム圧縮が行われる3D表面です。コーンを使用して空気を低速超音速まで減速すると、総圧力の損失が最小限に抑えられます（圧力回復が高まります）。また、コーンはインレットカウルリップとともに、インレットに入る流れを調整する領域を決定します。流れがエンジンに必要な量を超えると、衝撃位置の不安定性（バズ）が発生する可能性があります。必要な量より少ないと、圧力回復が低くなり、エンジンの推力が低下します。^[2]

コーン付きの入口は、通常タービン エンジンでシャフト駆動されるラムジェット装置に高圧空気を供給するために使用できます。たとえば、ブリストル トール ラムジェットの燃料ポンプ用のターボポンプや、ブリストル ブラッドハウンドミサイルの油圧動力を駆動するために使用できます。

コーンの角度は、インレットの設計条件（イングリッシュ・エレクトリック・ライトニングのインレットではマッハ1.7 ^[3]）で、その頂点に形成される衝撃波がカウルの縁と一致するように選択される。インレットは最大気流を通過し、最大圧力回復を達成する。^[4]設計速度が速い場合、許容できる圧力回復を維持し、最大気流を通過するために、縁に集中する2つの斜めの衝撃が必要になることがある。この場合、2つの角度を持つ双円錐コーンが必要となる（ブリストル・ソー・ラムジェットでは、マッハ2.5の設計速度に対して24度と31度である）。^[5]速度が速い場合、等エントロピースパイクと呼ばれる、より滑らかな輪郭のコーン角度の遷移が使用されることがある（マルクアートRJ43ラムジェット）。^[6]

円錐形のボディは、丸いインレット内の完全な円錐形センターボディ ( MiG-21 )、胴体側面のインレット内の半円錐形 (ロッキード F-104 スターファイター)、または胴体側面/翼下インレット内の 1/4 円錐形 (ジェネラル・ダイナミクス F-111 アードバーク) のいずれかになります。

最大直径を超えるコーンの後部は、ダクト内では後方を向いて見えませんが、突出した前部と同様の理由で形作られています。目に見えるコーンは、全圧の損失を低く抑える必要がある超音速ディフューザーです。後部の流線型部分は、ダクトの内部表面プロファイルとともに亜音速ディフューザーを形成し、空気がコンプレッサー入口マッハ数まで減速するときに全圧の損失を低く抑える必要がある亜音速ディフューザーも形成します。

マッハ数が約 2.2 未満の場合、衝撃圧縮はすべて外部で行われます。マッハ数が高くなると、超音速拡散の一部がダクト内で発生する必要があります。これは、外部/内部圧縮または混合圧縮と呼ばれます。この場合、前向きの円錐面の後部がダクトの内面プロファイルとともに、斜めの衝撃波を反射して超音速拡散を継続し、最終的な垂直衝撃波が発生します。ダクト内で超音速圧縮の一部が発生するロッキード SR-71 ブラックバードの場合、スパイクと内部カウルの表面は湾曲しており、段階的な等エントロピー圧縮が行われています。^[7]また、インレット コーンには、ダクトの内部スロート面積に応じて捕捉面積がどのように変化するかを制御するために、異なる軸方向の位置があります。最適なインテーク操作を行うには、飛行マッハ数が増加するにつれてこの必要な面積比が大きくなり、そのためSR-71のインレット コーンの動きが大きく、低速からマッハ 3.2 まで良好なパフォーマンスを発揮する必要がありました。SR-71 では、コーンは高速で後方に移動します。^[8]

亜音速飛行速度では、円錐形の吸気口はピトー吸気口または亜音速拡散器とほぼ同じように機能します。ただし、機体が超音速になると、円錐の頂点から円錐形の衝撃波が 発生します。衝撃波を通過する流れの面積が減少し、空気が圧縮されます。飛行マッハ数が増加すると、円錐形の衝撃波はより斜めになり、最終的に吸気口の縁に衝突します。

飛行速度が速い場合、より広い範囲の速度でより効率的に超音速圧縮を行えるように、可動コーンが必要になります。飛行速度が上がると、一般的なオスヴァティッチ型超音速可動コーン吸気口では、コーンが前方に移動され (MiG-21)、オスヴァティッチ型ではないコーン吸気口 (SR-71) の場合は、後方または吸気口に移動します。どちらの場合も、コーン表面と内部ダクト表面の形状により、超音速で空気を圧縮し続けるために必要な内部フロー領域が減少します。この経路で発生する圧縮は「内部圧縮」と呼ばれます (コーンの「外部圧縮」とは対照的です)。最小フロー領域、つまりスロートでは、通常の衝撃または平面衝撃が発生します。次に、エンジン面まで亜音速圧縮または拡散のためにフロー領域が増加します。

吸気口内のコーンの位置は通常、平面衝撃波がスロートの下流に正しく位置するように自動的に制御されます。特定の状況では、衝撃波が吸気口から排出されることがあります。これはアンスタートと呼ばれます。

一部の空気取り入れ口には、バイコニックセンターボディ ( MIG-21 ) が採用されており、2 つの円錐状の衝撃波が形成され、両方とも吸気口の縁に集中します。これにより、圧力回復が向上します。一部の航空機 ( BAC TSR-2、F-104、ミラージュ III ) では、半円錐状のセンターボディが使用されています。F -111には、軸方向に移動する 1/4 円錐と、それに続く拡大する円錐セクションがあります。

コンコルド、Tu-144、F-15 イーグル、MiG-25 フォックスバット、A-5 ビジランテは、ナセルが長方形で、デュアルコーンの代わりに平らな吸気ランプを備えた、いわゆる 2D インレットを使用しています。インレットランプにより、衝撃を避けるために後退したインレットカウル ( F-22 ラプター、F-35 ライトニング II ) を使用できます。

他の超音速機（ユーロファイター タイフーン）では、高迎え角での操作のために可変下部カウルリップ^[9]を使用し、超音速マッハ数での衝撃システムの安定化を容易にするために吸気ランプに組み込まれたブリードシステム（多孔質壁）を使用しています。吸気の流れを改善（歪みの低減）するために、空気は吸気口の下流のランプ側にある吸気ブリードスロットから排出されます。ダイバータによって胴体から分離されたランプは、流れを減速するために斜めの衝撃波を生成します。2つの吸気口を分離するスプリッタプレートの前縁は、この斜めの衝撃波の下流にあります。^[10]

多くの超音速航空機 ( F-16 ファイティング ファルコン) は円錐形のセンターボディを省き、単純なピトー吸気口を採用しています。超音速飛行速度では、分離した強い垂直衝撃が吸気口の正面に直接現れ、圧力回復が悪くなります。

NASA は、マッハ 2.2 以上の速度で必要な外部/内部、または混合圧縮インレットの代替をテストしました (それ以下の速度では、すべて外部圧縮のインレットが使用されます)。混合圧縮インレットは、始動不良や内部衝撃のインレット前部への放出の影響を受けやすいです。NASA のインレットはパラメトリック インレットと呼ばれ、すべての超音速圧縮を外部で行うため、ダクト内の潜在的に不安定な場所でも衝撃はありません。[1]

• 
  ライトニング固定コーン
• 
  F-111C固定クォーターコーン
• 
  Su-22トランスレーションコーン
• 
  ミラージュIII半円錐を翻訳
• 
  SR-71コーンの位置を変換する
• 
  ボマルクミサイルに取り付けられた等エント​​ロピースパイクを備えたマルクワルトRJ43ラムジェット
• 
  P-800 オニックス
• 
  P-500 バザルト対艦ミサイル

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• グルンドラーゲン・デア・ガスディナミク。クラウス・オスワティッチ。スプリンガー、1976年。
• Benson, T. (2004). 高速空気力学インデックス。2004 年 11 月 19 日閲覧。
• Eden, P. & Moeng, S. (2002).現代の軍用航空機の解剖学. Aerospace Publishing Ltd. ISBN 1-58663-684-7 . 

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