Flujo compresible

Flujo compresible (o dinámica de gases) es la rama de la mecánica de fluidos que se ocupa de los flujos que tienen cambios significativos en la densidad del fluido. Si bien todos los flujos son comprimibles, los flujos generalmente se tratan como incompresibles cuando el número de Mach (la relación entre la velocidad del flujo y la velocidad del sonido) es menor que 0.3 (ya que el cambio de densidad debido a la velocidad es aproximadamente 5% en ese caso). El estudio del flujo compresible es relevante para aeronaves de alta velocidad, motores a reacción, motores de cohetes, entrada a alta velocidad en una atmósfera planetaria, gasoductos, aplicaciones comerciales como la limpieza con chorro abrasivo y muchos otros campos.

Historia

El estudio de la dinámica de gases a menudo se asocia con el vuelo de aviones modernos de alta velocidad y la reentrada atmosférica de vehículos de exploración espacial; sin embargo, sus orígenes se encuentran en máquinas más simples. A principios del siglo XIX, la investigación del comportamiento de las balas disparadas permitió mejorar la precisión y las capacidades de las armas y la artillería. A medida que avanzaba el siglo, inventores como Gustaf de Laval avanzaron en el campo, mientras que investigadores como Ernst Mach buscaron comprender los fenómenos físicos involucrados a través de la experimentación.

A principios del siglo XX, el enfoque de la investigación de la dinámica de gases se desplazó hacia lo que eventualmente se convertiría en la industria aeroespacial. Ludwig Prandtl y sus alumnos propusieron conceptos importantes que van desde la capa límite hasta las ondas de choque supersónicas, los túneles de viento supersónicos y el diseño de toberas supersónicas. Theodore von Kármán, alumno de Prandtl, continuó mejorando la comprensión del flujo supersónico. Otras figuras notables (Meyer, Luigi Crocco [it] y Ascher Shapiro) también contribuyeron significativamente a la principios considerados fundamentales para el estudio de la dinámica moderna de los gases. Muchos otros también contribuyeron a este campo.

Acompañando la mejor comprensión conceptual de la dinámica de los gases a principios del siglo XX, existía la idea errónea de que existía una barrera para la velocidad alcanzable de los aviones, comúnmente conocida como "barrera del sonido". En verdad, la barrera para el vuelo supersónico era meramente tecnológica, aunque era una barrera obstinada de superar. Entre otros factores, los perfiles aerodinámicos convencionales vieron un aumento dramático en el coeficiente de arrastre cuando el flujo se acercó a la velocidad del sonido. Superar la mayor resistencia resultó difícil con los diseños contemporáneos, por lo tanto, la percepción de una barrera del sonido. Sin embargo, el diseño de aeronaves progresó lo suficiente como para producir el Bell X-1. Pilotado por Chuck Yeager, el X-1 alcanzó oficialmente la velocidad supersónica en octubre de 1947.

Históricamente, se han seguido dos caminos paralelos de investigación para profundizar en el conocimiento de la dinámica de gases. La dinámica experimental de gases lleva a cabo experimentos de modelo de túnel de viento y experimentos en tubos de choque y rangos balísticos con el uso de técnicas ópticas para documentar los hallazgos. La dinámica de gas teórica considera las ecuaciones de movimiento aplicadas a un gas de densidad variable y sus soluciones. Gran parte de la dinámica básica de los gases es analítica, pero en la era moderna, la dinámica de fluidos computacional aplica el poder de la computación para resolver las ecuaciones diferenciales parciales no lineales del flujo compresible, que de otro modo serían intratables, para geometrías y características de flujo específicas.

Conceptos introductorios

Desglose del gráfico mecánico de fluidos

Hay varias suposiciones importantes involucradas en la teoría subyacente del flujo compresible. Todos los fluidos están compuestos de moléculas, pero no es necesario rastrear una gran cantidad de moléculas individuales en un flujo (por ejemplo, a presión atmosférica). En cambio, la suposición del continuo nos permite considerar un gas que fluye como una sustancia continua excepto en densidades bajas. Esta suposición proporciona una gran simplificación que es precisa para la mayoría de los problemas de dinámica de gases. Solo en el ámbito de baja densidad de la dinámica de los gases enrarecidos el movimiento de las moléculas individuales adquiere importancia.

Una suposición relacionada es la condición de no deslizamiento en la que se supone que la velocidad del flujo en una superficie sólida es igual a la velocidad de la superficie misma, lo cual es una consecuencia directa de suponer un flujo continuo. La condición de no deslizamiento implica que el flujo es viscoso y, como resultado, se forma una capa límite en los cuerpos que viajan a través del aire a altas velocidades, al igual que en el flujo de baja velocidad.

La mayoría de los problemas de flujo incompresible implican solo dos incógnitas: la presión y la velocidad, que normalmente se encuentran resolviendo las dos ecuaciones que describen la conservación de la masa y del momento lineal, con la supuesta densidad del fluido constante. Sin embargo, en el flujo compresible, la densidad del gas y la temperatura también se vuelven variables. Esto requiere dos ecuaciones más para resolver problemas de flujo compresible: una ecuación de estado para el gas y una ecuación de conservación de la energía. Para la mayoría de los problemas de dinámica de gases, la ley de los gases ideales simple es la ecuación de estado apropiada.

Los problemas de dinámica de fluidos tienen dos tipos generales de marcos de referencia, llamados lagrangianos y eulerianos (ver Joseph-Louis Lagrange y Leonhard Euler). El enfoque lagrangiano sigue una masa fluida de identidad fija a medida que se mueve a través de un campo de flujo. El marco de referencia euleriano, por el contrario, no se mueve con el fluido. Más bien es un marco fijo o volumen de control por el que fluye el fluido. El marco Euleriano es más útil en la mayoría de los problemas de flujo compresible, pero requiere que las ecuaciones de movimiento se escriban en un formato compatible.

Finalmente, aunque se sabe que el espacio tiene 3 dimensiones, se puede lograr una simplificación importante al describir matemáticamente la dinámica de los gases si solo una dimensión espacial es de importancia primordial, por lo tanto, se supone un flujo unidimensional. Esto funciona bien en flujos de conductos, boquillas y difusores donde las propiedades del flujo cambian principalmente en la dirección del flujo en lugar de perpendicular al flujo. Sin embargo, una clase importante de flujos compresibles, incluido el flujo externo sobre cuerpos que viajan a alta velocidad, requiere al menos un tratamiento bidimensional. Cuando las 3 dimensiones espaciales y quizás también la dimensión temporal son importantes, a menudo recurrimos a soluciones computarizadas de las ecuaciones gobernantes.

Número de Mach, movimiento de onda y velocidad sónica

El número de Mach (M) se define como la relación entre la velocidad de un objeto (o de un flujo) y la velocidad del sonido. Por ejemplo, en el aire a temperatura ambiente, la velocidad del sonido es de unos 340 m/s (1100 pies/s). M puede variar de 0 a ∞, pero este amplio rango cae naturalmente en varios regímenes de flujo. Estos regímenes son flujo subsónico, transónico, supersónico, hipersónico e hipervelocidad. La siguiente figura ilustra el número de Mach "espectro" de estos regímenes de flujo.

Sistemas de flujo de número mach

Estos regímenes de flujo no se eligen arbitrariamente, sino que surgen de forma natural a partir de la sólida base matemática que subyace al flujo compresible (consulte los libros de texto de referencia citados). A velocidades de flujo muy lentas, la velocidad del sonido es mucho más rápida que se ignora matemáticamente y el número de Mach es irrelevante. Sin embargo, una vez que la velocidad del flujo se acerca a la velocidad del sonido, el número de Mach se vuelve sumamente importante y comienzan a aparecer ondas de choque. Así, el régimen transónico se describe mediante un tratamiento matemático diferente (y mucho más complejo). En el régimen supersónico, el flujo está dominado por el movimiento de las olas en ángulos oblicuos similares al ángulo de Mach. Por encima de Mach 5, estos ángulos de onda se vuelven tan pequeños que se requiere un enfoque matemático diferente, definiendo el régimen de velocidad hipersónica. Finalmente, a velocidades comparables a las de la entrada atmosférica planetaria desde la órbita, en el rango de varios km/s, la velocidad del sonido ahora es comparativamente tan lenta que una vez más se ignora matemáticamente en el régimen de hipervelocidad.

A medida que un objeto acelera de una velocidad subsónica a una supersónica en un gas, se producen diferentes tipos de fenómenos ondulatorios. Para ilustrar estos cambios, la siguiente figura muestra un punto estacionario (M = 0) que emite ondas sonoras simétricas. La velocidad del sonido es la misma en todas las direcciones en un fluido uniforme, por lo que estas ondas son simplemente esferas concéntricas. A medida que el punto de generación de sonido comienza a acelerarse, las ondas de sonido se "amontonan" en la dirección del movimiento y "estirar" en la dirección opuesta. Cuando el punto alcanza la velocidad sónica (M = 1), viaja a la misma velocidad que las ondas de sonido que crea. Por lo tanto, un número infinito de estas ondas sonoras "apilan" por delante del punto, formando una onda de choque. Al lograr el flujo supersónico, la partícula se mueve tan rápido que continuamente deja atrás sus ondas de sonido. Cuando esto ocurre, el lugar geométrico de estas ondas que se arrastran detrás del punto crea un ángulo conocido como ángulo de onda de Mach o ángulo de Mach, μ:

μ μ =arcsin⁡ ⁡ ()aV)=arcsin⁡ ⁡ ()1M){displaystyle mu =arcsin left({frac {a}{V}right)=arcsin left({frac {1} {M}right)}

Donde a{displaystyle a} representa la velocidad del sonido en el gas y V{displaystyle V} representa la velocidad del objeto. Aunque se llama para el físico austriaco Ernst Mach, estas olas oblicuas fueron descubiertas por primera vez por Christian Doppler.

Movimiento de onda y la velocidad del sonido

Flujo unidimensional

El flujo unidimensional (1-D) se refiere al flujo de gas a través de un conducto o canal en el que se supone que los parámetros de flujo cambian significativamente a lo largo de una sola dimensión espacial, a saber, la longitud del conducto. Al analizar el flujo del canal 1-D, se hacen una serie de suposiciones:

• Relación de longitud del conducto a la anchura (L/D) es ≤ aproximadamente 5 (para descuidar la fricción y la transferencia de calor),
• Steady vs. Unsteady Flow,
• El flujo es isentrópico (es decir, un proceso adiabático reversible),
• Derecho de gas ideal (p.e. P = ρRT)

Toberas Laval convergentes-divergentes

A medida que la velocidad de un flujo se acelera del régimen subsónico al supersónico, la física de los flujos de boquilla y difusor se altera. Usando las leyes de conservación de la dinámica de fluidos y la termodinámica, se desarrolla la siguiente relación para el flujo del canal (conservación combinada de masa y cantidad de movimiento):

dP()1− − M2)=*** *** V2()dAA){displaystyle dPleft(1-M^{2}right)=rho V^{2}left({frac {dA}right)},

donde dP es el cambio diferencial de presión, M es el número de Mach, ρ es la densidad del gas, V es la velocidad del flujo, A es el área del conducto y dA es el cambio de área de el conducto Esta ecuación establece que, para flujo subsónico, un conducto convergente (dA < 0) aumenta la velocidad del flujo y un conducto divergente (dA > 0) disminuye la velocidad del flujo. Para el flujo supersónico ocurre lo contrario debido al cambio de signo de (1 − M²). Un conducto convergente (dA < 0) ahora disminuye la velocidad del flujo y un conducto divergente (dA > 0) aumenta la velocidad del flujo. En Mach = 1, ocurre un caso especial en el que el área del conducto debe ser máxima o mínima. A efectos prácticos, solo un área mínima puede acelerar los flujos a Mach 1 y más. Ver tabla de difusores y toberas subsupersónicos.

Tabla mostrando la inversión en la física de boquillas y difusores con números de Mach cambiantes

Por lo tanto, para acelerar un flujo a Mach 1, se debe diseñar una boquilla para que converja en un área de sección transversal mínima y luego se expanda. Este tipo de tobera, la tobera convergente-divergente, se llama tobera de Laval en honor a Gustaf de Laval, quien la inventó. A medida que el flujo subsónico ingresa al conducto convergente y el área disminuye, el flujo se acelera. Al alcanzar el área mínima del conducto, también conocida como garganta de la boquilla, el flujo puede llegar a Mach 1. Si la velocidad del flujo debe continuar aumentando, su densidad debe disminuir para obedecer la conservación de la masa. Para lograr esta disminución de densidad, el flujo debe expandirse, y para hacerlo, el flujo debe pasar a través de un conducto divergente. Ver imagen de la boquilla de Laval.

Nozzle de Laval diagrama

Velocidad máxima alcanzable de un gas

En última instancia, debido a la ley de conservación de la energía, un gas está limitado a una determinada velocidad máxima en función de su contenido de energía. La velocidad máxima, V_max, que puede alcanzar un gas es:

Vmax=2cpTt{displaystyle V_{text{max}={sqrt {2c_{p}T_{t}}}

donde c_p es el calor específico del gas y T_t es la temperatura de estancamiento del flujo.

Relaciones de número de Mach de flujo isentrópico

Usando las leyes de conservación y la termodinámica, una serie de relaciones de la forma

propiedad1propiedad2=f()M,γ γ ){displaystyle {frac {text{property}}{1}{text{property}_{2}}}}=f(M,gamma)}

puede obtenerse, donde M es el número de Mach y γ es la relación de calores específicos (1,4 para el aire). Consulte la tabla de relaciones de número de Mach de flujo isoentrópico.

Mesa de relaciones de flujo Isentropic. Equations to relate the field properties in isentropic flow.

Lograr un flujo supersónico

Como se mencionó anteriormente, para que un flujo se vuelva supersónico, debe pasar a través de un conducto con un área mínima o garganta sónica. Además, se necesita una relación de presión general, P_b/P_t, de aproximadamente 2 para alcanzar Mach 1. Una vez que ha alcanzado Mach 1, el flujo en la garganta es dice que está ahogado. Debido a que los cambios aguas abajo solo pueden moverse aguas arriba a una velocidad sónica, el flujo másico a través de la boquilla no puede verse afectado por cambios en las condiciones aguas abajo después de que se obstruye el flujo.

Flujo de canal 1D no isentrópico de un gas: ondas de choque normales

Las ondas de choque normales son ondas de choque que son perpendiculares a la dirección del flujo local. Estas ondas de choque ocurren cuando las ondas de presión se acumulan y se fusionan en una onda de choque extremadamente delgada que convierte la energía cinética en energía térmica. Así, las ondas se superponen y se refuerzan entre sí, formando una onda de choque finita a partir de una serie infinita de ondas sonoras infinitesimales. Debido a que el cambio de estado a lo largo del choque es altamente irreversible, la entropía aumenta a lo largo del choque. Cuando se analiza una onda de choque normal, se asume el flujo unidimensional, estacionario y adiabático de un gas perfecto. La temperatura de estancamiento y la entalpía de estancamiento son las mismas aguas arriba y aguas abajo del choque.

Las ecuaciones Rankine-Hugoniot relacionan condiciones antes y después de una onda de choque normal.

Las ondas de choque normales se pueden analizar fácilmente en dos marcos de referencia: el choque normal estacionario y el choque en movimiento. El flujo antes de una onda de choque normal debe ser supersónico y el flujo después de un choque normal debe ser subsónico. Las ecuaciones de Rankine-Hugoniot se utilizan para resolver las condiciones de flujo.

Flujo bidimensional

Aunque el flujo unidimensional se puede analizar directamente, es simplemente un caso especializado de flujo bidimensional. De ello se deduce que uno de los fenómenos definitorios del flujo unidimensional, un choque normal, es igualmente solo un caso especial de una clase más amplia de choques oblicuos. Además, el nombre "normal" es con respecto a la geometría en lugar de la frecuencia de ocurrencia. Los choques oblicuos son mucho más comunes en aplicaciones tales como: diseño de entrada de aeronaves, objetos en vuelo supersónico y (a un nivel más fundamental) toberas y difusores supersónicos. Dependiendo de las condiciones del flujo, un amortiguador oblicuo puede unirse al flujo o separarse del flujo en forma de arco de choque.

onda de choque adjunta mostrada en un modelo X-15 en un túnel de viento supersónico

Ejemplo Bowshock para un cuerpo contundente

Ondas de choque oblicuas

Diagrama de obstrucción

Las ondas de choque oblicuas son similares a las ondas de choque normales, pero se producen en ángulos inferiores a 90° con respecto a la dirección del flujo. Cuando se introduce una perturbación en el flujo con un ángulo distinto de cero (δ), el flujo debe responder a las condiciones de contorno cambiantes. Así se forma un choque oblicuo, lo que resulta en un cambio en la dirección del flujo.

Diagrama polar de choque

Diagrama polar de choque

Según el nivel de desviación del flujo (δ), los choques oblicuos se caracterizan como fuertes o débiles. Los choques fuertes se caracterizan por una mayor desviación y una mayor pérdida de entropía a lo largo del choque, mientras que los choques débiles son lo contrario. Para obtener una visión superficial de las diferencias en estos choques, se puede usar un diagrama polar de choque. Con la temperatura estática después del choque, T*, conocida, la velocidad del sonido después del choque se define como,

AAlternativa Alternativa =γ γ RTAlternativa Alternativa {displaystyle ¿Qué?

con R como la constante de los gases y γ como la relación de calor específico. El número de Mach se puede dividir en coordenadas cartesianas

M2xAlternativa Alternativa =VxaAlternativa Alternativa M2Sí.Alternativa Alternativa =VSí.aAlternativa Alternativa {displaystyle {begin{aligned}M_{2x} {={frac} {fnK} {f}}}m_{2y} {f} {f} {f}} {f}} {f}}}} {f} {f}} {f}}}}} {f}}}}} {f} {f}} {f}}}} {f}}}}}}}}\\\\\\\\\\\\\\\\\fn}\\\\\\\\\\\\\fn}}}}\\\\\\\\\fn}}}}\\\\\\\\\\\\\\fn}}}}}}}}}}\\\\\\\\\\\fn {fnK} {fnK}} {fnK}}} {fn}}} {fn}} {fn}} {fnK}}}}}}} {fnK}}}}}} {fn}}}}}} {f}}}}}} {fnK}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}} {end{end {pend} {f} {f} {f} {f} {f} {f} {pend} {f} {f} {f} {f} {f} {f} {f} {f} {f} {f} {f} {f} {f} {f} {f}

con V_x y V_y como las componentes x e y de la velocidad del fluido V. Con el número de Mach antes del choque dado, se puede establecer un lugar geométrico de las condiciones. se especifico. En algún δ_max, el flujo pasa de un choque oblicuo fuerte a uno débil. Con δ = 0°, se produce un choque normal en el límite del choque oblicuo fuerte y la onda Mach se produce en el límite de la onda de choque débil.

Reflejo de choque oblicuo

Debido a la inclinación del choque, después de que se crea un choque oblicuo, puede interactuar con un límite de tres maneras diferentes, dos de las cuales se explican a continuación.

Límite sólido

El flujo entrante se gira primero en un ángulo δ con respecto al flujo. Esta onda de choque se refleja en el límite sólido y el flujo se desvía – δ para volver a ser paralelo al límite. Es importante señalar que cada onda de choque progresiva es más débil y el ángulo de onda aumenta.

Reflexión irregular

Un reflejo irregular es muy parecido al caso descrito anteriormente, con la salvedad de que δ es mayor que el ángulo de giro máximo permitido. Así se forma un choque desprendido y ocurre una reflexión más complicada conocida como reflexión Mach.

Abanicos Prandtl-Meyer

Los ventiladores de Prandtl-Meyer se pueden expresar como ventiladores de compresión y de expansión. Los abanicos de Prandtl-Meyer también cruzan una capa límite (es decir, fluida y sólida) que también reacciona en diferentes cambios. Cuando una onda de choque golpea una superficie sólida, el ventilador resultante regresa como uno de la familia opuesta, mientras que cuando uno golpea un límite libre, el ventilador regresa como un ventilador de tipo opuesto.

Ventiladores de expansión Prandtl-Meyer

Prandtl–Meyer diagrama de abanico de expansión

Hasta este punto, los únicos fenómenos de flujo que se han discutido son las ondas de choque, que ralentizan el flujo y aumentan su entropía. Es posible acelerar el flujo supersónico en lo que se ha denominado un ventilador de expansión de Prandtl-Meyer, en honor a Ludwig Prandtl y Theodore Meyer. El mecanismo para la expansión se muestra en la siguiente figura.

A diferencia del flujo que encuentra una obstrucción inclinada y forma un choque oblicuo, el flujo se expande alrededor de una esquina convexa y forma un abanico de expansión a través de una serie de ondas Mach isoentrópicas. La expansión "ventilador" se compone de ondas de Mach que se extienden desde el ángulo de Mach inicial hasta el ángulo de Mach final. El flujo puede expandirse alrededor de una esquina afilada o redondeada por igual, ya que el aumento en el número de Mach es proporcional solo al ángulo convexo del pasaje (δ). La esquina de expansión que produce el abanico de Prandtl-Meyer puede ser afilada (como se ilustra en la figura) o redondeada. Si el ángulo de giro total es el mismo, entonces la solución de flujo P-M también es la misma.

La expansión de Prandtl-Meyer puede verse como la explicación física del funcionamiento de la boquilla de Laval. El contorno de la boquilla crea una serie suave y continua de ondas de expansión de Prandtl-Meyer.

Ventiladores de compresión Prandtl-Meyer

Diagrama básico de compresión PM

Una compresión de Prandtl-Meyer es el fenómeno opuesto a una expansión de Prandtl-Meyer. Si el flujo gira gradualmente en un ángulo de δ, se puede formar un ventilador de compresión. Este abanico es una serie de ondas de Mach que eventualmente se fusionan en un choque oblicuo. Debido a que el flujo está definido por una región isoentrópica (flujo que viaja a través del abanico) y una región anisentrópica (flujo que viaja a través del choque oblicuo), resulta una línea de deslizamiento entre las dos regiones de flujo.

Aplicaciones

Túneles de viento supersónicos

Los túneles de viento supersónicos se utilizan para probar e investigar flujos supersónicos, aproximadamente en el rango de número de Mach de 1,2 a 5. El principio operativo detrás del túnel de viento es que se mantiene una gran diferencia de presión aguas arriba y aguas abajo, impulsando el flujo.

Lista de clasificación de túneles de viento supersónicos

Los túneles de viento se pueden dividir en dos categorías: túneles de viento de funcionamiento continuo y túneles de viento de funcionamiento intermitente. Los túneles de viento supersónicos de operación continua requieren una fuente de energía eléctrica independiente que aumenta drásticamente con el tamaño de la sección de prueba. Los túneles de viento supersónicos intermitentes son menos costosos porque almacenan energía eléctrica durante un período prolongado y luego descargan la energía durante una serie de pruebas breves. La diferencia entre estos dos es análoga a la comparación entre una batería y un condensador.

Blowdown supersónico túnel de viento

Langley indraft supersónico túnel de viento vacío esfera

Los túneles de viento supersónicos de purga ofrecen un alto número de Reynolds, un tanque de almacenamiento pequeño y aire seco fácilmente disponible. Sin embargo, causan un peligro de alta presión, resultan en dificultad para mantener una presión de estancamiento constante y son ruidosos durante la operación.

Los túneles de viento supersónicos Indraft no están asociados con un riesgo de presión, permiten una presión de estancamiento constante y son relativamente silenciosos. Desafortunadamente, tienen un rango limitado para el número de Reynolds del flujo y requieren un tanque de vacío grande.

No hay duda de que el conocimiento se obtiene a través de la investigación y las pruebas en túneles de viento supersónicos; sin embargo, las instalaciones a menudo requieren grandes cantidades de energía para mantener las grandes relaciones de presión necesarias para las condiciones de prueba. Por ejemplo, Arnold Engineering Development Complex tiene el túnel de viento supersónico más grande del mundo y requiere la energía necesaria para iluminar una ciudad pequeña para su funcionamiento. Por esta razón, los grandes túneles de viento son cada vez menos comunes en las universidades.

Entradas de aviones supersónicos

Quizás el requisito más común para los amortiguadores oblicuos se encuentra en las tomas de aire de aeronaves supersónicas para velocidades superiores a Mach 2 (el F-16 tiene una velocidad máxima de Mach 2 pero no necesita una toma de choque oblicuo). Uno de los propósitos de la entrada es minimizar las pérdidas a través de los choques a medida que el aire supersónico entrante se ralentiza a subsónico antes de ingresar al motor turborreactor. Esto se logra con una o más descargas oblicuas seguidas de una descarga normal muy débil, con un número de Mach aguas arriba generalmente inferior a 1,4. El flujo de aire a través de la admisión debe gestionarse correctamente en un amplio rango de velocidades desde cero hasta su velocidad supersónica máxima. Esto se hace variando la posición de las superficies de admisión.

Aunque se requiere una geometría variable para lograr un rendimiento aceptable desde el despegue hasta velocidades superiores a Mach 2, no existe un único método para lograrlo. Por ejemplo, para una velocidad máxima de alrededor de Mach 3, el XB-70 usaba entradas rectangulares con rampas ajustables y el SR-71 usaba entradas circulares con cono central ajustable.

Entradas rectangulares XB-70 con rampas (no visibles)

SR-71 entradas redondas con cuerpo central