FR2659936A1 - Dispositif d'entree d'air pour avion supersonique ou hypersonique. - Google Patents
Dispositif d'entree d'air pour avion supersonique ou hypersonique. Download PDFInfo
- Publication number
- FR2659936A1 FR2659936A1 FR9103296A FR9103296A FR2659936A1 FR 2659936 A1 FR2659936 A1 FR 2659936A1 FR 9103296 A FR9103296 A FR 9103296A FR 9103296 A FR9103296 A FR 9103296A FR 2659936 A1 FR2659936 A1 FR 2659936A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- air intake
- air
- air inlet
- switching element
- ramjet
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/042—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having variable geometry
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
- B64D2033/0253—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of aircraft
- B64D2033/026—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of aircraft for supersonic or hypersonic aircraft
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T137/00—Fluid handling
- Y10T137/0536—Highspeed fluid intake means [e.g., jet engine intake]
Abstract
L'invention concerne un dispositif d'entrée d'air utilisable avec toutes les entrées d'air de réacteur, qui se compose de deux ou plusieurs conduits séparés parallèles et qui doivent être coupés dans certaines conditions de vol. La rampe d'entrée d'air (10) est associée à un élément de commutation (100) orientable muni de conduits parallèles, qui peut obturer alternativement l'entrée d'air du turboréacteur (30) ou l'entrée d'air du statoréacteur (20).
Description
2659936 __
DISPOSITIF D'ENTREE D'AIR POUR AVION SUPERSONIQUE
OU HYPERSONIQUE
L'invention concerne un dispositif d'entrée d'air pour des avions supersoniques ou hypersoniques pour l'admission d'air dans des turboréacteurs ou des stato- réacteurs, le dispositif d'entrée d'air étant muni d'une
rampe d'entrée d'air en forme de caisson orientable.
On connaît divers modes de réalisation de disposi-
tifs d'entrée d'air pour des avions supersoniques, comme par exemple dans les documents US-PS 37 17 163 et
44 18 879 Il s'agit, dans tous ces modes de réalisa-
tion, d'entrées d'air de turboréacteur ou de stato-
réacteur dans lesquelles l'air nécessaire au fonctionne-
ment du réacteur est amené au moyen d'un volet ou d'un
caisson de rampe.
Ces modes de réalisation ne conviennent cependant pas pour des dispositifs d'entrée d'air dans lesquels
une entrée d'air de turboréacteur est disposée en paral-
lèle avec une entrée d'air de statoréacteur Ceux-ci ne permettent en effet ni une commande différenciée de l'admission d'air vers l'entrée d'air concernée combinée à une commande de l'admission d'air totale dans la zone d'entrée d'air commune, ni une évacuation de la couche
limite d'air.
De plus, les dispositifs d'entrée d'air proposés selon l'état de la technique actuelle ne peuvent pas être utilisés dans le domaine hypersonique compris entre 4,5 Mach et 6,8 Mach, ne serait-ce qu'en raison des pressions et des températures élevées qui apparaissent. Les sollicitations de la rampe d'entrée d'air les plus importantes apparaissent au niveau du col et la pression en aval de la section du col augmente d'environ 4 à 5,5 bar Cela signifie que la structure du dispositif
d'entrée d'air doit être adaptée pour des exigences dif-
ficiles. Le but de la présente invention est de créer un dispositif d'entrée d'air du type indiqué, qui permette,
avec des conditions optimales du point de vue aéro-
dynamique, dimensionnel et du point de vue du poids, de
sélectionner par des moyens simples le mode de fonction-
nement turboréacteur et/ou statoréacteur, qui permette simultanément de contrôler la pression d'entrée globale ainsi que l'évacuation de la couche limite d'air, le dispositif d'entrée d'air étant rigide à la flexion et à
la torsion et résistant à la température.
Le problème est résolu par le fait que la rampe d'entrée d'air permettant de faire varier la section d'entrée se compose de plusieurs éléments de caisson
creux mobiles les uns par rapport aux autres et orienta-
bles ainsi que d'un volet d'entrée orientable, et que le
dispositif d'entrée d'air comporte un élément de commu-
tation orientable communiquant avec la rampe d'entrée d'air, à l'aide duquel peut être réglée l'admission d'air vers des entrées d'air de turboréacteur et de
statoréacteur disposées en parallèle.
Selon un mode de réalisation de l'invention, les
éléments de caisson creux munis d'éléments de rigidifi-
cation présentent au niveau des bords de leurs surfaces inférieures d'un côté ouvert une rainure et de l'autre côté ouvert une languette, qui s'engagent dans une forme conjuguée de l'élément de caisson creux voisin, ou deux
éléments de caisson creux voisins ou l'élément de cais-
son creux et le volet d'entrée d'air sont reliés entre eux avec possibilité de mouvement au moyen d'une articu- lation. Selon un autre mode de réalisation de l'invention, les éléments de caisson creux sont munis d'un élément en tôle à ressort fixé au moins sur le bord supérieur ou d'un cadre en tôle à ressort, qui s'engage dans la cavité de l'élément de caisson creux voisin ou dans
l'entrée d'air du statoréacteur.
Selon un autre mode de réalisation de l'invention, l'élément de commutation est monté pivotant au moyen d'une articulation centrale entre l'entrée d'air du turboréacteur et l'entrée d'air du statoréacteur dans la
structure de l'avion.
Selon un autre mode de réalisation de l'invention,
l'élément de commutation est composé d'un segment infé-
rieur adapté par conjugaison de formes à l'entrée d'air
du turboréacteur et d'un segment de conduit correspon-
dant à l'entrée d'air du statoréacteur ainsi que de lèvres d'étanchéité orientables côté rampe d'entrée d'air. Selon un autre mode de réalisation de l'invention, l'élément de commutation est amené dans les positions
correspondant aux différents nombres de Mach en synchro-
nisme avec la rampe d'entrée d'air et son volet d'entrée d'air au moyen d'une unité de commande ou de réglage
commune à tous les éléments de réglage.
Selon un autre mode de réalisation de l'invention, le pivotement de l'élément de commutation, de la rampe
d'entrée d'air et du volet d'entrée d'air l'un par rap-
port à l'autre ou de manière isolée est réalisé au moyen
d'une ou de plusieurs unités de commande ou de réglage.
Selon un autre mode de réalisation de l'invention, la rampe d'entrée d'air et l'élément de commutation
ainsi que tous les autres éléments individuels sont réa-
lisés en matériaux métalliques et en matériaux à base de poudres métalliques résistant aux températures élevées ainsi qu'en matériaux composites renforcés par fibres,
renforcés par fibres de carbone et par céramique.
Les avantages de l'invention sont notamment que la rampe d'entrée d'air, grâce à ses segments indépendants mobiles, forme toujours un profil d'entrée favorable du point de vue de l'écoulement jusqu'à la section du col, c'est-à-dire jusqu'au point le plus étroit de l'entrée d'air, et que l'on peut faire varier de manière précise sa section d'ouverture en fonction de la vitesse de vol. Cela permet d'éviter les phénomènes dits de pompage et
de ronflement néfastes pour le fonctionnement du réac-
teur. La construction en caisson de la rampe d'entrée d'air constitue une structure extrêmement rigide à la flexion et à la torsion vis-à-vis des contraintes très élevées qui apparaissent aux vitesses supersoniques et hypersoniques élevées, laquelle structure conserve par
sa stabilité de forme la précision de profil exigée.
Parallèlement la construction en caisson de la
rampe d'entrée d'air permet d'évacuer de manière avanta-
geuse à plusieurs titres, dans le statoréacteur, par l'intermédiaire de l'entrée d'air du statoréacteur, la couche limite d'air chargée en énergie qui se forme au niveau de la cellule de l'avion en amont de l'entrée d'air, le volume de la couche limite d'air à évacuer étant réglé au moyen d'un volet orientable monté sur la
rampe d'entrée d'air.
Par ailleurs l'élément de commutation orientable placé entre l'entrée du turboréacteur et l'entrée du statoréacteur est, comme tuyauterie de commutation, d'un grand intérêt dans le dispositif d'entrée d'air, étant donné que son orientation est réglée en général de manière synchrone avec la rampe d'entrée d'air, mais peut également être réglée de manière indépendante, pour l'admission d'air vers l'entrée d'air concernée ou simultanément vers les deux entrées d'air La géométrie intérieure de l'élément de commutation est adaptée par
conjugaison de formes à la géométrie intérieure corres-
pondante de l'entrée d'air du turboréacteur ou du stato-
réacteur afin d'éviter les pertes d'écoulement.
En ce qui concerne les sollicitations élevées en
température et en pression, qui peuvent atteindre jus-
qu'à 1800 'C et 5,5 bar en fonctionnement avec stato-
réacteur, la géométrie de l'élément de commutation est optimisée de manière telle que ledit élément, par sa forme géométrique, n'a à supporter que la différence de pression entre l'entrée du turboréacteur et l'entrée du statoréacteur, et que sa surface exposée thermiquement peut être maintenue relativement réduite La situation du point d'articulation sur l'élément de commutation constitue également un optimum, en ce qui concerne les
forces de commutation résultant par exemple de l'impul-
sion d'écoulement, ce qui permet d'obtenir un processus de commutation très rapide et par suite un coefficient
de sécurité élevé au plan de la technique des fluides.
En outre, le volet d'entrée d'air, la rampe d'entrée d'air et l'élément de commutation peuvent être commandés ou réglés en tant qu'ensemble ou séparément au
moyen d'une unité de commande ou de réglage.
L'ensemble du dispositif d'entrée d'air a par ail-
leurs une forme géométrique simple de manière telle, qu'il peut être réalisé par exemple en n'importe quel matériau métallique ou à base de poudre métallique résistant aux températures élevées, ainsi qu'en matériau composite renforcé par fibres, renforcé par fibres de
carbone, et à base de céramique.
Des exemples de réalisation sont décrits dans ce
qui suit en se référant aux figures du dessin.
La Figure 1 représente une vue éclatée des compo-
sants du dispositif d'entrée d'air. La Figure 2 a représente une vue en perspective d'un élément de caisson creux muni d'un élément en tôle à
ressort de la rampe d'admission d'air.
La Figure 2 b représente une vue en perspective d'un
élément de caisson creux muni d'un cadre en tôle à res-
sort. La Figure 3 représente une vue en perspective de
l'élément de commutation.
La Figure 4 représente une vue de côté schématique
du dispositif d'entrée d'air, dans laquelle sont repré-
sentées différentes positions de la rampe d'entrée d'air
et de l'élément de commutation correspondant à diffé-
rents nombres de Mach.
La Figure 1 montre une vue éclatée de l'ensemble du dispositif d'entrée d'air 1, le repère 10 désignant la rampe d'entrée d'air, le repère 30 l'entrée d'air du turboréacteur munie d'une lèvre d'entrée 31, le repère l'entrée du statoréacteur s'étendant parallèlement à l'entrée du turboréacteur et le repère 100 l'élément de commutation Ce dernier est monté avec possibilité de pivotement dans la structure de l'avion 41 représentée
ici sous forme de cloison entre d'autres entrées d'air.
L'élément de commutation 100 a une forme géométri-
que telle, que par son pivotement vertical, l'air entrant puisse être amené soit vers l'entrée d'air 30 inférieure du turboréacteur, soit vers l'entrée d'air 20 supérieure du statoréacteur ou simultanément vers les
deux, ainsi que nous le verrons plus loin.
Par ailleurs la disposition au-dessus au-dessous des entrées d'air n'est qu'un exemple ici, étant donné que les entrées d'air peuvent également être situées côte à côte, dans des plans différents et ne doivent pas nécessairement être parallèles entre elles, l'élément de commutation 100 et la rampe d'entrée d'air 10 devant alors pouvoir pivoter dans la direction correspondante.
La rampe d'entrée d'air 10, orientable verticale-
ment dans le présent exemple, se compose d'un ou de plu-
sieurs éléments de caisson creux montés mobiles les uns par rapport aux autres, trois éléments repérés lia, llb
et lin étant représentés dans le présent exemple de réa-
lisation Un volet d'entrée d'air 12 est associé à l'élément de caisson creux antérieur lia, volet qui peut être orienté au moyen d'éléments positionneurs 13 hydrauliques ou autres pour contrôler la quantité d'air évacuée de la couche limite comme cela sera décrit
plus loin.
La Figure 2 a montre la construction en forme de caisson qui selon le cas peut également avoir une forme circulaire d'un élément de caisson creux lla à
lin caractéristique de la rampe d'entrée d'air 10, élé-
ment qui est muni intérieurement d'éléments de rigidifi-
cation 51 ou d'éléments de traction offrant une faible
résistance à l'écoulement Le bord supérieur de l'élé-
ment de caisson creux lla à lin est en outre muni d'un
élément en tôle à ressort 14, qui s'engage dans l'élé-
ment de caisson creux lla à lin voisin, afin d'obturer
les fentes qui apparaissent lors du pivotement récipro-
que des éléments de caisson creux D'autre part le bord inférieur 52 de l'élément de caisson lla à lin est muni par exemple d'une rainure 53 et l'élément de caisson lia à lin, selon la Figure 2 b, est muni d'une languette 54 s'engageant dans la rainure, et assurant une liaison
réciproque Une articulation 55 peut également être pré-
vue sur les éléments de caisson creux lla à lin à la
place de la liaison à languette et rainure.
L'élément de caisson creux selon la Figue 2 b dif-
fère de celui selon la Figure 2 a par le fait qu'il com-
porte ici un cadre en tôle à ressort 15, qui s'engage d'un élément de caisson creux dans l'autre pour obturer les fentes, et couvre ainsi de manière avantageuse la
fente supérieure et les fentes latérales.
La Figure 3 montre pour une meilleure compréhension
différentes vues de l'élément de commutation 100 orien-
table (tuyère de commutation), dont le segment inférieur 101 s'adapte exactement à la forme intérieure de l'entrée d'air du turboréacteur 30 et forme ainsi sa partie supérieure rapportée Le repère 102 désigne le segment supérieur correspondant, dont la forme tubulaire
correspond exactement à l'entrée d'air 20 du stato-
réacteur Une articulation centrale 40 est en outre mon-
tée sur l'élément de commutation 100, articulation au moyen de laquelle l'élément de commutation 100 est monté pivotant dans la structure de l'avion 41 L'élément de commutation 100 présente encore à sa partie avant des
lèvres d'étanchéité 103 mobiles ou orientables, qui cou-
vrent automatiquement les fentes apparaissant lors de la
commutation avec les entrées d'air 20, 30 et avec l'élé-
ment de caisson creux lla de la rampe d'admission d'air La forme de l'élément de caisson creux lin peut s'adapter en position pivotée de manière précise à la
forme de la lèvre d'entrée 31.
La Figure 4 montre les différentes positions de la rampe d'entrée d'air 10, du volet d'entrée d'air 12 et de l'élément de commutation 100 pour différents nombres
de Mach allant du subsonique à Mach 6,8.
En fonctionnement subsonique selon a), la rampe d'entrée d'air 10 et l'élément de commutation 100 sont basculés vers le haut au moyen des éléments de réglage 13 hydrauliques ou d'autres moyens de commande, ce qui ouvre en grand la section du col 2 de l'entrée d'air 30 du turboréacteur dans la zone de le lèvre d'entrée 31, pour le fonctionnement du turboréacteur 33 La position supérieure de l'élément de commutation 100 ferme
l'entrée d'air 20 du statoréacteur par rapport à la sec-
tion du col 2 L'accès à l'entrée d'air 20 du stato- réacteur est néanmoins possible par l'intermédiaire de la rampe d'entrée d'air 10 en forme de caisson pour l'évacuation de la couche limite d'air qui se forme en avant de celle-ci sur le profil extérieur 32 de l'avion non représenté A cet effet le volet d'entrée d'air monté sur ou à proximité de l'élément de caisson creux lla est tiré vers le haut en direction du profil de
l'avion 32 au moyen de l'élément de réglage 13.
La Figure b) montre la rampe d'entrée d'air 10 pour la plage Mach 1,5, en position légèrement pivotée vers le bas, afin de réduire la section du col, l'élément de
commutation 100 pour le fonctionnement avec le turbo-
réacteur ainsi que le volet d'entrée d'air 12 pour
l'évacuation de la couche limite d'air par l'intermé-
diaire de l'entrée d'air 20 du statoréacteur se trouvant
toujours dans la position supérieure.
On voit par ailleurs les lèvres d'étanchéité 103 en
contact avec la rampe d'entrée 10, dont la lèvre infé-
rieure couvre, plus loin à la Figure d), une fente dans la position inférieure, c'est-à-dire à proximité de la
lèvre d'entrée 31.
Les deux Figures c) et d) représentent l
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE4008956A DE4008956A1 (de) | 1990-03-20 | 1990-03-20 | Einlaufsystem fuer ueber- oder hyperschallflugzeuge |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
FR2659936A1 true FR2659936A1 (fr) | 1991-09-27 |
FR2659936B1 FR2659936B1 (fr) | 1994-01-28 |
Family
ID=6402656
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
FR9103296A Expired - Fee Related FR2659936B1 (fr) | 1990-03-20 | 1991-03-19 | Dispositif d'entree d'air pour avion supersonique ou hypersonique. |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5116251A (fr) |
DE (1) | DE4008956A1 (fr) |
FR (1) | FR2659936B1 (fr) |
GB (1) | GB2242402B (fr) |
Families Citing this family (35)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE4223413C2 (de) * | 1992-07-16 | 1996-01-18 | Daimler Benz Aerospace Ag | Einlaufsystem für Über- und Hyperschallflugzeuge |
US5697394A (en) * | 1993-03-02 | 1997-12-16 | United Technologies Corporation | Low observable engine air inlet system |
US5397077A (en) * | 1994-03-03 | 1995-03-14 | General Electric Company | High performance supersonic bleed inlet |
US6119985A (en) * | 1997-03-07 | 2000-09-19 | Pioneer Rocketplane Corporation | Reusable rocket-propelled high altitude airplane and method and apparatus for mid-air oxidizer transfer to said airplane |
GB9906621D0 (en) | 1999-03-23 | 1999-05-19 | British Aerospace | Vehicle propulsion systems |
US6793175B1 (en) * | 1999-08-25 | 2004-09-21 | The Boeing Company | Supersonic external-compression diffuser and method for designing same |
US6520738B2 (en) | 2001-03-15 | 2003-02-18 | Honeywell International, Inc. | Plenum entry bulk swirl generator |
US6786040B2 (en) * | 2002-02-20 | 2004-09-07 | Space Access, Llc | Ejector based engines |
US6715293B2 (en) * | 2002-03-28 | 2004-04-06 | United Technologies Corporation | Scram jet engine design |
US6883330B2 (en) * | 2002-10-02 | 2005-04-26 | United Technologies Corporation | Variable geometry inlet design for scram jet engine |
US7117680B2 (en) * | 2004-04-22 | 2006-10-10 | United Technologies Corporation | Cooling scheme for scramjet variable geometry hardware |
US7568347B2 (en) * | 2005-07-22 | 2009-08-04 | Lockheed Martin Corporation | Method for designing flowfield molded hypersonic inlet for integrated turbojet and ram-scramjet applications |
US7828243B2 (en) * | 2005-08-03 | 2010-11-09 | Northrop Grumman Systems Corporation | SCRAMjet arrangement for hypersonic aircraft |
US7721989B2 (en) * | 2006-03-01 | 2010-05-25 | The Boeing Company | Multi-path inlet for aircraft engine |
FR2920146B1 (fr) * | 2007-08-20 | 2009-10-30 | Aircelle Sa | Nacelle a section de sortie adaptable |
US8127555B2 (en) * | 2007-12-13 | 2012-03-06 | Pratt & Whitney Rocketdyne, Inc. | Flowpath heat exchanger for thermal management and power generation within a hypersonic vehicle |
RU2460892C1 (ru) * | 2011-04-29 | 2012-09-10 | Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" | Способ регулирования сверхзвукового воздухозаборника |
GB201117079D0 (en) | 2011-10-05 | 2011-11-16 | Rolls Royce Plc | A propulsive unit for an aircraft |
FR2982588B1 (fr) * | 2011-11-10 | 2013-11-22 | Aircelle Sa | Panneau composite a ecope de prelevement integree |
JP6238393B2 (ja) * | 2013-01-17 | 2017-11-29 | 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 | 超音速インテークの作動安定化方法および作動安定化装置 |
US9656760B2 (en) * | 2013-11-07 | 2017-05-23 | Sikorsky Aircraft Corporation | Variable geometry helicopter engine inlet |
CN104500228B (zh) * | 2014-12-01 | 2016-06-08 | 西北工业大学 | 一种变结构二维超音速进气道 |
CN104975950B (zh) * | 2015-06-16 | 2017-09-29 | 南京航空航天大学 | 指定壁面压力分布的二元高超声速进气道确定方法 |
US9862482B2 (en) * | 2015-09-04 | 2018-01-09 | The Boeing Company | Variable geometry flush boundary diverter |
CN105971734B (zh) * | 2016-06-30 | 2018-04-13 | 西北工业大学 | 一种变结构二维超音速进气道调节装置 |
CN105971735B (zh) * | 2016-06-30 | 2017-11-28 | 西北工业大学 | 一种对称型变结构超音速进气道调节装置 |
CN105971733B (zh) * | 2016-06-30 | 2017-10-31 | 西北工业大学 | 一种封闭式变结构二维超音速进气道 |
US11261785B2 (en) * | 2017-06-06 | 2022-03-01 | Raytheon Company | Flight vehicle air breathing engine with isolator having bulged section |
EP3412563B1 (fr) * | 2017-06-08 | 2022-11-23 | Airbus Defence and Space GmbH | Entrée de bosse sans inverseur adaptable et variable |
CN107605601B (zh) * | 2017-09-29 | 2018-08-31 | 南京航空航天大学 | 一种捕获面积与喉道面积同步调节的超声速进气道及其控制方法和设计方法 |
CN108910059B (zh) * | 2018-07-18 | 2020-07-31 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种预冷式进气道及高超声速飞行器 |
CN109184953B (zh) * | 2018-11-07 | 2020-01-21 | 厦门大学 | 一种火箭式旋转爆震冲压组合发动机 |
US11242798B2 (en) * | 2019-03-06 | 2022-02-08 | Textron Innovations Inc. | Method and apparatus for an engine inlet for a ram-air system with an icing bypass |
RU2020114996A (ru) * | 2019-06-12 | 2021-10-28 | Зе Боинг Компани | Входное устройство изменяемой геометрии с двумя наклонными элементами и компоновкой в виде графического знака вставки |
CN110726560A (zh) * | 2019-11-08 | 2020-01-24 | 北京动力机械研究所 | 一种两自由度可调进气道喉道调节试验装置 |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2909894A (en) * | 1953-09-23 | 1959-10-27 | Republic Aviat Corp | Composite power plant |
FR1552118A (fr) * | 1967-11-17 | 1969-01-03 | ||
US3717163A (en) * | 1970-10-08 | 1973-02-20 | Cci Aerospace Corp | Precompression shroud for inlets |
WO1982002181A1 (fr) * | 1980-12-29 | 1982-07-08 | Co Boeing | Deflecteur et prise pour un generateur auxiliaire |
Family Cites Families (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3017140A (en) * | 1959-03-27 | 1962-01-16 | John R Barnard | Propulsion and lifting surface system for aerial vehicles |
US3358457A (en) * | 1961-02-27 | 1967-12-19 | Garrett Corp | Engine cooling system |
US3161379A (en) * | 1962-08-23 | 1964-12-15 | Bristel Siddeley Engines Ltd | Aircraft powerplant |
GB1102571A (en) * | 1963-12-12 | 1968-02-07 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Improvements in jet propulsion power plants |
US3295555A (en) * | 1965-01-15 | 1967-01-03 | Boeing Co | Variable throat jet engine air intake |
US3589379A (en) * | 1969-02-17 | 1971-06-29 | Mc Donnell Douglas Corp | Inlet duct |
US4121606A (en) * | 1977-10-25 | 1978-10-24 | General Dynamics Corporation | Inflatable air inlet duct |
DE3407137A1 (de) * | 1984-02-28 | 1985-08-29 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Einrichtung zur verbesserung der stroemungsverhaeltnisse am lufteinlauf fuer in flugzeugen eingebaute gasturbinentriebwerke |
DE3811614C1 (fr) * | 1988-04-07 | 1989-05-18 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De |
-
1990
- 1990-03-20 DE DE4008956A patent/DE4008956A1/de active Granted
-
1991
- 1991-03-15 GB GB9105488A patent/GB2242402B/en not_active Expired - Fee Related
- 1991-03-18 US US07/671,121 patent/US5116251A/en not_active Expired - Fee Related
- 1991-03-19 FR FR9103296A patent/FR2659936B1/fr not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2909894A (en) * | 1953-09-23 | 1959-10-27 | Republic Aviat Corp | Composite power plant |
FR1552118A (fr) * | 1967-11-17 | 1969-01-03 | ||
US3717163A (en) * | 1970-10-08 | 1973-02-20 | Cci Aerospace Corp | Precompression shroud for inlets |
WO1982002181A1 (fr) * | 1980-12-29 | 1982-07-08 | Co Boeing | Deflecteur et prise pour un generateur auxiliaire |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2659936B1 (fr) | 1994-01-28 |
US5116251A (en) | 1992-05-26 |
DE4008956C2 (fr) | 1992-08-20 |
GB2242402A (en) | 1991-10-02 |
GB2242402B (en) | 1993-11-10 |
DE4008956A1 (de) | 1991-09-26 |
GB9105488D0 (en) | 1991-05-01 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
FR2659936A1 (fr) | Dispositif d'entree d'air pour avion supersonique ou hypersonique. | |
EP0506516B1 (fr) | Chambre de combustion de turbomachine comportant un réglage du débit de comburant | |
EP0646525B1 (fr) | Entrée d'air supersonique et hypersonique bidimensionnelle, à trois rampes mobiles, pour l'air de combustion d'un moteur d'aéronef | |
EP0315522B1 (fr) | Inverseur de poussée de turboréacteur à portes, à section variable d'éjection | |
EP0275757B1 (fr) | Tuyère bidimensionnelle réglable, notamment pour réacteur d'avion | |
EP2310269B1 (fr) | Dispositif pour ceinturer une nacelle d'aeronef | |
FR2676779A1 (fr) | Tuyere a section variable. | |
FR2651020A1 (fr) | Tuyere d'echappement a transition integrale et section convergente | |
EP2776699B1 (fr) | Dispositif d'inversion de poussée | |
FR2629873A1 (fr) | Agencement de propulseurs pour appareils volants hypersoniques | |
EP1553282A1 (fr) | Dispositif d'alimentation en air de refroidissement de volets de tuyère | |
CA2204589C (fr) | Inverseur de poussee de turboreacteur a portes munies d'aubes deflectrices | |
FR2638784A1 (fr) | Inverseur de poussee de turboreacteur muni de portes a mini-tuyere de deviation du flux inverse | |
FR2659935A1 (fr) | Rampe d'entree d'air pour avion supersonique ou hypersonique. | |
EP2313317A1 (fr) | Dispositif pour ceinturer une nacelle d'aeronef | |
JPH04504604A (ja) | 推進ノズル | |
FR3040369A1 (fr) | Ensemble moteur d'aeronef comprenant une attache moteur avant amelioree | |
EP0413635B1 (fr) | Inverseur de poussée de turboréacteur à portes associées à un panneau amont | |
EP0064433B1 (fr) | Projectile guidé | |
FR2658248A1 (fr) | Ensemble moteur a turbine a gaz-statoreacteur comportant une entree d'air variable. | |
EP1045130B1 (fr) | Tuyère d'éjection axisymétrique, convergente divergente, à orientation par un anneau guide | |
EP0033044B1 (fr) | Dispositif de tuyère de turboréacteur | |
FR2860046A1 (fr) | Volet chaud commande de tuyere axisymetrique de turboreacteur | |
EP2369163B1 (fr) | Tuyère à col orientable | |
EP0385834B1 (fr) | Ensemble d'éjection de Turboréacteur à tuyère axisymétrique à section variable et à poussée orientable |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
CA | Change of address | ||
CD | Change of name or company name | ||
ST | Notification of lapse | ||
CA | Change of address | ||
CD | Change of name or company name |