Как F-22 Raptor может развивать сверхзвуковую скорость, не имея сверхзвуковых воздухозаборников?

В струе используется фиксированный впускной патрубок ромбоэдрической формы в сочетании с змеевидным впускным каналом. Это позволяет развивать скорость чуть севернее 2 Маха без необходимости впускного отверстия с изменяемой геометрией для предотвращения поглощения ударной волны.

Впускной шип не требуется для сверхзвукового полета, это всего лишь один из способов минимизировать потери, связанные с замедлением сверхзвукового потока. Как правило, чем на меньший угол вы заставляете поток поворачиваться при сверхзвуковых скоростях, тем слабее ударная волна, которая образуется при повороте, и тем ниже будут потери (в общем давлении). Вот почему самолеты такие заостренные. Конус, который вы видите на многих сверхзвуковых воздухозаборниках, предназначен для обеспечения более мягкого торможения (т. е. для формирования более слабых толчков) и часто регулируется для оптимизации этого замедления для разных чисел Маха полета (ударные волны будут формироваться под разными углами в зависимости от скорости полета). ). Поток будет продолжать замедляться через внутреннюю часть воздухозаборника и иногда будет оставаться сверхзвуковым до определенной его части в зависимости от особенностей конструкции. В этом случае,

На изображении ниже показаны различные способы оформления воздухозаборника. Отмечая первое изображение, возможно, но с большими потерями иметь вход без какого-либо прямого компонента, который обеспечивает мягкое внешнее замедление. На изображении показана система косых скачков уплотнения, формирующихся внутри входного отверстия, но другое событие, которое может произойти при такой геометрии, заключается в том, что перед входным отверстием возникнет сильный прямой скачок, мгновенно замедляющий поток до дозвуковой скорости (изображение может быть тут не так, может кто пояснит в комментариях). Так были сконструированы первые сверхзвуковые реактивные самолеты. Два случая справа показывают, как могут быть вызваны косые толчки для замедления потока с меньшими потерями по сравнению с обычным скачком, вызванным в первом случае. Передние части могли быть обеспечены конусом или просто бортом самолета. В крайнем правом случае показано, как можно спроектировать ударную нагрузку на впускное отверстие. Вы заметите, что на большинстве современных сверхзвуковых самолетов воздухозаборники не являются самой дальней точкой самолета.

В F-22 используется система впускного амортизатора либо правой, либо второй справа конструкции, но, вероятно, только конструкторы знают ее особенности, чтобы быть уверенными.

Кроме того, только потому, что нет внешней переменной геометрии, как указал Карло Феличоне, не означает, что во внутренней геометрии нет активного компонента (держу пари, что он есть). Это может включать в себя горловину переменного размера или какую-то систему стравливания, позволяющую настроить конкретную ударную систему, которую разработчики хотят получить с наименьшими потерями.

источник изображения: https://www.sciencedirect.com/science/article/abs/pii/S1270963819302834 (я нашел его на изображениях Google, поэтому на самом деле я не открывал документ, хотя кажется, что это было бы хорошей ссылкой для Эта тема)