BRPI0818699B1

BRPI0818699B1 - Entrada de baixa força de choque

Info

Publication number: BRPI0818699B1
Application number: BRPI0818699-5A
Authority: BR
Inventors: Timothy R. Conners
Original assignee: Gulfstream Aerospace Corporation
Priority date: 2007-10-24
Filing date: 2008-10-24
Publication date: 2019-09-17
Also published as: EP2215341A2; BRPI0820339B1; WO2009085380A2; EP2215341A4; US8783039B2; US8973370B2; CA2703602A1; US8393158B2; CA2703748A1; WO2009055041A3; US20130118594A1; EP2212532A4; BRPI0820339A2; US20100043389A1; EP2212532B1; US9027583B2; EP2215341B1; US20130062424A1; EP2212532A2; WO2009085380A3

Abstract

entrada de baixa força de choque modalidades da invenção referem-se a uma entrada supersônica tendo uma capota configurada para capturar o choque cônico e apresentar um ângulo de capota zero ou substancialmente zero. a entrada pode ser configurada para empregar uma superfície de compressão isentrópica relaxada e um desvio interno. o desvio de nacela pode evitar que distorções de fluxo, introduzidas pela captura do choque cônico, atinjam a turbomaquinaria, desse modo permitindo que o ângulo de capota seja reduzido para zero ou substancialmente zero. tal ângulo de capota pode reduzir a contribuição da entrada para a assinatura de boorn sônica geral para urna aeronave supersônica enquanto permite um aumento em recuperação de pressão de motor e um aperfeiçoamento subsequente em empuxo gerado pelo motor.

Description

Campo da Invenção

As modalidades da presente invenção referem-se genericamente a entradas supersônicas para aeronaves supersônicas e mais particularmente a entradas supersônicas configuradas para reduzir a contribuição da entrada supersônica à assinatura de estrondo sônico da aeronave. Antecedentes da Técnica

Motores de turbina a gás podem propelir aeronaves em velocidades supersônicas. Entretanto, os motores de turbina a gás operam genericamente em fluxo de ar subsônica na faixa de aproximadamente 0,3 a 0,6 Mach na face à montante de um motor. A entrada do motor funciona para desacelerar o fluxo de ar de entrada a uma velocidade compatível com as exigências do motor de turbina a gás. Para fazer isso, a entrada tem uma superfície de compressão e uma trajetória de fluxo correspondente, utilizada para desacelerar o fluxo supersônico em um choque terminal forte. Um difusor desacelera adicionalmente o fluxo resultante do choque terminal forte a uma velocidade correspondendo às exigências do motor de turbina a gás.

Uma medição de eficiência de operação de entrada é a pressão total perdida no fluxo de ar entre o lado de entrada e o lado de descarga da entrada. A recuperação de pressão total de uma entrada é definida por uma razão da pressão total na descarga para a pressão total no fluxo livre. A maximização da recuperação total de pressão leva à maximização de empuxo e motor bruto, desse modo aperfeiçoando o desempenho do sistema de propulsão. Métodos de desenho de entrada tradicionais têm como objetivo maximizar a recuperação total da pressão. Essa abordagem tradicional, entretanto, resulta freqüentemente em um desenho de entrada complexo com alto arrasto.

Uma abordagem tradicional para o desenho de entrada supersônica tipicamente emprega focalização de choque em talho. Como entendido por aqueles com conhecimentos na técnica, focalização de choque em talho envolve projetar uma configuração de superfície de compressão de uma entrada de compressão externa de tal modo que os choques gerados por entrada (que ocorrem em uma velocidade de cruzeiro de desenho supersônico) encontram em um local imediatamente à frente da capota de destaque ou capota. As vantagens de focalização de choque em talho incluem melhor recuperação de pressão e baixo arrasto de derramamento de fluxo.

Além disso, ao utilizar focalização de choque em talho, o ângulo de capota da carenagem pode ser alinhado com o fluxo supersônico local nas proximidades do choque terminal para evitar formação de um perfil de área de fluxo de difusor subsônico adverso ou uma estrutura de choque interno complexa na região de talho. Se isso não for feito, uma estrutura de choque interno complexa e um perfil de área de fluxo de 10 difusor subsônico adverso pode resultar, reduzindo possivelmente a recuperação de pressão de entrada e eficiência de bombeamento de fluxo, bem como minando a estabilidade de fluxo de difusor.

Como entendido na técnica, à medida que a velocidade de desenho supersônico aumenta, aumentará também a quantidade de compressão necessária para desacelerar o fluxo a um número Mach de choque terminal fixo. Compressão adicional requer mais giro de fluxo para fora do eixo de entrada, resultando em um aumento correspondente no ângulo de capota (para alinhar o ângulo de capota com o fluxo local no choque terminal). A figura 1 ilustra esquematicamente uma vista lateral de uma entrada convencional 1. A entrada 1 tem uma superfície de compressão 10 e uma capota 11. A capota 11 é posicionada de tal modo que tanto um choque inicial como um choque terminal da superfície de compressão 10 encontram em um ponto antes da capota 11. Um ângulo de capota 12 é formado quando a capota 11 é alinhada com o fluxo local. Como mencionado, quando a velocidade de desenho supersônico 5 aumenta, a quantidade de compressão necessária para desacelerar o fluxo para um número Mach de choque terminal fixo também aumenta, resultando em um aumento em ângulo de capota. Qualquer aumento em ângulo de capota resulta em área frontal de entrada adicional, que aumenta arrasto de entrada 10 à medida que a velocidade aumenta. Essa tendência adversa é um motivo chave pelo qual entradas de compressão externa convencionais perdem a viabilidade em números Mach supersônico elevados.

Um modo para controlar arrasto de talho, como discutido 15 na patente US número 6,793,175 de Sanders, envolve configurar a entrada para minimizar o formato e tamanho da capota. A configuração da entrada parece inicialmente com um setor circunferencial de uma entrada axissimétrica, porém muda o local de superfície de compressão para o raio externo e 20 dispõe a carenagem no raio interno em uma geometria 3-D de desempenho mais elevado. O fato de que a capota é localizada no raio interno reduz o arco físico da capota. Problemas com esse método incluem os desafios de integração de aeronave criados pela geometria 3-D, como o fato de que o formato em seção transversal pode ser mais difícil de integrar a partir de uma perspectiva de embalagem em comparação com um desenho axissimétrico equivalente para sistemas com propulsão por nacela de motor a jato. Além disso, o formato de entrada 5 complexo é provável de criar padrões de distorção complexos que exigem técnicas de diminuição de escala grande no difusor subsônico ou o uso de motores com características de operabilidade mais robustas.

Outro modo para controlar arrasto por reduzir o ângulo 10 de capota se baseia em diminuição do ângulo de giro de fluxo por aumentar o número Mach de choque de terminal de entrada. O aperfeiçoamento em redução de arrasto é freqüentemente negado pela redução em recuperação de pressão resultando a partir do choque de terminal mais forte. Além disso, o 15 aumento do número Mach de choque de terminal na base do choque também encontra limitações significativas na prática devido aos efeitos de fluxo viscoso. Números Mach de choque de terminal mais elevado na base do choque agravam a interação de camada de limite de choque e reduzem a saúde da 20 camada de limite de base de choque. O aumento em resistência a choque na região de base também reduz margem de vibração de entrada, reduzindo capacidade de estrangulamento de fluxo subcrítico. Adicionalmente, o aumento em número Mach de choque térmico mais provavelmente exigirá um sistema de controle de entrada ou gerenciamento de camada de limite complexo.

Superfícies de compressão de entrada são tipicamente agrupadas em dois tipos: reto ou isentrópico. Uma superfície reta tem uma rampa plana ou seções cônicas que produzem choques cônicos ou oblíquos discretos, enquanto uma superfície isentrópica tem uma superfície continuamente curva que produz um continuum de choques pequenos infinitesimamente frascos durante o processo de compressão. Teoricamente, uma superfície de compressão isentrópica tradicional pode ter recuperação de pressão melhor do que uma superfície reta projetada para as mesmas condições operacionais, porém efeitos viscosos reais podem reduzir o desempenho geral das entradas de superfície isentrópica e resultam em saúde de camada de limite mais fraca.

Sumário da Invenção

De acordo com uma modalidade da invenção, uma entrada supersônica pode incluir uma borda avançada configurada para gerar uma primeira onda de choque, uma superfície de compressão posicionada à jusante da borda avançada, e uma capota espacialmente separada da superfície de compressão de tal modo que a capota e a superfície de compressão definem uma abertura de entrada para receber um fluxo supersônico. A entrada supersônica pode incluir também um divisor de desvio

disposto	entre a capota	e o	corpo central	para	formar	um
desvio.	A	superfície	de	compressão também	pode	ser
configurada	para gerar	uma	segunda onda	de choque,	que

durante operação da entrada supersônica em uma velocidade de cruzeiro predeterminada, estende a partir da superfície de compressão para intersectar a primeira onda de choque em um primeiro ponto espacialmente separado da superfície de compressão por uma distância menor do que a distância que separa a superfície de compressão e a capota de tal modo que a entrada capture a primeira onda de choque.

Em outra modalidade da invenção, um sistema de propulsão supersônico pode ser configurado para incluir um motor tendo uma admissão de ar e um sistema de descarga, uma seção de difusor subsônico acoplado à admissão de ar do motor, e uma seção de compressão supersônica acoplada ao difusor subsônico e incluindo uma superfície de compressão, um divisor de desvio e uma capota. A capota pode ser espacialmente separada da superfície de compressão de tal modo que a capota e a superfície de compressão definem uma abertura de entrada para receber um fluxo supersônico. A superfície de compressão pode ser também configurada para gerar uma primeira onda de choque de uma borda avançada da superfície de compressão e uma segunda onda de choque de tal modo que a segunda onda de choque estende a partir da superfície de compressão para

Λ intersectar a primeira onda de choque em um primeiro ponto localizado entre a superfície de compressão e a capota, de tal modo que a abertura de entrada capture a primeira onda de choque.

Outro exemplo de uma modalidade da invenção pode incluir o método de desacelerar um fluxo supersônico para um sistema de propulsão supersônico onde o método inclui voar em uma velocidade supersônica predeterminada, receber um fluxo supersônico em uma abertura de entrada de uma entrada supersônica do sistema de propulsão supersônico, gerar uma primeira onda de choque, gerar uma segunda onda de choque que intersecta a primeira onda de choque, receber a primeira onda de choque, durante operação da entrada em uma velocidade supersônica predeterminada, na abertura de entrada, e dividir um fluxo subsônico em uma primeira porção de fluxo e uma porção de fluxo de desvio, pelo que a porção de fluxo de desvio separa uma distorção de fluxo substancialmente total introduzida quando a abertura de entrada recebe a primeira onda de choque.

Breve Descrição dos Desenhos

Ά figura 1 ilustra esquematicamente uma vista lateral de um tipo convencional de entrada para uma aeronave supersônica.

A figura 2 ilustra esquematicamente uma vista em elevação lateral de uma entrada de aeronave supersônica.

A figura 3 ilustra esquematicamente uma vista lateral de uma entrada de acordo com uma modalidade da invenção.

A figura 4 ilustra uma solução de Dinâmica de fluxo computacional (CFD) de cor Mach de uma entrada com uma capota convencional.

A figura 5 ilustra uma solução CFD de cor Mach de uma entrada de compressão externa com uma capota de ângulo zero 10 de acordo com uma modalidade da invenção.

Descrição Detalhada da Invenção

A presente revelação será descrita agora mais completamente com referência às figuras nas quais várias modalidades da invenção são mostradas. A matéria dessa revelação pode, entretanto, ser incorporada em muitas formas diferentes e não deve ser interpretada como sendo limitada às modalidades expostas aqui.

Uma modalidade da invenção pode incluir uma entrada supersônica para aeronave supersônica que é configurada para 20 reduzir a contribuição de entrada a uma assinatura de estrondo sônico de aeronave supersônica. Para realizar isso, modalidades da invenção podem posicionar a capota da entrada de tal modo que a entrada capture o choque cônico e/ou oblíquo inicial no plano de admissão, evitando que a energia de choque cônica ou descontinuidade funda com os choques gerados pela estrutura do avião durante vôo supersônico. Também se considera que o ângulo de capota da nacela pode ser reduzido a zero ou substancialmente zero para reduzir a contribuição de choque de capota e arrasto de capota na assinatura geral de uma aeronave supersônica.

Ao projetar uma entrada de acordo com uma modalidade da invenção, uma superfície de compressão isentrópica relaxada pode ser utilizada. Como discutido no pedido de patente US no. 11/639,339, comumente pertencente, depositado em 15 de dezembro de 2006 (intitulado Isentropic compression inlet for supersonic airfraft) que é pelo presente incorporado a título de referência na íntegra, uma redução em ângulo de capota pode ser obtida por projetar uma entrada para empregar uma superfície de compressão isentrópica relaxada de tal modo que o ângulo de capota possa ser reduzido. Uma superfície de compressão isentrópica relaxada é uma superfície de compressão isentrópica onde uma pluralidade de linhas Mach não focaliza no ponto de foco onde .o choque inicial e o choque terminal se encontram. Essa falta de focalização de linha Mach pode ser configurada para produzir um nível de compressão total menor do que o nível de compressão gerado por uma superfície de compressão isentrópica convencional projetada para os mesmos critérios. A superfície de compressão isentrópica relaxada pode ser configurada para aumentar número de Mach de choque terminal na região da capota (criando o mecanismo que reduz ângulo de fluxo no talho) , porém retém um número Mach de choque terminal ao longo do restante do choque, incluindo a região de base do choque terminal (conservando uma característica de recuperação de pressão geral razoável e boa estabilidade de choque). Tal arranjo pode reduzir significativamente o ângulo de fluxo local na capota, levando a uma redução em ângulo de carenagem e um aperfeiçoamento substancial no desempenho e uma redução em resistência a choque.

A figura 2 ilustra esquematicamente uma seção transversal de vistas lateral de uma entrada de compressão externa isentrópica relaxada 100 configurada utilizando focalização de choque em talho como revelado no pedido de patente US número 11/639,339. A entrada 100 inclui uma superfície de compressão 110 com uma superfície reta inicial 140 em um ângulo de giro inicial 110a. A superfície de compressão 110 inclui uma segunda superfície de compressão 111 que compreende uma seção curva 112 e uma seção reta 113. A superfície de compressão 110 faz transição para um ressalto 130, que define a garganta 135, a porção mais estreita da trajetória de fluxo de entrada 100. A entrada 100 também inclui capota 120 posicionada em um ângulo de capota 110b medido fora da linha central da entrada 100. Embora somente a seção curva 112 da segunda superfície de compressão 111 gere compressão isentrópica, a superfície de compressão inteira 110 é mencionada aqui como uma superfície de compressão isentrópica relaxada. Para comparação, um exemplo de uma superfície de compressão isentrópica tradicional 160 é mostrada em uma linha tracejada. Após o fluxo atingir a garganta 135, o difusor subsônico 150 provêm uma trajetória de fluxo divergente que distribui fluxo subsônico para o 10 motor.

A entrada 100 gera primeiramente um choque inicial 200 à medida que o fluxo de ar na região B desloca na direção A e encontra a superfície de compressão 110 da entrada 100. A superfície de compressão 10 pode ser configurada para gerar 15 um choque terminal 210, tendo uma base 210a adjacente à superfície de compressão 110. Como mostrado na figura 2, o choque inicial 200 e o choque terminal 210 são focalizados em um ponto de foco de choque 230. Um choque de capota 220 é mostrado estendendo para cima para fora da capota 120. A 20 superfície de compressão isentrópica relaxada permite moldagem significativa do choque terminal 210 de tal modo que a região radial externa do choque seja quase ortogonal à linha central de entrada. Por moldar o choque terminal utilizando compressão relaxada, a capota 120 pode ser alinhada com o ângulo de fluxo local nessa região radial externa do choque, reduzindo grandemente o ângulo de capota. Além disso, características de fluxo adverso discretas, como formação de choque secundário ou separação de fluxo, podem ser reduzidas na região de capota.

Embora o ângulo de capota possa ser grandemente reduzido ao utilizar uma entrada de compressão isentrópica relaxada de acordo com a figura 2, a capota está ainda alinhada com o ângulo de fluxo local na região radial externa do choque terminal diretamente na frente da capota. Como seria entendido por aqueles versados na técnica, a redução do ângulo de capota 110b, a partir do ângulo mostrado na figura 2 para zero ou substancialmente zero pode resultar em distorção de fluxo no difusor que pode aumentar quando o ângulo de carenagem não mais alinha com o fluxo local nas proximidades do choque terminal. Essa condição pode gerar choques secundários e campos de pressão adversos nas proximidades da capota, que pode introduzir defeitos de bloqueio radial de ponta forte no fluxo vistos pelo motor na face da ventoinha. Além disso, a redução simples do ângulo de capota 110b para zero ou substancialmente zero também pode criar instabilidade de fluxo temporal no difusor potencialmente resultando a partir dos distúrbios de fluxo criados na região radial externa que pode iniciar e manter ressonância de fluxo de difusor. Tal ressonância pode afetar adversamente o desempenho e potencialmente danificar a entrada e o motor.

Adicionalmente, uma redução simples no ângulo de capota pode ser ineficaz para controlar arrasto de carenagem atrás, ou arrasto na nacela atrás da capota resultando de qualquer aumento em diâmetro de nacela visto que o perfil de nacela abrange o motor. Esse aumento em diâmetro de nacela pode causar um gradiente mais abrupto no ângulo de superfície da carenagem à medida que o diâmetro máximo de nacela é aproximado.

Além disso, quando a capota é posicionada para capturar o choque cônico ou inicial e o choque terminal de acordo com as modalidades da invenção, instabilidades de fluxo internas à entrada podem ser introduzidas. Como entendido por aqueles versados na técnica, a captura dos choques terminal e cônico pode diminuir a capacidade de previsão do ambiente de fluxo de choque terminal posterior e introduzir separação de fluxo na superfície de capota interna e produzir dinâmica de fluxo indesej ável.

As modalidades da invenção podem ser configuradas para diminuir os efeitos adversos acima discutidos de ângulo de capota zero e captura de choque terminal e cônico por empregar um sistema de desvio de fluxo para separar e isolar o fluxo radial externo capturado por uma entrada e desvio que separou o fluxo em torno do motor. As modalidades da invenção podem utilizar o desenho de desvio de nacela como descrito no pedido de patente US comumente pertencente no. 60/960,986, depositado em 24 de outubro de 2007 (intitulado Supersonic nacela), que é pelo presente incorporado a titulo de referência na integra.

Por combinar captura de choque inicial, um desvio interno, e um ângulo de capota zero, as modalidades da invenção podem ser configuradas para reduzir arrasto relacionado a derramamento e resistência a choque de capota por capturar a resistência do choque cônico inicial e o choque terminal interno à entrada. Mais especificamente, a captura dos choques terminal e cônico pode permitir que a energia de choque ou descontinuidade seja retida nas trajetórias de fluxo de nacela, evitando que o choque se funda com choques gerados pela estrutura do avião durante vôo supersônico e contribuindo para a assinatura de estrondo sônico geral. O uso de uma trajetória de fluxo de desvio de nacela pode ser configurado para fornecer um mecanismo de separação, isolamento e eliminação para os defeitos de fluxo espacial e temporal resultante que podem ser produzidos por captura de choque e ângulo de capota zero, deixando uma trajetória de fluxo primária disponível para uso pelo motor.

A figura 3 ilustra esquematicamente uma vista em seção transversal de uma entrada 300 de acordo com uma modalidade da invenção. A entrada supersônica 300 inclui um corpo central 310 com uma superfície de compressão isentrópica relaxada 320 e uma borda avançada 325. Deve ser entendido que, embora uma superfície de compressão isentrópica relaxada seja mostrada e descrita com referência à figura 3, outras superfícies de compressão, como superfície totalmente isentrópica ou uma superfície de compressão de superfície reta, podem ser utilizadas. A entrada 300 também inclui uma capota 330 e um divisor de desvio 340 para formar um desvio de nacela 350. Um montante de desvio 360 e um montante primário 370 (que são somente mostrados na parte inferior da nacela 300 e foram removidos do topo da nacela 300 para clareza) podem fornecer suporte estrutural para a entrada., produzindo uma estrutura de nacela rígida, forte e leve, enquanto maximiza o volume interno de nacela. Como discutido no pedido de patente US número 60/960,986, o montante de desvio 360 também pode ser utilizado para moldar a direção e a quantidade de fluxo de ar dependendo das características de bloqueio local na região de desvio.

Como mostrado na figura 3, a estrutura de entrada e arranjo podem ser configurados de tal modo que o ângulo de capota seja extremamente pequeno ou mesmo reduzido a zero.

Como seria entendido por aqueles versados na técnica, um ângulo de capota de zero ou substancialmente zero reduz a resistência do choque de capota devido a reduções na área superficial projetada exposta ao fluxo de fluxo livre. Embora a espessura da capota possa incluir alguma quantidade finita de material necessário para construir a capota, a estrutura de capota pode ser extremamente fina., dependendo dos materiais e aplicação. Considera-se que a espessura de parede de nacela pode crescer para dentro movendo atrás ao longo da trajetória de fluxo interna, fornecendo o volume necessário para incorporar estrutura enquanto mantém o formato de superfície de diâmetro externo uniforme.

Por empregar um ângulo de capota zero ou substancialmente zero, com referência a um eixo geométrico de entrada 365, a região C pode crescer, especialmente se a nacela for configurada para abranger totalmente o motor sem crescimento ou contração significativa no diâmetro externo da nacela. Tal configuração pode reduzir ou eliminar o crescimento abrupto típico do diâmetro externo da nacela atrás da capota visto que a nacela abrange o motor. Como entendido por aqueles versados na técnica, um formato mais cilíndrico de diâmetro externo uniforme pode reduzir significativamente arrasto de carenagem e resistência de choque de capota.

De acordo com modalidades da invenção, o desvio de nacela 350 pode ser configurado para tratar do fluxo de ar adicional que pode entrar na entrada devido à região maior C. por empregar o desvio 350, a entrada 300 pode ser configurada para eliminar o fluxo em excesso, que derramaria alternativamente em torno do exterior da capota, criando arrasto mais elevado e derrotando o objetivo de uma assinatura de estrondo sônico mais baixa. 0 desvio de nacela 350 evita essas questões relacionadas a derramamento por encaminhar o fluxo adicional através da nacela e em torno do motor, eventualmente descarregando de volta para o fluxo livre.

O desvio de nacela 350 também pode servir para separar a distorção de fluxo capturada'pela entrada 300. Como discutido no pedido de patente US número 11/639, 339, o uso de uma superfície de compressão isentrópica relaxada 320 pode gerar um choque inicial 400 e um choque terminal 410, que podem ser focalizados em um ponto. Ά superfície de compressão isentrópica relaxada pode ser também configurada para moldar o choque terminal 410 de tal modo que uma região 420 de compressão relaxada seja produzida. Como resultado, o gradiente de velocidade forte na região radial externa pode gerar a região 420 de distorção de fluxo. De acordo com modalidades da invenção, o desvio 350 pode ser estruturado e disposto para separar o pior da distorção de fluxo interna à entrada 300 como mostrado como região 430. Essa região 430 pode incluir distorções de fluxo introduzidas pela interseção do choque inicial 400 e choque terminal 410. Além disso, a região 430 pode incluir distorção de fluxo criada pela capota abrupta 330, que pode produzir distorção desfavorável de fluxo na presença de fluxo transversal; por exemplo, quando o veículo experimenta glissagem significativa ou ângulo de ataque, ou quando o veículo é submetido a cruzamentos elevados enquanto opera no solo.

Mais especificamente, o desvio 350 opera para dividir o fluxo distorcido na região 430 para dentro do desvio 350, formando um fluxo de desvio 450, que é separado do fluxo primário 440 pelo divisor 340. O divisor 340 evita o fluxo de desvio 450 e suas distorções de fluxo inerentes de atingirem a turbomaquinaria sensível. O fluxo primário resultante 440 pode então apresentar fluxo mais uniforme que pode fornecer benefícios significativos para a vida do motor e fatores de manutenção de motor e margens de estabilidade de compressor e ventoinha aperfeiçoadas. O perfil de fluxo primário 440 também pode beneficiar o desempenho do motor por fornecer um aumento em recuperação de pressão que resulta da remoção do fluxo de pressão mais baixa, mais distorcido encontrado na região 430. O difusor subsônico 380 pode ser configurado para diminuir adicionalmente o fluxo primário 440 para um fluxo subsônico apropriado para uso pelo motor. Além disso, a borda avançada cega 345 do divisor de desvio 340 pode ser configurada para acoplar favoravelmente com a capota 330 para produzir um perfil de distorção de fluxo reduzido para o motor, similar a uma entrada subsônica tradicional.

O desvio de nacela 350 pode fornecer também a eliminação de defeitos de fluxo discretos residuais ou instabilidades de fluxo temporal, como perfis de bloqueio resultando de separação de fluxo ou choques secundários na área de capota. O desvio 350 pode trabalhar para eliminar acoplamento de ressonância entre as características de fluxo relacionadas à camada de limite de corpo central e radial de ponta que podem de outro modo criar instabilidades fortes e adversas, como vibração de entrada e outros tipos de ressonância.

De acordo com modalidades da invenção, a entrada 300 pode capturar o choque oblíquo ou cônico inicial 400 no plano de admissão de entrada 300. A captura do choque cônico 400 pode ser realizada por uma extensão ou movimento para frente da carenagem ou por dimensionar a entrada a um número Mach levemente mais baixo do que o ponto de desenho. Embora a captura do choque cônico 400 introduza tipicamente instabilidades de fluxo em grande escala a partir da interação entre o choque cônico e a camada de limite

imediatamente atrás da capota, o desvio 350 pode ser configurado de tal modo que o choque cônico 400 possa ser capturado sem impacto significativo sobre o fluxo primário 440. Como resultado, o desvio de nacela 350 provê um mecanismo de separação, isolamento e eliminação para os defeitos de fluxo espaciais e temporais resultantes produzidos por captura de choque cônico, deixando a trajetória de fluxo primária 440 significativamente não afetada.

A figura 4 ilustra uma solução de dinâmica de fluido de computação (CFD) de cor Mach para uma entrada 500 empregando um desenho de compressão isentrópica relaxada e focalização de choque em talho com uma capota colocada de tal modo que o choque cônico não seja capturado pela entrada. A figura 5 ilustra uma solução de dinâmica de fluido de computação (CFD) de cor Mach para uma entrada 600 de acordo com uma modalidade da invenção. Como com a entrada 500, a entrada 600 emprega um desenho de compressão isentrópica relaxada. Entretanto, a entrada 600 inclui um ângulo de capota zero e é configurada para capturar o choque cônico interno para a entrada. As figuras 4 e 5 representam entradas dimensionadas para um motor do tipo turboventoinha que apresenta aproximadamente 15.000 lbf de empuxo de decolagem máxima e uma razão de fluxo de ventoinha para compressor, moderado, de 3. Aquelas áreas do campo de fluxo perturbadas por menos de 0,01 unidade de número Mach a partir do valor de número Mach de fluxo livre são tornadas brancas nas figuras 4 e 5.

Em comparação, a entrada 600 na figura 5 apresenta uma região de perturbação de choque grandemente reduzido 610 devido à captura de choque cônico e capota de ângulo zero. Isso pode ser facilmente visto por comparar a região de perturbação de choque 510 na figura 4 e a região de perturbação de choque 610 na figura 5. Na figura 4, uma região grande 510 de perturbação é mostrada estendendo para fora e para longe de grande parte da superfície avançada de nacela. Isso indica que o choque de capota 520, na figura 4, é muito mais forte do que o choque de capota 620, na figura 5. 0 choque de capota forte 520 propagará para longe da nacela e eventualmente fundirá com choques gerados por estrutura do avião de aeronave. Na figura 5, entretanto, uma perturbação de choque de capota relativamente fina 610 estende para fora e para longe somente da ponta da nacela adjacente à capota de ângulo zero. Isso é indicativo de um choque de capota muito mais fraco 620 que contribuirá pouco para a assinatura de estrondo sônico geral.

Também ilustrado nas figuras 4 e 5, a redução em derramamento pode ser vista para a entrada 600 em relação à entrada 500. Como seria reconhecido por uma pessoa versada na técnica, o derramamento de fluxo 630 mostrado na figura 5 para a entrada 600 é significativamente menor do que a quantidade pequena de derramamento de fluxo 530 mostrado na figura 4 para a entrada 500. Especificamente, a figura 5 mostra derramamento mínimo próximo à capota, indicado por uma resistência de choque de capota significativamente reduzido. Para a entrada 600, essas reduções em resistência de choque reduzem diretamente a contribuição da entrada a uma assinatura de estrondo sônico para uma aeronave supersônica que emprega a entrada 600. Como uma pessoa com conhecimentos comuns na técnica reconhecerá, a captura do choque cônico funciona para eliminar virtualmente o derramamento de fluxo 630 e sua contribuição relacionada para resistência de choque. Além disso, a falta de qualquer perfil de carenagem significativo (devido a ângulo de capota zero) elimina virtualmente choque de capota e arrasto de capota. A redução em derramamento de fluxo 630 também reduz arrasto.

A figura 5 também ilustra a distorção de fluxo que é separada e isolada da face do motor. Como discutido acima, o ângulo de capota zero ou substancialmente zero e a captura dos choques terminal e cônico podem introduzir distorções de fluxo localizadas na região radial externa da entrada. Embora o divisor de desvio 340 (mostrado na figura 3) não seja mostrado na figura 5, a distorção de fluxo 640 adjacente à capota e a superfície externa das paredes de difusor ilustra características de fluxo adversas que poderíam ser prejudiciais para a operabilidade, desempenho e vida das pás das ventoinhas em uma face do motor. Como discutido acima, essas características de fluxo adversas podem ser separadas e isoladas pelo desvio 340.

Considera-se que a invenção poderia ser aplicada a outros sistemas de propulsão de respiração a ar configurados para vôo supersônico. Esses sistemas de propulsão poderíam empregar motores de turboventoinha e turbojato convencionais, motores de ciclo combinado, estatojatos ou estatorreatores de combustão supersônica. Sistemas de propulsão empregando características de motor de ciclo variável, como turbomaquinaria, também podem ser utilizados. Além disso, entradas projetadas de acordo com a tecnologia revelada podem ser axissimétricas, bidimensionais ou tridimensionais em seu desenho de difusor e admissão. Também se considera que modalidades da invenção podem ser aplicadas a outros tipos de entradas de compressão, como uma entrada de compressão misturada.

As descrições acima de modalidades específicas da invenção são apresentadas para fins de ilustração e descrição. Não pretendem ser exaustivas ou limitar a invenção às formas precisas reveladas. Obviamente, muitas modificações e variações são possíveis em vista dos ensinamentos acima.

Embora as modalidades fossem escolhidas e descritas para explicar melhor os princípios da invenção e suas aplicações práticas, desse modo permitindo que outras pessoas versadas 5 na técnica utilizem melhor a invenção, várias modalidades com várias modificações como apropriadas para uso específico são também possíveis. 0 escopo da invenção deve ser definido somente pelas reivindicações em anexo, e por seus equivalentes.

Claims

REIVINDICAÇÕES

1. Entrada supersônica para um sistema de propulsão supersônico compreende:

um corpo central (310) com uma borda de condução (325) configurada para gerar uma primeira onda de choque (400); e com uma superfície de compressão (320) posicionada a jusante da borda de condução (325);

uma capota (330) espacialmente separada a partir da superfície de compressão (320) de tal forma que a capota (330) e a superfície de compressão (320) definem uma abertura de entrada para receber um fluxo supersônico; e em que a superfície de compressão (320) é configurada para gerar uma segunda onda de choque (410), que durante a operação de entrada supersônica em uma velocidade de cruzeiro predeterminada, se estende desde a superfície de compressão (320) para cruzar a primeira onda de choque (400) em um primeiro ponto espacialmente separado a partir da superfície de compressão (320) a uma distância inferior à distância que separa a superfície de compressão (320) e a capota (330) de tal forma que a entrada captura a primeira onda de choque;

caracterizada pelo fato de que um divisor de desvio (340) disposto entre a capota (330) e o corpo central (310) para formar um desvio (350) com uma borda de condução (345) do referido divisor de desvio (340) localizado a jusante da referida abertura de entrada.
2. Entrada supersônica (300), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que a

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2/5 superfície de compressão inclui pelo menos uma seção curva configurada para gerar compressão isentrópica.
3. Entrada supersônica (300), de acordo com a reivindicação 2, caracterizada pelo fato de que a compressão isentrópica gerada pela seção curva compreende uma série de linhas de Mach, onde, durante a operação de entrada supersônica (300) na velocidade de cruzeiro prédeterminada, pelo menos uma pluralidade de linhas de Mach não focalizam o primeiro ponto.
4. Entrada supersônica (300), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que o desvio

(350) divide um fluxo de ar de entrada em: uma parte do fluxo primário (440) recebido por um motor; e uma parte do fluxo de desvio (450) que transpassa o motor. 5. Entrada supersônica (300), de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 4, caracterizada pelo fato de

que na velocidade de cruzeiro predeterminada, a capota (330) está desalinhada com um ângulo de fluxo adjacente à capota (330).

6. Entrada supersônica (300), de acordo com a reivindicação 5, caracterizada pelo fato de que ainda compreende um eixo de entrada (365) e em que a capota (330) é substancialmente paralela com o eixo de entrada (365).

7. Entrada supersônica (300), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que a abertura da entrada (300) é uma abertura de entrada axissimétrica.

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8. Entrada supersônica (300), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que a abertura da entrada (300) é uma abertura de entrada nãoaxissimétrica.

9. Entrada supersônica (300), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que a capota (330) e a superfície de compressão (320) , pelo menos em parte, formam uma entrada de compressão externa.

10. Sistema de propulsão supersônica compreendendo:

um motor com uma entrada de ar e um sistema de escape;

uma seção de difusor subsônico acoplada à entrada de ar do motor; e caracterizado pelo fato de que o sistema de admissão de ar compreende uma entrada supersônica como definida em qualquer uma das reivindicações 1 a 10.

11. Sistema de propulsão supersônico, de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que o divisor de desvio forma um desvio em torno do motor, o desvio divide um fluxo de ar que entra na abertura de entrada em uma parte do fluxo principal e uma porção de fluxo de desvio, e o difusor subsônico e o divisor são configurados para difundir a porção do fluxo principal para uma condição subsônica adequada para o motor.

12. Método de desaceleração de um fluxo supersônico de um sistema de propulsão supersônica, o método compreendendo:

viajar a uma velocidade supersônica predeterminada;

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4J5 receber um fluxo supersônico em uma abertura de entrada de uma entrada supersônica (300) como definida em qualquer uma das reivindicações 1 a 11;

gerar uma primeira onda de choque inicial (400);

gerar uma segunda onda de choque terminal (410) que se cruza a primeira onda de choque inicial (400);

receber a primeira onda de choque inicial (400), durante a operação da entrada (300), a uma velocidade supersônica predeterminada, na abertura de entrada; e caracterizado pelo fato de dividir um fluxo subsônico em uma porção do fluxo principal (440) e uma porção de fluxo do desvio (450) , segundo a qual a porção do fluxo de desvio (450) separa uma distorção do fluxo substancialmente total introduzida quando a abertura de entrada recebe a primeira onda de choque (400).

13. Método, de acordo com a reivindicação 12, caracterizado pelo fato de que o sistema de propulsão supersônica inclui uma entrada (300) com uma superfície de compressão (320) , um divisor de desvio (340) e uma capota (330), a capota (330) espacialmente separada a partir da superfície de compressão (320) de tal forma que a capota (330) e a superfície de compressão (320) definem a abertura de entrada.

14. Método, de acordo com a reivindicação 12 ou 13, caracterizado pelo fato de que compreende substancialmente alinhar a capota (330) com um eixo de entrada (365).

15. Método, de acordo com qualquer uma das reivindicações 12 a 14, caracterizado pelo fato de que compreende ainda gerar compressão isentrópica do fluxo

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5/5 supersônico utilizando uma seção curvada da superfície de compressão (320).