Con de admisie a aerului (numit și generator de salt ) - un element structural din interiorul prizei de aer a unei aeronave cu reacție sau a rachetei, folosit pentru a regla capacitatea de admisie a aerului. Este folosit în unele aeronave cu motoare ramjet , cum ar fi X-61 Onyx (Yakhont) , Lockheed D-21 , PJ-10 BrahMos . Avioanele cu motor turboreactor ( MiG-21 , Su-7 , SR-71 etc.) sunt, de asemenea, echipate cu un con de admisie a aerului.
Dacă admisia motorului este situată în zona de curgere neperturbată, de exemplu, la capătul nasului aeronavei, este axisimetrică și echipată cu un corp central - un con lung proeminent și ascuțit, al cărui scop este acela de a crea un sistem oblic. unde de șoc în fluxul care se apropie, care asigură frânarea și compresia aerului înainte de a intra în canalul dispozitivului de intrare - așa-numitul. compresie externă. Astfel de orificii de admisie sunt numite și dispozitive de curgere conică deoarece fluxul de aer prin ele este conic. Corpul central conic poate fi echipat cu o acționare mecanică, permițându-i să se deplaseze de-a lungul axei motorului, optimizând astfel decelerația fluxului de aer la diferite viteze de zbor. Astfel de dispozitive de intrare sunt numite reglabile.
Scopul principal al conului este de a încetini fluxul de aer supersonic. Reglarea este necesară pentru funcționarea stabilă a motorului. Debitul dispozitivului de admisie trebuie să corespundă cu debitul de aer necesar din motor în momentul actual, altfel motorul poate deveni instabil sau poate defecta. O modificare a unghiului de deschidere al suprafeței de stagnare duce la o modificare a intensității stagnării fluxului în admisia de aer , precum și la o modificare a zonei gâtului său.
La viteze supersonice reduse, sunt acceptabile prize de aer neregulate, realizate cu margini de intrare ascuțite, pe care are loc un șoc direct atașat local . După un astfel de salt, viteza de curgere scade la subsonică, dar este încă prea mare pentru compresor . Decelerația suplimentară are loc în difuzorul în expansiune . În spatele unui șoc atașat local, viteza aerului scade la o valoare subsonică la fel de brusc ca în spatele unui șoc de cap neatașat, totuși, datorită localității sale, cea mai mare parte a energiei cinetice este convertită în presiune statică (restul este transformată în energie termică) . Cu toate acestea, odată cu creșterea vitezei de zbor, intensitatea săriturii și pierderile în procesul de compresie dinamică cresc, în urma cărora forța sistemului de propulsie scade. Prin urmare, prizele de aer de acest tip sunt utilizate la aeronavele cu o viteză maximă care nu depășește numărul Mach = 1,5.
La viteze mai mari, o eficiență bună a compresiei dinamice poate fi atinsă numai într-un sistem de șoc oblic, care are o scădere mai mică a vitezei și o pierdere de presiune mai mică. Viteza curgerii din spatele șocului oblic rămâne în continuare supersonică și, dacă corespunde unui număr Mach de 1,5-1,7, atunci poate apărea o decelerare suplimentară a fluxului într-un șoc direct. Viteza subsonică din spatele unui astfel de salt este deja acceptabilă pentru canalul de aer. Admisia de aer cu dublu salt funcționează eficient până la viteza de zbor M = 2,2. Odată cu o creștere suplimentară a vitezei curgerii care se apropie, crește și numărul Mach din spatele șocului oblic. Dacă depășește 1,5-1,7, atunci fluxul de aer trebuie comprimat suplimentar într-un șoc oblic, astfel încât viteza sa înainte de șocul direct de închidere să aibă o valoare acceptabilă. O priză de aer cu un astfel de sistem de sărituri se numește trei sărituri și poate fi folosită până la M ~ 3.
Sistemul necesar de sărituri poate fi creat prin împingerea înainte de la priza de aer a unui element cu un vârf ascuțit - un con . Elementele folosite pentru a crea unde de șoc oblice se numesc generatoare de șoc [1] . În vârful conului în timpul zborului supersonic, se formează un șoc atașat cu un unghi de înclinare care depinde atât de unghiul din vârful corpului, cât și de numărul Mach. Întrucât într-un șoc oblic modificarea parametrilor de curgere are loc mai puțin brusc decât în unul direct, pierderile sunt și ele mult mai mici, și astfel presiunea statică creată este mai mare. Presiunea statică a fluxului stagnant este cu atât mai mare, cu atât este mai mare viteza de zbor și numărul de unde de șoc oblice în care energia este convertită.
Conul aeronavei F-104 este reglat prin ocolirea excesului de aer
Conul central mobil al Su-17 este echipat cu un telemetru laser Fon
Priză de aer semiconică pe un Mirage III francez