Thread by @Kobaz4

رشته توییتی در باب ورودی‌‌(های) هوای پرنده‌های جنگی مجهز به پیشرانه(های) توربینی. (1)

تمام جنگنده‌های متعارف از پیشرانه‌های هَوادَم استفاده می‌کنند. وظیفه ورودی هوا این است که که مقدار صحیح هوا را در سرعتی قابل قبول و در زوایای صحیح، به پیشرانه تحویل دهد. و تمام این وظایف را نیز باید در دامنه‌ای وسیع از سرعت‌‌ها و ارتفاعات مختلف، با حداقل اتلاف، وزن، و قیمت... (2)

انجام دهد.

از جمله مواردی که در طراحی ورودی (های) هوای پیشرانه‌ های جت مورد نظر قرار میگیرند می‌ توان به (۱) حفظ فشار (Pr)، (۲) کاهش تا حد امکان اعوجاج و آشفتگی‌، (۳) پسار (DRAG) خارجی‌ کم، ... (3)

(۴) پیشگیری از "وز وز" کردن (BUZZ) و (۵) امنیت پروازی و عملیاتی، اشاره نمود. (4)

[تصویر: از جمله مشخصات ورودی‌های هوای پرنده بمب‌افکن/شناسایی RA-5C]

وقتی یک پرنده در حال پرواز است، سرعت هوا نسبت به پیشرانه (تقریباً) برابر با سرعت پرواز پرنده به جلو است. اما، پیشرانه‌های توربینی کنونی توان تحمل جریان‌های زِبَرصوت (Supersonic) را ندارند. دلیل آن این است که امواج شوک مرتبط با سرعت‌های زبرصوت می‌تواند صدمات یا... (5)

لرزش‌های شدیدی را در تیغه‌های توربین ایجاد کند، که نتیجه آن از دست دادن رانش یا خرابی پیشرانه است. در نتیجه، در حین پرواز در سرعت‌های زبرصوت، سرعت هوای ورودی به پیشرانه می‌بایست پیش از رسیدن به کمپرسور، به زیر سرعت صوت کاهش یابد. (6)

نتیجه این کاهش سرعت، افزایش فشار جریان است، و هرچه اتلاف فشار در ورودی هوا کمتر باشد، رانش پیشرانه افزایش می‌یابد.

از دست رفتن هر درصدی از فشار هوای ورودی برابر با از دست رفتن درصدی از رانش در حالت سکون، و درصد بیشتری از رانش در هنگام حرکت به جلو است. (7)

معمولاً نسبت این کاهش در رانش در سرعت‌های مادون صوت ۲ بر ۱ است.

برای مثال، معمولاً در 2.2 ماخ، کاهش %8 در بازیافت فشار (Pr=0.92) باعث کاهش %13 در رانش و افزایش %5 در مصرف سوخت می شود. (8)

بهره‌وری ورودی هوا با 'بازیافت فشار' بیان می‌شود، که با نسبت میانگین فشار کل در صورت پیشرانه (Pt2) به فشار کل جریان آزاد (Pt1) تعریف می‌شود. این مقدار همیشه کمتر از یک است (Pt2/Pt1 < 1)، اما تلاش‌های زیادی جهت کاهش اتلاف فشار کل از طریق اصطکاک سطحی، سیستم امواج شوک ورودی، ... (9)

و اثر متقابل امواج شوک/لایهٔ مرزی، انجام گرفته است.

تنها راه کاهش سرعت یک جریان زبرصوت، ایجاد یک موج شوک (Shock Wave) است که باعث کاهش فشار رکود (Stagnation Pressure) می‌شود. هرچه عدد ماخ در جلوی شوک بالاتر باشد، عدد ماخ در پشت آن کمتر خواهد بود؛ (10)

در نتیجه اتلاف فشار کل افزایش می‌یابد. این اتلاف را می‌توان با تولید چندین شوک ضعیف در ازای یک شوک قوی، کاهش داد. برای ورودی‌ها، کاهش سرعت یا فشرده‌سازی (چون شامل افزایش ناگهانی در فشار ساکن و تراکم می‌شود) پیش از گلو، به صورت کارآمد توسط یک سطح مایل به جریان انجام می‌شود. (11)

این سطح یک شوک اولیه مورب ایجاد میکند تا شوک ثانویه نرمال (که بر جریان اصلی قائم است، و در پشتش جریان مادون صوت قرار دارد) نسبتاً ضعیف‌تر باشد. بدون چنین سطحی، تنها یک شوک نرمال شکل خواهد گرفت که بازیافت فشار را در سرعت‌های زبرصوت بالا به شدت کاهش می‌دهد. (12)

در تصویر زیر کارآمدی یک ورودی هوای ساده پیتو (Pitot، همانند جنگنده F-100)، که تنها یک شوک نرمال ایجاد می‌کند، را در مقایسه با یک ورودی دارای یک سطح فشرده‌ساز، که یک شوک مورب و یک شوک نرمال ایجاد می‌کند، تماشا می‌کنید: (13)

تصویر نشان می‌دهد که اتلاف کمرشکن %27 در 2.0 ماخ برای ورودی پیتو، زمانی که یک سطح فشرده‌سازی معرفی می‌شود به %9 کاهش می‌یابد. این دقیقاً دلیل ظهور سازه‌هایی همچون مخروط شوک در جنگنده‌هایی همچون F-104، میراژ-3، و Tu-28، و سطوح گُوِه شکل در پرنده‌هایی همچون فانتوم و F-106 است. (14)

اینکه آیا افزودن چنین سازه‌ای ارزش مخارج خود را دارد بستگی بر تأکید در عملکرد پرنده در سرعت‌های زبرصوت در طراحی آن دارد. اگر طراحی نیازمند شماره ماخ کمتر از 1.5 باشد، یک ورودی ساده پیتو بنظر بهترین گزینه است. حتی اگر بر بیش از 1.5 ماخ تاکید شود، اگر شتابگیری بر حداکثر... (15)

سرعت مقدم باشد،افزودن سطوح فشرده‌سازی ممکن است موجه نباشد. برای مثال جنگنده جگوار نخست مجهز به یک سطح ثابت با تمایل 7 درجه بود که پس از بررسی داده‌های حاصل از تونل باد، که نشانگر بهبود حد رانش-پسا در صورت استفاده از یک ورودی پیتو به خصوص در ارتفاع پست بود، از روی آن حذف شدند.(16)

اما اگر سرعت‌های زبرصوت بالا مدنظر طراح است، استفاده از تعداد زیادی گوه، بازیافت فشار را افزایش می‌دهد. در صورت استفاده از سطحی نوک‌دار و خمیده که شیب آن همواره افزایش می‌یابد، می توان در تئوری سرعت یک جریان زبرصوت را... (17)

بدون اتلاف فشار (با استفاده از یک سلسله بی‌نهایت از شوک‌های کوچک) کاهش داد؛ اما این طرح به سه دلیل پسار بالا در لبه ورودی، کارآمدی نامناسب در شرایط خارج از شرایط مطلوب طرح، و اثر متقابل شوک/لایه مرزی، مطلوب نیست و از جمله اهداف طراحان نبوده. (18)

پس از عبور از امواج شوک و ورود جریان هوا به درون ورودی، نیازمند واپخش (Diffusion) بیشتر جریان به 0.4 الی 0.5 ماخ هستیم، که مورد قبول پیشرانه است. این مرحله در قسمتی از ورودی بنام واپخشگر زیرصوت (Subsonic Diffuser) صورت می‌گیرد. (19)

درون پیشرانه‌های توربینی محدودیتی بر نرخ احتراق مخلوط هوا/سوخت وجود دارد و سرعت مشاهده شده در صورت پیشرانه، به درون آن نیز ادامه پیدا می‌کند. (20)

جهت دستیابی به کمترین مقدار پسار، مساحت سطح مقطع پرنده در بخش میانی می‌بایستی به دقت کنترل شود. همچنین می‌بایست ورودی‌ها را تا جای ممکن سریع‌تر به درون بدنه میانی وارد کرد (و در عین حال کارایی مطلوب را حفظ کرد). (21)

در نتیجه، مجرای ورودی‌ها به شکل S در می‌آیند.

سازگاری ورودی/پیشرانه می‌تواند به شدت تحت تأثیر طراحی واپخش‌گر زیرصوت قرار گیرد، که می‌تواند آشفتگی جریان را تشدید یا تسکین دهد.

پارامتر بحرانی معمولاً طول مجرای ورودی است، اگرچه بکارگیری از طول اضافی جهت بهبود سازگاری... (22)

باعث افزایش وزن می‌شود. علیرغم این، در بعضی مواقع که ورودی نیازمند تغییر مسیر شدید است، و سازه‌ای همچون مولد گردباد (Vortex Generator) کارآمدی مطلوب ندارد، افزایش طول مجرا تنها راهکار قابل قبول جهت کاهش آشفتگی جریان خواهد بود. (23)

جنگنده F-16 دارای واپخش‌گر درازی است، و طول مجرا از دهانه ورودی تا صورت پیشرانه تقریباً 5.4 برابر قطر صورت پیشرانه است. مجرا دارای خمیدگی‌هایی با شعاع بزرگ، و مساحتی متغیر است تا سرعت جریان را به نرمی و به صورت خطی کاهش دهد و اتلاف در واپخش‌گر را کاهش دهد. (24)

طرح اولیه جنگنده مذکور نخست با یک ورودی دراز تری پیشنهاد شد، اما کاهش درازای آن نه تنها باعث کاهش وزن در ورودی و بدنه شد (18 کیلوگرم برای هر متر)، بلکه باعث کاهش وزن در دم عمودی پرنده نیز شد (به دلیل کاهش اثرات بی‌ثبات گرانهٔ دماغه با کاهش مساحت جانبی در جلوی بدنه). (25)

صرفه جویی در وزن با استفاده از این طرح، مقدار پسار اضافی ایحاد شده توسط هدایت‌گر های لایه مرزی را جبران می‌کرد و حتی 40 کیلومتر به شعاع برد عملیاتی آن اضافه می‌کرد. (26)

در هنگام پرواز، لایه‌ ای کم سرعت و کم انرژی از هوا سطح بدنه پرنده را احاطه می‌کند که به آن‌ "لایه مرزی" می‌گویند. این لایه در صورت ورود به پیشرانه باعث کاهش کارایی آن از طریق کاهش بازیافت فشار و افزایش آشفتگی می‌شود. همچنین، با ورودی لایه‌مرزی خارجی به دهانهٔ ورودی... (27)

لایه‌هایی در درون ورودی نیز تشکیل می‌شوند که مشکلات متعدد جدیدی را به همراه دارد.
یکی‌ از راهکار‌ های جلوگیری از دخول این جریان به ورودی هوای پیشرانه، افزایش فاصله ورودی از بدنه و/یا بهره گیری از یک صفحهٔ تقسیم کننده (Splitter Plate) است. (28)

معمولاً فاصله مورد نیاز ورودی با بدنه توسط حساب سرانگشتی %1 فاصله دماغه جنگنده تا ورودی تخمین زده می‌شود. (29)

جنگنده هورنت دارای ورودی‌ های هوای ثابت است که طراحی ساده و در عین حال پیچیده‌ ای دارد. لبه‌های جلویی ریشه بال این جنگنده در کنار افزایش قدرت مانور، با راهنمایی‌ جریان هوا باعث افزایش کاربرد پیشرانه نیز میشود. (30)

اما یکی‌ از سختی‌های این طراحی این است که جریان مرزی لبهٔ جلویی بال و بدنه، به خصوص در محل تقاطع این دو سازه، میتواند به درون ورودی پیشرانه نفوذ کند. راه حل طراحان این جنگنده، طراحی سه مسیر اصلی‌ جهت راهنمایی‌... (31)

لایه مرزی (به سمت پایین در میان بدنه و ورودی، به سمت بیرون میان لبه جلویی بال (ها) و ورودی، و یک هدایت گر است که جریان هوا را از دریچه ای در لبه‌ٔ جلویی بال‌ها به سطح بالایی‌ بدنه انتقال می‌‌ دهد)، یک صفحه شکاف دهنده... (32)

سوراخ دار (جهت اننقال جریان های کم انرژی به سمت هدایتگر)، و لبه پایانی خمیده ورودی هوا، بود.

تصویر زیر راهکار‌های جداسازی هوای ورودی‌، و هدایت لایه مرزی به دور از آن را در طرح جنگنده YF-17 نشان می‌دهد. این طرح با تغییرات اندکی در هورنت‌های عملیاتی A/B/C/D پیاده شد. (33)

هدف بعدی، دستیابی به جریانی تا حد امکان یکدست و مساوی از هوا، فاقد از اعوجاج و آشفتگی‌، در صورت پیشرانه است، تا شرایط عملیاتی مناسبی برای کمپرسور ایجاد شود و از خطر واماندگی آن‌ و خروشان شدن پیشرانه جلوگیری شود. (34)

اعوجاج (Distortion) اصطلاحی است برای شکل توزیع بازیافت فشار در سراسر صورت پیشرانه، که شکل پستی و بلندی‌های فشار، در مکان‌ها و اندازه‌های متغیر، را می‌گیرد. اعوجاج توسط تیغه‌های کمپرسور به صورت مجموعه‌ای از سرعت‌های متغیر حس می‌شود. (35)

توزیع سرعت در سراسر صورت یک پیشرانه که توسط یک ورودی دایره‌ای تغزیه می‌شود، در زاویهٔ حمله 0 درجه، بسیار مساوی و یکدست خواهد بود.
تغییرات اندکی در زاویهٔ حمله یا Sideslip می‌تواند باعث تشکیل قله‌های فشار در محل‌های مختلف شود، که حاصل آن در عوض جدایی جریان هوا از لبه ورودی... (36)

و بدنه میانی پرنده است.

با قرار گرفتن ورودی در چنین وضعیتی، تیغه‌های کمپرسور مدام از جریان‌هایی با سرعت‌های متفاوت عبور می‌کنند، که می‌تواند باعث لرزش تیغه‌ها و صدمه آنها شود. (37)

تفاوت‌های سرعت باعث تغییرات محلی در زاویهٔ حمله تیغه‌ها می‌شود که، در صورت به اندازه کافی بزرگ بودن، می‌تواند باعث واماندگی (Stall) آن‌ها شود (همانند روندی که باعث واماندگی بال‌های جنگنده می‌شود). این می‌تواند باعث ظهور واماندگی نه‌تنها در رده اول کمپرسور، که رده‌های... (38)

عقب‌تر نیز باشد، که نتیجه آن اختلال خشن کل جریان پیشرانه خواهد بود. این خروشان (Surge) پیشرانه، پدیده‌ای است که از صدایی عمیق و لرزان تا صدای انفجاری بلند، متغایر است و می‌تواند پیشرانه را با خطر خاموش شدن تهدید کند. (39)

بدین ترتیب, همانطور که در تصویر ذیل تماشا می‌کنید، اعوجاج جریان باعث تغییر "خط خروشان پیشرانه" به سمت پایین می‌شود. از این رو، همه پیشرانه‌ها دارای حدّ خروشانی فراتر از خط عملیاتی معمول خود هستند تا از عملیات فاقد از خروشان را در تمامی شرایط محتمل اطمینان حاصل شود. (40)

مقدار هوای مورد استفاده یک پیشرانه جت مستقیماً وابسته اندازهٔ ورودی یا سرعت پیشروی نیست. هوا به زور به درون پیشرانه وارد نمی‌شود، بلکه پیشرانه مقدار مورد نیاز خود را بر‌داشت می‌کند. در سرعت‌های پیشروی پایین و دور (RPM) بالا، مجرای تسخیر جریان (Capture Stream Tube)... (41)

از دهانهٔ ورودی بزرگتر است و می‌بایست همگرا شود تا در نتیجه با افرایش شتاب به درون ورودی حرکت کند، که حالتی مَکِش مانند به وجود می‌آورد. در سرعت‌های پیشروی بالا با قرار گرفتن پیشرانه در RPM پایین، مجرای تسخیر جریان از دهانهٔ ورودی کوچک‌تر است، که باعث تحریک مقداری از... (42)

هوا به لبریز شدن در دور لبه‌های ورودی می‌شود.

اتلاف تکانه (Momentum) هوای اضافی در حالی که به دور لبه ورودی هدایت می‌شود، باعث ایجاد پسار (Spillage Drag) می‌شود. اگرچه این را می‌توان با شکل‌دهی مناسب لبهٔ ورودی، و الغاء مکش در لبه‌، ... (43)

در حالی که هوای منحرف بر روی لبه افزایش سرعت می‌دهد و باعث ایجاد منطقه‌ای کم‌فشار در سطح جلویی می‌شود، جبران کرد. اگرچه، افزایش مساحت ورودی به صورت اجتناب ناپذیر باعث افزایش پسار در سرعت‌های زبرصوت می‌شود، بنابراین به مصلحه‌ای نیاز است. (44)

همانطور که پیشتر گفته شد، لایه مرزی در صورت ورود به پیشرانه باعث کاهش کارایی آن می‌شود، از این رو می‌بایست آن را توسط سامانه‌ای به دور از ورودی هدایت کرد. اما این تغییر مسیر، به دلیل کاهید از تکانه جریان هوا، باعث القاء پسار (Diverter Drag) می‌شود. (45)

آن سازه‌هایی که لایه‌های مرزی تشکیل شده در درون ورودی را به بیرون هدایت می‌کنند نیز پسار (Boundary Layer Bleed Drag) تولید می‌کنند. این نیز با کاهش تکانه جریان هوا از زمانی که وارد ورودی می‌شود تا زمان خروج آن، تعریف می‌شود. (46)

پسار حاصل از درب خروجی جریان را نیز می‌بایست اضافه کرد. بدین ترتیب، طراحی و ساخت این اجزا می‌بایست با دقت بالای انجام گیرد، و از عدم افزایش میزان پسار تولید شده توسط آنان بر مقدار اثر مفیدشان در بازیافت فشار اطمینان حاصل کرد. (47)

برای مثال، در طول آزمون‌های پروازی اولیه بر روی پرنده YF-12 مشخص شد که جریان‌های هدایت شده از غلاف ‌های پیشرانه‌ها، باعث جدایی منطقه وسیعی از هوا در نزدیکی محل اتصال بدنه و پیشرانه‌ها می‌شدند. (48)

همچنین، آزمون‌های تونل باد نشان داد در صورتی که %37 از باد ورودی (که در بعضی شرایط پروازی، مقداری واقع بینانه است) به خارج از پیشرانه هدایت شود، پسار کلی پرنده را به اندازه پسار در حین واماندگی (Zero-Lift Drag) افزایش می‌یابد. (49)

شکاف گذرگاه متغیر ورودی هوای جنگنده‌هایی همچون تامکت، ایگل و تورنادو، در عقب آخرین رمپ فشرده‌سازی ورودی قرار گرفته است، که به واپخشگر مادون صوت (Subsonic Diffuser) آمیخده است. زمانی که تقاضای هوا پایین است، شکاف مذکور باز می‌شود تا هوای اضافی را به بیرون تخلیه کند. (50)

سامانه‌های ورودی هوا در پرنده‌های مذکور به صورت مستقل توسط رایانه‌های دیجیتالی کنترل می‌شوند تا ورودی و پیشرانه را در حالت مطلوب برای دامنه‌ای وسیع از شرایط پروازی، مکان اهرم گاز، و شرایط محیطی قرار دهند. (51)

پیش از پرداختن به پدیدهٔ "وز وز" کردن (Intake Buzz) بد نیست که بر کارایی ورودی زبرصوت، در حالی که جریان کلی هوا دگرگون شود نگاهی بیاندازیم. (52)

خمیدگی خاصِ ساده‌ترین ورودی چند-شوک (سامانه دو-شوک تک-گُوِه) را در تصویر زیر مشاهده می‌کنید. در جریان‌های کم (نقطه A)، شوک نرمال به سمت جلو رانده می‌شود، تا اجازه لبریز شدن جریان اضافی از لبه ورودی به بیرون را بدهد. (53)

در این حالت، مقداری از هوا که به درون ورودی وارد می‌شود از یک شوک واحد، که حاصل ترکیب و جوش شوک‌های نرمال با شوک مورب است، عبور می‌کند و در نتیجه در هنگام رسیدن به پخشگر دارای فشار مطلق پایین‌تری است (نسبت به فشار جریان در نزدیکی گوه).(54)

دلیل آن این است که جریانی که در نزدیکی گوه قرار دارد از دو شوک ضعیف‌تر گذشته است (پیشتر در این باره توضیح دادم). بنابراین بازیافت فشار در درون ورودی کمتر است. در چنین شرایطی که جریان هوا به بیرون می‌ریزد، گفته می‌شود که ورودی "زیر بحرانی" (Subcritical) است. (55)

چنانچه جریان افزایش یابد، بازیافت فشار اندکی بهبود می‌یابد و با حرکت شوک نرمال به درون ورودی (نقطه B)، به بیشینهٔ خود می‌رسد. در این مرحله، جریان هوا نیز به بیشینه رسیده است و گفته می‌شود که ورودی در حالت "بحرانی" (Critical) قرار دارد. (56)

افزایش سرعت پیشرانه در این موقعیت تنها باعث کاهش فشار در پشت شوک نرمال، و در نتیجه باعث حرکت شوک به عقب (به سمت واپخشگر واگرا) می‌شود. در این حالت افزایشی در جرم جریان وجود ندارد، و مجرای جریان، که حال در دهانه ورودی قرار دارد، نمی‌تواند تخت تأثیر تغییرات بیشتری در ... (57)

حالت دهانه قرار بگیرد. اگرچه، کاهشی در بازیافت فشار داریم، زیرا شوک نرمال اکنون جریانی با شمارهٔ ماخ بالاتر را جلوی خود دارد (بالاتر از زمانی که شوک هنوز در گلو قرار داشت). در این حالت، گفته می‌شود که ورودی "فوق بحرانی" (Supercritical) است. (58)

در بعضی جریان‌های زیر‌بحرانی، شوک نرمال شروع به نوسان شدید می‌کند. از این وضعیت، که به عنوان بی‌ثباتی زیر‌بحرانی یا "وز وز کردن" شناخته می‌شود، می‌بایست پرهیز نمود زیرا قله‌های فشار ناگهانی، می‌تواند تا دو برابر اندازه فشار ثابت افزایش‌ یابند. (59)

در جریان‌های کم، شوک به سمت جلو (در امتداد گوه) حرکت می‌کند، و به خاطر اینکه یک افزایش فشار ناگهانی و شدید است، باعث می‌شود تا لایه مرزی بالا بیاید. این، مجرای جریان را کوچک می‌کند و عملاً ورودی را خفه می‌کند. (60)

در نتیجه، جریان کاهش می‌یابد و شوک را به سمت جلو سوق می‌دهد. اگرچه، تکانه هوایی که در حال حاضر در پشت شوک و در نزدیکی واپخشگر قرار دارد، باعث کاهش فشار در گلو می‌شود. این گرادیان فشار در بالای گوه را معکوس می‌کند، و لایه مرزی را دوباره به بدنه متصل می‌کند. (61)

اکنون که فشار در پشت شوک کاهش یافته، موج به عقب حرکت می‌کند (و در امتداد واپخشگر قرار می‌گیرد) و ورودی را فوق بحرانی می‌کند. این باعث افزایش جریان به مرحله‌ای می‌شود که پیشرانه توان پذیرش آن را ندارد. جهت تعدیل مسائل، شوک به بیرون رانده می‌شود و... این چرخه تکرار می‌شود. (62)

دامنه و فرکانس نوسانات، بر جریان هوا و درازات ورودی بستگی دارد؛ معمولاً در محدوده 20 الی 200 هرتز. یکی از وظایف سامانه‌های کنترل ورودی هوا این است که با ترتیب دهی صحیح سامانه‌های هدایت‌گر، از وز وز اجتناب شود. (63)

امنیت پروازی و عملیاتی از جمله دیگر موارد مهم و تأثیر‌گذار بر روی طراحی ورودی‌ها است. از جمله دو خطر اصلی مربوط به آن، آسیب شیء خارجی (Foreign Object Damage) و باز‌تاب پذیری راداری (Radar Reflectivity) هستند. (64)

پرنده‌های جنگی، در صورت قرار داشتن ورودی‌‌های هوایشان در نزدیکی زمین و/یا در پشت ارابه فرود، مستعد به FOD هستند؛ در این حالت، ورودی‌ها هرچه در سطح زمین مقابلشان قرار داشته باشد را به درون خود می‌کشند. (65)

اشیاء خارجی معمولاً شامل سنگ، پیج و مهره، شن و یخ می‌شود. با این وجود، فرض می‌شود که تنها نزدیک %10 FOD ناشی از ارابه فرود جلویی است، و مابقی یا توسط خدمه زمینی (مانند جا گذاشتن آچار در درون ورودی)، و یا غیر مربوط به محل ورودی است (مانند افشانده شدن اشیاء توسط گاز‌های... (66)

اگزوز یک جت، به درون ورودی‌های جنگنده‌هایی که در پشت آن قرار دارند).

یک منبع دیگر FOD برخورد پرنده است، که جنگنده‌های تهاجمی در هنگام پرواز در ارتفاع پست مستعد به آن هستند. اگرچه محافظ‌هایی برای حفاظت از ورودی پیشنهاد شده‌اند، اما به دلیل افزایش وزنی و جریمه‌های کارایی... (67)

معمولاً به کار گرفته نمی‌شوند.

در حالی که جنگنده MiG-29 بر روی زمین قرار دارد، رمپ‌های متحرک ورودی‌های هوا به صورت کامل باز می‌شود و ورودی‌ها را از خطر FOD حفاظت می‌کند. در حین پایین آمدن رمپ‌ها، هوای مورد نیاز پیشرانه‌ها از دریچه‌هایی فنری در بالای ورودی‌ها تهیه می‌شود. (68)

صفحه‌های مذکور از زمان روشن کردن پیشرانه‌ها، و رسیدن فشار هیدرولیک به مقدار مورد نیاز، پایین می‌آیند و تا زمانی که وزن بر روی ارابه دماغه قرار دارد، و تا رسیدن سرعت به 200 کیلومتر (124 مایل) در ساعت، در این حالت قرار دارند. (69)

متأسفانه در هنگام طراحی یک پرنده جنگی، اهداف ارائه مقادیر فراوانی از جریان پایدار هوا به پیشرانه‌ها، و داشتن یک پرنده که تشخیص آن توسط رادار دشوار است، می‌توانند در تقابل مستقیم با یکدیگر قرار بگیرند. (70)

همانطور که پیشتر به آن اشاره شد، در جنگنده‌های قدرتمند نیاز ممتدی برای جلوگیری از لایه مرزی به درون ورودی، و هدایت آن به دور از ورودی وجود دارد؛ این نیاز با فاصله گرفتن ورودی از بدنه، و هدایت جریان‌های مرزی نیز توسط صفحه جداساز (Splitter Plate) انجام می‌گیرد. (71)

متأسفانه، این راهکار ها باعث افزایش بازتاب پذیری و سطح مقطع راداری (RCS) پرنده می‌شوند.

در طول رقابت ATF، که در مرحله نهایی آن دو طرح YF-22 لاکهید و YF-23 نورثروپ با یکدیگر رقابت کردند، از جمله نیاز‌های طرح نهایی، RCS کم بود.

طرح لاکهید از نوعی طراحی متعارف برای... (72)

ورودی هوا استفاده کرد که شباهت‌های زیادی به طرح های پیش از خود داشت. این طرح با استفاده از راهکار‌هایی همچون روکش مواد جذاب رادار (RAM)، از سطح مقطع راداری خود ورودی کاهید.

اما طرح نورثروپ از راهکار جالبی استفاده می‌کرد که پیش از این در جنگنده‌ای از آن استفاده نشده بود. (73)

بجای استفاده از دو سازه برای ورودی ها با فاصله از بدنه، نورثروپ از پنل‌های گازی (Gauzing Panels) در سطح بالای جلوی محل اتصال ورودی و بدنه استفاده کرد. پنل‌های مذکور دارای تعداد زیادی سوراخ در سطح خود بودند که وظیفه‌شان "مکش" لایه مرزی چسبیده به بدنه، پیش از ورود... (74)

آن به درون ورودی بود. این هوا سپس از طریق یک جفت درب، و دریچه‌هایی هم سطح با سطح بالایی بدنه تخلیه می‌شد.

کارایی این سطح همانند صفحه‌های تقسیم کننده است، با این تفاوت که بجای جداسازی لایه، آن را حذف می‌کرد. (75)

این سامانه Boundary Layer Control System نام داشت و به صورت خودکار عمل می‌کرد. در نتیجه، طرح ورودی YF-23 بسیار ساده بود و بازتاب‌پذیری راداری پایینی داشت. (76)

این کانسپت توسط کمپانی لاکهید مارتین با طرح Diverterless Supersonic Inlet (DSI) دنبال شد. این طرح دارای یک ورودی مایل به جلو و یک سازه کوهان شکل در مقابل آن است تا سرعت جریان‌های زبر‌صوت را پیش از ورود به دهانه، کاهش دهد و لایه مرزی را به بیرون از ورودی هدایت کند. (77)

این تکنولوژی برای نخستین بار توسط لاکهید در سال 1996 سوار بر یک فروند F-16 پرواز کرد. نتیجه آزمون‌ها نشانگر عدم هیچگونه اختلال در کارکرد توسط ورودی جدید، و حتی بهبود توانایی در سرعت‌های زیر صوت بود. (78)

این طرح با حذف فاصله ورودی و بدنه، و پنهان کردن صورت پیشرانه، طبیعتاً دارای بازتاب‌پذیری بسیار کمتری نسبت به طرح‌های پیشین دارد.

این گونه ورودی‌ها اکنون توسط جنگنده‌های اف-35، جی-20، جی-31، و آخرین مدل‌های جی-10 و جی‌اف-17 مورد استفاده قرار می‌گیرد. (79)

در مجموع، از جمله روش‌های کاهش بازتاب‌پذیری ورودی‌های هوا می توان به نصب سِپَرک در مقابل صورت پیشرانه، تعبیه سازه‌های اخلال رادار در زیر پوست ورودی، و استفاده از روکش مواد جذاب رادار بر روی پوست، اشاره کرد. (80/پایان)