JP4846808B2 - 超音速航空機のための等エントロピー圧縮インレット - Google Patents

Description

本発明は、超音速航空機のための超音速インレットに関し、特に、抗力及びソニック・ブームの強さを低減させるように形成された超音速インレットに関する。

多くの超音速航空機で、超音速で航空機を推進可能なガスタービンエンジンが採用されている。しかしながら、これらのガスタービンエンジンは、概ね、エンジンの上流面において約マッハ０．３から０．６の範囲の亜音速流れで作動する。流入する気流は、インレットによって、ガスタービンエンジンの要求に適合した速度にまで減速する。これを実現するために、超音速インレットは、圧縮面とそれに対応した流路とを備え、超音速流れを強い末端衝撃波（ｔｅｒｍｉｎａｌ ｓｈｏｃｋ）へと減速するために使用される。末端衝撃波が下流側へ伝播するため、亜音速流れは、ガスタービンエンジンの要求に応じた速度にまで、亜音速ディフューザを用いて更に減速される。

当該技術分野で知られているように、超音速インレット及びディフュージョン・プロセスの効率は、インレットの入り口側及び排出口側の間の空気流れにおいて全圧力がどれだけ損失したかに関する関数である。インレットの全圧力回復は、自由流れにおける全圧力に対する排出口における全圧力の割合によって定義される。

超音速インレットは、典型的には、長方形の開口を有する「２Ｄ」であるか、又は、円形の開口を有する軸対象であるかのいずれかである。超音速インレットは、超音速収束ディフューザと亜音速発散ディフューザとの間に配置されたスロートを含む。超音速インレットは、概ね、内部圧縮と、混合圧縮と、外部圧縮との３種類に分類される。

内部圧縮インレットによると、インレット・ダクトの内部で超音速及び亜音速圧縮を完全に実現する。このインレットタイプの主な理論的利点は、完全に内在する衝撃余波（ｓｈｏｃｋ ｔｒａｉｎ）から導かれる、特に小さいカウリング角（ｃｏｗｌｉｎｇ ａｎｇｌｅ）である。このインレット・デザインは、理論的には有利にみえるが、実際には、衝撃余波の排除（「アンスタート（ｕｎｓｔａｒｔ）」）にインレットが高感度にならないように、衝撃余波を位置付け、インレットを「スタート（ｓｔａｒｔ）」させ、動的な衝撃波の安定性を維持するために、複雑で性能を劣化させる衝撃制御システムが必要となる。このようなインレットに関する課題は、高マッハ数のためにデザインされた主にエア・ブレシング・ミサイルへの使用を制限してきた。マッハ約３．５より低速である場合、混合圧縮及び外部圧縮インレットは、性能と複雑さとの間の現実的な妥協案である。

名前が示唆するように、混合圧縮インレットは、外部及び内部圧縮の融合を提案し、マッハ範囲が約２．５から３．５までである場合、完全な内部圧縮デザインを備えるよりも、性能と複雑さとの間でより実際的なバランスを探究する。混合圧縮インレットの内部衝撃余波は、完全な内部圧縮デザインよりも流れのかく乱に対して感度が鈍く、同じ速度での完全な外部圧縮インレット・デザインよりも、より小さいカウリング角と抗力とを有する。しかし、混合圧縮は、内部衝撃余波をスタートさせるための、又、インレットのアンスタートを回避するような安定制御のための複雑な制御システムを必要としない。混合圧縮の２つの注目すべき応用には、ＸＢ−７０ ヴァルキリー（Ｖａｌｋｙｒｉｅ）及びＳＲ−７１ ブラックバード（Ｂｌａｃｋｂｉｒｄ）航空機のインレットがある。

外部圧縮インレットは、マッハ約２．５より低速での応用に最も適する。この速度範囲の場合、外部圧縮は、概ね圧力回復では劣るが、それよりも一般的に重要である簡潔なデザインを可能にする。衝撃余波は完全に外部にあるため、同様の速度での内部及び混合圧縮デザインに比べて、カウリング角、すなわち取付後の抗力特性は、大きくなる傾向にある。しかしながら、外部圧縮インレットの衝撃余波は、内部流路の完全に外側に留まるため、上流又は下流の流れのかく乱によって生じる突然のアンスタート放出（ｕｎｓｔａｒｔ ｅｘｐｕｌｓｉｏｎ）に陥り難い。従って、外部圧縮衝撃波の安定性は、混合又は内部圧縮デザインよりも優れており、重要なことには、より複雑ではないインレット制御システムでよい。外部圧縮を用いるインレットの注目すべき例は、コンコルド、Ｆ−１４トムキャット及びＦ−１５イーグルを含む。

従来のインレット・デザインの方法は、全インレットの圧力回復を最大化して、それによって正味（ｇｒｏｓｓ）エンジン推力を最大化することによって、概ね推進システムの性能を改善することに集中してきた。これを達成するために、複雑な補助システムと種々の形状のインレットとがしばしば用いられる。高い圧力回復がある程度の利得を提供することはもちろんであるが、圧力回復を最大にすることによって、概ね大きいインレットの抵抗とインレットの複雑さとを、すなわち堅牢で操作容易なデザインに概ね逆行する特質を犠牲にすることになる。

例えば、圧力回復を大きくしようとする試みには、当該分野で知られているように、衝撃波の強さを制御し又境界層を除去することによって、インレットの圧力回復を向上させるものである抽気法（ｂｌｅｅｄ ａｉｒ−ｂａｓｅｄ ｍｅｔｈｏｄｓ）がある。コンコルドは、末端衝撃波の強さを弱めるインレット・スロートでの抽気法を用いて、それによって、全圧力回復を改善した。しかしながら、抽気法は、概ねインテークの流れの大部分に望ましい結果を生じさせるが、抽気流れが最終的に一旦外部へ排除されると、それに応じた抗力に関連する不利益をもららす。更に、拡張的な補助システムが一般的に必要とされ、それは複雑な流路装置を備える。

インレット・ランプの配置は、圧力衝撃波システムのより適切な場所を通って、特にデザイン外（ｏｆｆ−ｄｅｓｉｇｎ）の操作状態での圧力回復を改善するために用いられる他の方法である。コンコルド、Ｆ−１４及びＦ−１５は、圧力回復を改善するためのランプ位置を採用する全て航空機の例である。しかしながら、ランプの配置は、電気的な又は液圧式のアクチュエータ及びインレット制御システムを必要とし、インレットの部品の点数及び複雑さを大きく増大させる。そのようなシステムは、潜在的な故障箇所を内包し、又重要なことに開発及び操作コストを増大させる。

既知の超音速インレット・デザイン・プロセスは、意図するアプリケーションの性能及び総合的な要求（例えば、航空機のデザイン速度や末端衝撃波マッハ数）を最も満たす圧縮面の形状を選択することから始まる。外部圧縮インレットの場合、圧縮面の配置は、一般にショック・オン・リップ・フォーカシング（ｓｈｏｃｋ−ｏｎ−ｌｉｐ ｆｏｃｕｓｉｎｇ）と言われ、超音速デザインの巡航速度で、カウルのハイライト又はカウルのリップの近くの前方で、概ねインレットが生成する衝撃波に焦点を合わせるものである。この配置は、優れた圧力回復、低流出抗力、及び、予測可能な衝撃波後方の亜音速流れ環境を概ね提供する。この亜音速流れ環境は、より基本的な分析技術に役立ち、又、超音速インレット・デザイン初期の技術の可能性を説明するものである。

外部圧縮インレット・デザインの実際も、末端衝撃波及びカウルリップの近傍において、カウルリップを超音速流れに整列させるカウルリップ角を用いる。リップを局所流れに整列させることによって、音速ディフューザの流れ領域プロファイルの、又は、リップ領域の複雑な内部衝撃波構造の変形防止に役立つ。それら変形が生じると、ディフューザ流れの安定性が悪くなるだけでなく、インレット圧力回復及び流れポンプ効率が低下する。

しかしながら、当該技術分野で知られているように、超音速デザイン速度が高速になるにつれ、固定された末端衝撃波マッハ数に流れを減速するために必要な圧縮量も増加する。さらに圧縮するにはインレット軸方向の流れを抑える必要があり、（カウルリップ角を末端衝撃波での局所流れに整列させるために、）結果的にカウルリップ角は対応して大きくなる。カウルリップ角が大きくなると、更にインレット前方領域を大きくすることになり、速度が増すにつれてインレット抗力も大きくなる。このような不利な傾向が、従来の外部圧縮インレットが超音速マッハ数で生産されなくなっている主な理由である。

カウルリップ抗力を制御する形態は、米国特許番号６，７９３，１７５（出願人サンダース８（Ｓａｎｄｅｒｓ））に記載されており、その出願には、カウルの形状及びサイズを最小にするインレット・デザインが含まれる。サンダースの考えは、従来の長方形のインテークをより複雑であるがより高性能なものに変形すること（ｍｏｒｐｈｉｎｇ）を含み、正面から見た場合、軸対称であるインテークの（現在では外径上に圧縮面及び内径上にカウルを有する）円周部分に類似する３次元形状を含む。カウルの側部は、正面から見た場合に、同様の円周角の円弧にわたって伸びるが、それは内径上に配置されるため、カウルの円弧は物理的に減少する。カウル抗力は、転写される円周長さの減少を通して効果的に低減する。３次元形状で発生する航空機の統合的な課題によって、このインレットの考え方の実用性は、低下している。例えば、断面形状は、ポッド型推進システムの等価な軸対象デザインよりも、パッケージングの観点から統合が困難である。更に、複合インレットの形状は、亜音速ディフューザの大きい寸法を抑える技術か、又は、より堅牢な操作性の特徴を有するエンジンを使用するかのいずれかを要求する複雑に歪んだ形状を形成するようになる。

抗力を低減するためにカウルリップ角を小さくする別の方法には、インレットの末端衝撃波マッハ数を増加させることによって、フロー・ターン・アングルを低減する方法がある。しかしながら、より高い末端衝撃波マッハ数を用いてなされた取付後の抗力の改善は、より高い末端衝撃波がもたらす圧力回復の低減による推進力の損失によって、しばしば相殺される。当業者に理解されているように、粘性流の効果を考慮すると、末端衝撃波マッハ数を増加させるには、実用上の重要な限界がある。より高い末端衝撃波マッハ数は、衝撃波境界層（ｓｈｏｃｋ−ｂｏｕｎｄａｒｙ ｌａｙｅｒ）の相互作用をより悪化させ、衝撃波ベース境界層（ｓｈｏｃｋ ｂａｓｅ ｂｏｕｎｄａｒｙ ｌａｙｅｒ）の状態を悪化させる。基本領域の衝撃波の強度を増加させることで、インレットの騒音幅を低減させ、臨界前の流れ絞り能力を低減させる。更に、末端衝撃波マッハ数の増加によって、複雑な境界層の管理又はインレット制御システムが必要になる可能性が、最終的に大きくなる。

インレット圧縮面は、概ね「ストレート」又は「等エントロピー」のいずれかとしてグループ化できる。等エントロピー面は、圧縮プロセスの間に、非常に弱い衝撃波の連続体を生成する概ね連続的に湾曲した面を備える。これに対して、ストレート面は、離散的な斜め衝撃波又はコーニック衝撃波を生み出す、概ね平坦なランプ又はコーニック断面を備える。等エントロピー面を採用するインレットは、同じ作動状態に基づきデザインされたストレート面を採用するインレットよりも優れた圧力回復を理論的には有するが、実際の粘性の効果によって、等エントロピー・インレットの全体的な性能は低下し、等価なストレート面の対応するものよりも脆弱な境界層になる。従来、同じ末端衝撃波マッハ数に対してデザインされたストレート及び等エントロピー・インレットはいずれも、カウルリップで、その結果、同様のカウルリップ角で、同様のフロー・ターン・アングルを形成する。また、ストレート面インレット・デザイン及び従来の等エントロピー・インレット・デザインのいずれもが、その他に比べて有利なカウル抗力を実現するものではない。

また、従来のリップ衝撃フォーカシングを用いた機械的に単純なインレット圧縮面をデザインする場合、従来のデザインは、インレット及びカウルリップの配置を調整するために重要な自由度を提供するものではない。等エントロピーカウル抗力の特性は、比較的柔軟性に欠け、インレット抗力の低減は、歴史的にはインレットと機体の干渉効果を最小にするものに限られている。

本発明の実施の形態は、インレット・デザインの圧縮面に関する緩和等エントロピー圧縮形状を採用する。本明細書で用いられるように、「緩和等エントロピー圧縮（ｒｅｌａｘｅｄ ｉｓｅｎｔｒｏｐｉｃ ｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎ）」面は、マッハ・ラインのうち少なくとも複数のものが、第１衝撃波及び末端衝撃波が交わる焦点に集中しない一連のマッハ・ラインによって特徴付けられる等エントロピー圧縮面を意味する。このようにマッハ・ラインに集中させないために、全体の圧縮レベルは、同じ条件でデザインされた従来の等エントロピー圧縮面によって生成される圧縮レベルより低くなる。緩和等エントロピー圧縮デザインによるアプローチは、軸対象の、部分的に円錐状の及び２次元のインテークを含む任意の外部圧縮又は混合圧縮インレットの考え方に応用できる。緩和等エントロピー圧縮面の条件でデザインされた外部圧縮インレットのためのカウリング角は、従来の混合圧縮インレットによって採用されるものへのアプローチに比べて小さくなり、外部圧縮形状の固有の衝撃波の安定性の堅牢さを混合圧縮形状の高度な取付時の性能に統合させる。

以下で詳述するように、緩和等エントロピー圧縮インレットの形状によって、末端衝撃波マッハ数、ディフューザ流れの歪み及び全圧力回復のような主要なインレットのデザイン・パラメータを制御可能にする一方で、インレットカウル領域を持ち上げるために、デザインの自由度が増加する。緩和等エントロピー圧縮インレットの形状によると、カウル面の角度が小さくなり、その結果、インレット抗力及び干渉抗力の特徴を改善するように設けることができる。カウルの傾斜を小さくすることで、超音速で飛行している間の乗り物全体の音速の飛行音特性へのインレットの寄与が低減し、近接して組み合わされたインレットの間で空気力学的に横断して干渉する（ｃｒｏｓｓ−ｉｎｔｅｒｆｅｒｅｎｃｅ）可能性が低減する。

本発明の実施の形態は、第１衝撃波を形成するように設けられた先端部と、先端部の下流に位置付けられ、等エントロピー圧縮を可能にするように設けられた少なくとも１つの湾曲部を有する圧縮面とを備える超音速インレットを含む。超音速インレットは、圧縮面から空間的に分離したカウルリップを含み、それいよって、カウルリップと圧縮面とは、超音速流が流入するためのインレット開口を形成する。圧縮面は、第２衝撃波を生じるように設けられ、その第２衝撃波は、所定の巡航速度で超音速インレットが作動している間に、第１衝撃波が実質的にカウルリップの近傍で交わるように圧縮面から伸びる。湾曲部によってなされる等エントロピー圧縮は、一連のマッハ・ラインによって特徴付けられ、一連のマッハ・ラインでは、所定の巡航速度で超音速インレットが作動している間、マッハ・ラインのうち少なくとも複数のものが実質的にカウルリップの近傍の点に集中しない。

本発明の開示は、本発明の種々の実施の形態を示す図を参照してより完全に記載される。しかしながら、本開示の目的は、異なる多数の形態において具体化することであり、本明細書で説明する実施の形態に限定されると考えるべきではない。

本発明の実施の形態は、緩和等エントロピー圧縮面によってネットの推進力を改善する超音速インレットの形状に関する。上述のように、「緩和等エントロピー圧縮」面は、マッハ・ラインのうち少なくとも複数のものが、先頭斜め衝撃波及び末端衝撃波が交わる点に必ずしも集中しない一連のマッハ・ラインによって特徴付けられる等エントロピー圧縮面を意味する。本発明の実施の形態によると、全体的な性能の向上は、インレットが全体として相対的に劣った全圧力回復の特性を示す場合であっても、緩和等エントロピー圧縮インレットの形状を用いることによって達成される。更に、緩和等エントロピー圧縮形状を備えるインレットによると、複雑な副次的なシステム又は変形可能な形状を用いることなく、ネットでの改善を達成できる。

図１−Ａは、ショック・オン・リップ・フォーカシングを用いて形成されたストレート面外部圧縮インレット１００の断面を示す。インレット１００は、第１ターン・アングル１１０ａでの第１ストレート面１１１と第２ターン・アングル１１０ｂでの第２ストレート面１１２とを有するツイン・ストレート面構造を有する圧縮面１１０を含む。インレット１００は、インレット１００の中心線から離れて測定されるカウル角１１０ｃで配置されたカウルリップ１２０をも含む。スロート１３５を形成するショルダ部１３０への圧縮面１１０の推移部は、インレット１００流路の最も細い部分である。スロート１３５の後方に、ディフューザ１４０は、亜音速流れをエンジンに分配する発散流路を備える（図１−Ａに示さず）。

飛行中、矢印Ａによって示す方向の超音速流れに衝突し、領域Ｂに示す気流をとらえる。第１衝撃波２００は、超音速流れが最初に圧縮面１１０に衝突するときに生じる。第２衝撃波２１０は、圧縮面１１０の第１ストレート面１１１及び第２ストレート面１１２の間の変わり目に生じる。最後に、末端衝撃波２２０は、第２ストレート面１１２及びショルダ部１３０の間の変わり目に生じる。カウル衝撃波２３０は、カウルリップ１２０から離れて上方に伸びて示される。図１−Ａに示すように、第１衝撃波２００、第２衝撃波２１０及び末端衝撃波２２０は、衝撃波焦点（ｓｈｏｃｋ ｆｏｃｕｓ ｐｏｉｎｔ）２４０に集中することに注目すべきである。カウルリップにあるか、又はその極近傍に位置する衝撃波焦点は、流れ捕捉領域（ｃａｐｔｕｒｅ ｆｌｏｗ ａｒｅａ）Ｂを最大にするために使用されて、インレット周辺の過剰な流れが捕捉されないことによって生じる追加抗力を低減する。

図１−Ｂは、図１−Ａに示すストレート面外部圧縮インレット１００の場合の非粘性流の解である。流体の粘性を考慮しない非粘性流れの解は、特性法（ｍｅｔｈｏｄ−ｏｆ−ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ：ＭＯＣ）のような解析的な技術を用いて求められる。基礎となる特性の方法での処理を特徴付ける基本的な計算手法は、当業者によく知られており、パブリック・ドメインのコードとして利用可能である。計算流体力学（ＣＦＤ）のような高度なツールから導かれる粘性の結果に比べると、非粘性の解は、コンピュータリソースを拡張する必要もなく迅速に求められる。非粘性の解は、最初にパラメータを概観し、設定空間を決定するためには、通常、十分な精度を有する。しなしながら、当業者に明らかなように、ＣＦＤ分析は、そして手計算でさえ、解析ツールとして単独で用いられる。

図１Ａに示すストレート面インレットに関する図１−Ｂに示す粘性流体の解は、カウルリップ領域２４０での衝撃波フォーカシングの標準的な設定の考え方を示す。解特性のメッシュは、第１衝撃波２００、第２衝撃波２１０及び末端衝撃波２２０を示し、末端衝撃波２２０の前方の超音速流れの圧縮を視覚的に例示する。当業者に知られているように、衝撃波フォーカシングは、カウルリップ前方の短い距離に衝撃波を集中させることによって備わったマージンとともに設けられ、種々の乗り物の速度並びに大気及び気流の異常によりもたらされる衝撃波の位置の揺らぎを調整する。

図２−Ａは、本発明の実施の形態に係る、緩やかな圧縮又は改良された等エントロピー外部圧縮インレット３００の断面を示す。インレット３００は、第１ターン・アングル３１０ａに設けられた第１ストレート面３４０を有する圧縮面３１０を含む。圧縮面３１０は、ストレート部分３１３が後続する湾曲部分３１２を含む第２圧縮面３１１をも含む。第２圧縮面３１１の湾曲部分３１２のみが等エントロピー圧縮を可能にするが、全圧縮面３１０は、本明細書において緩和等エントロピー圧縮面として言及される。比較のため、従来の等エントロピー圧縮面５００の例を点線で示す。インレット３００は、インレット３００の中心線から離れて測定された３１０ｂのカウル角で配置されたカウルリップ３２０を含む。圧縮面３１０は、インレット３００の流路の最も細い部分であるスロート３３５を形成するショルダ部３３０に推移する。スロート３３５の後に、亜音速ディフューザ３５０は、亜音速流れをエンジン（図２−Ａに示さず）に導く発散流路（ｄｉｖｅｒｇｅｎｔ ｆｌｏｗ ｐａｔｈ）を備える。

図１−Ａに示すインレットの場合、インレット３００は、矢印Ａで示す方向の自由な超音速流れに衝突し、領域Ｂで示す気流を捕捉する。超音速流れが圧縮面３１０に最初に衝突した時に第１衝撃波４００が生じるが、圧縮面３１０は図１−Ａに示す第２衝撃面を生じさせないことに注意すべきである。末端衝撃波４１０は、圧縮面３１０及びショルダ部３３０の間の変わり目で生じる。カウル衝撃波４２０は、カウルリップ３２０から上方に離れて伸びるように示される。図２−Ａに示すように、第１衝撃波４００及び末端衝撃波４１０は、衝撃波焦点４３０に集中する。

従来のデザインの実例及びＭＯＣやＣＦＤのような解析ツールを用いて、従来の等エントロピー圧縮面５００は、図２−Ａの点線で示され（従来の等エントロピー圧縮面５００に関連付けられた末端衝撃波は図２−Ａに示さない）、所定のインレットタイプ及びデザイン条件に応じて形成される。図２−Ｂは、図２−Ａの従来の等エントロピー圧縮面５００の場合の非粘性流体の解を示す。従来の等エントロピー・デザインの実例によると、第１衝撃波５１０及び末端衝撃波５２０は、カウルリップ３２０の領域に集中して、焦点５３０を形成する。更に、従来の等エントロピー圧縮面５００は、湾曲部分５５０が延設される第１ストレート面５４０を含む。湾曲部分５５０は、超音速流れの等エントロピー圧縮を実現するように設けられる。湾曲部分５５０には、別のストレート部分５６０が延設される。当業者に理解されるように、また、図２−Ｂに示す非粘性流れの解に示すように、従来の等エントロピー圧縮面５００は、焦点５３０で湾曲部分５５０から放射状に伸びるマッハ・ラインを集中させることを特徴とする。図２−Ｂに示すように、湾曲部分５５０によって形成されるマッハ・ラインは、等エントロピー圧縮をその長さ方向に沿って融合するマッハ・ラインとして示しており、最終的に焦点５３０に集中する。

従来の等エントロピー圧縮面をベースラインとして用いると、ＭＯＣやＣＦＤのような解析ツールは、従来の等エントロピー圧縮面より小さい平均レベルの圧縮を伴う緩和等エントロピー圧縮形状を設けるために使用される。圧縮レベル、局所的マッハ数（例えば、オーバーウィング・マッハ数）末端衝撃波マッハ数、第１コーニック又はラーニング・アングル等当業者に知られたその他の境界条件は、境界条件を満たす面形状を特定するために、解析ツールによって使用される。境界条件の反復する変化は、圧縮面３１０の形状を適切にするために、制御され予測可能な方法で使用され、所望のデザインの目的を達成するアプローチを提供する（例えば、特定のエンジンのまたの緩和等エントロピー・インレットの圧縮面を最適化する。）。

本明細書で用いられるように、圧縮は、第１衝撃波４００の直ぐ後ろの場所の間のマッハ数の違いと、末端衝撃波４１０に沿って平均化されたマッハ数とを参照する。緩和等エントロピー圧縮面の圧縮のレベルは、同じデザイン条件でデザインされる場合の従来の等エントロピー圧縮面の圧縮と緩和等エントロピー圧縮面の圧縮との違いを参照する。当業者に理解されるように、解析ツールは、種々の入力値（例えば、平均末端衝撃波マッハ数、等エントロピー圧縮のレベル等）を使用するように設定され、圧縮面３１０を偏らせる。例えば、末端衝撃波４１０ａを基礎にターゲット・マッハ数を制御するために、圧縮面３１０は偏る。

他の方法又はアプローチが、等エントロピー圧縮形状３１０を実現するために用いられてもよい。例えば、面形状は、圧縮レベル以外の他のデザインの基準に基づいて形成される。他の基準は、末端衝撃波の長さ方向に沿ったフロー・アングル分布又は平均的な流れの歪みを含む。なお、他の基準はこれらに限定されない。

図２−Ｃは、図２−Ａに示す緩和等エントロピー圧縮インレット・デザインの実施の形態のための非粘性流れの解を示す。図示するように、第１衝撃波４００及び末端衝撃波４１０は、カウルリップ３２０の領域で収束する。図１−Ｂ及び２−Ｂに示すマッハ・ラインに対して、図２−Ｃのプロットされたマッハ・メッシュ解は、湾曲部分３１２から放射状に伸びる一連のマッハ・ラインが、いかにして焦点４３０に集中しないのかを示している。代わりに、図２−Ｃのマッハ・ラインは、図２−Ｃの領域４５０に示す圧縮が緩やかな領域を含み、その圧縮は、インレット開口の中へ又はカウルリップ３２０から離れる方向に方向付けられる。焦点４３０に全体が集中するよりも、図１−Ｂ及び図２−Ｂに示すように、領域４５０においてマッハ・ラインは、圧縮面３１０の方向に広がり、且つ、末端衝撃面の領域４５０を横切る。当業者には明らかであろうが、マッハ・ラインが拡散する性質、すなわち焦点４３０に集中しないことは、図２−Ｃに示すように、カウルＨｐの近傍における従来の流れ圧縮の一部が、カウルリップ３２０の前方の焦点４３０の近傍に拘束されるのではなく、内方に広がることを示している。

結果として、捕捉された流域の上方（又は軸対称なインレットの外部環状領域）は、領域４５０において、集中せず、又は、緩やかな圧縮状態になり、結果として、カウルリップで局所流れの転向を低減させる。カウルリップがカウルでの局所流れに整列する場合、カウルリップ２３０の領域における局所流れの転向が減少することによって、図２−Ａに示すように、より小さいカウルリップ角３１０ｂが導かれる。より詳細に後述するように、本発明の実施の形態に係る、より小さいカウルリップ角は、カウル抗力を低減させるために使用される。

図２−Ａ及び２−Ｃに示すように、末端衝撃波４１０は、そのベース４１０ａで、実質的に圧縮面に直行し、従って、末端衝撃波がカウルリップ領域に近づくにつれて、屈曲し又は湾曲する。実際の屈曲又は湾曲は、末端衝撃波の長さ方向に沿った速度勾配によって導かれる。末端衝撃波の速度勾配は、図１−Ａ及び１−Ｂに示す末端衝撃波４１０又は図２−Ｂに示す末端衝撃波の速度勾配よりも大きい、圧縮面からカウルリップまでのマッハレンジにわたる。図２−Ａにおいて、カウルリップ３２０近傍の末端衝撃波の湾曲のレベルは、カウルリップ近傍の局所フロー・アングルの代表である。緩和等エントロピー圧縮形状３１０から導かれる上述の局所圧縮４４０のために湾曲がより顕著になると、局所フロー・アングルは、自由流れの流れ方向に密接に並ぶ。領域４５０の湾曲に示されるように、末端衝撃波は焦点４３０に近づく。カウリングもカウルリップ３２０での局所フロー・アングルに配置されるため、カウル角３１０ｂは小さくなる。

本発明の実施の形態によると、圧縮面３１０は、末端衝撃波４１０のベースの方向へより顕著に分配される圧縮プロセスとともに、緩和等エントロピー圧縮面を用いる。圧縮面３１０は従来の等エントロピー圧縮面５００より小さい圧縮を実現する一方で、圧縮面３１０は、同一の主要なインレット・デザイン・パラメータを用いてデザインされたインレットのための従来の等エントロピー圧縮の解の場合と同様に、ターゲット末端衝撃波マッハ数を、末端衝撃波のベースで、維持するように設けられる。ベース４１０ａで同一の末端衝撃波マッハ数を維持することによって、緩和等エントロピー圧縮インレットは、深刻な衝撃波境界層の干渉が発生することを回避するように形成される。

カウルリップ３２０の近くの領域４５０において末端衝撃波の内方及び後方に広がる流れ圧縮のために、全圧力回復の損失が観測されるが、末端衝撃波のベースでの末端衝撃波マッハ数は、緩和等エントロピー圧縮面を用いて維持される。当該技術分野で知られるように、全圧力回復の損失が、エンジン性能の低下をもたらす。詳細を後述するように、小さくなったカウルリップ角の帰結としてのカウル抗力の低減は、全圧力回復において観測される損失からの帰結であるエンジン性能の低下を相殺する。更に、図１−Ａに示すようにインレット・デザインが機械的に単純であるため、本発明の実施の形態に係る緩和等エントロピー圧縮インレット・デザインが維持される。

図２−Ａに示す圧縮面３１０はハイブリッド・デザインである。本発明の実施の形態に係る緩和等エントロピー圧縮インレット・デザインは、圧縮形状の先端の第１ストレート面３４０と、第２圧縮面３１１の等エントロピー形状とを含む。

図３−Ａは、本発明の実施の形態に係る軸対称な緩和等エントロピー圧縮の外部圧縮インレット６００及び亜音速ディフューザ６２０を示しており、インテークとエンジンとの間で適合するプア（ｐｏｏｒ）領域を示す。インテーク捕捉領域と最大エンジン室領域との間で適合する特性を理解することは、緩和等エントロピー圧縮を用いて実現される取付時の抗力での利得の大きさを決定することを支援する。例えば、図３−Ａに示すように、エンジン室領域６０２に比べて小さいインテーク領域６０１は、重要なことに、インレットリップ６１０でカウリング角を小さくすることによる利得とは別の幾何学的なカウルプロファイルを導き出す。不良な領域を適合させることによって、最大エンジン室領域６０２とインテーク領域６０１との違いとして定義付けられる大きいカウル前方領域が導かれる。前方領域が大きくなると、エンジン室ロフトライン６３０は、カウルＨｐ６１０での形状によって重要な影響を及ぼし難くなり、緩和等エントロピー圧縮形状を用いて達成できる抗力及びソニック・ブームの改善を低減させる。

より高度に特定の流れを可能にすることが、現代のターボ機器デザインの顕著な特徴であって、所定のファンの大きさのためにより大きい流れが必要になり、それによって、インレット・キャプチャの直径をエンジンの直径に比べて大きい直径にすることが可能になる。これは、本発明の実施の形態と組み合わせて使用されてもよく、それによって、インレットのインテーク領域と図３−Ｂに示す最大エンジン室との間で流れにより適合させることが可能になる。

図３−Ｂは、本発明の実施の形態に係る線対称の緩和等エントロピー圧縮外部圧縮インレット７００及び亜音速ディフューザ７２０の断面を示しており、インテークとエンジンとの間でよく適合する例を示す。図３−Ｂに示すように、例えば、インテーク領域７０１が最大エンジン室領域７０２に近づき、その結果、インレットリップ７１０でのカウル角が低減することによって著しく有益なカウル形状になる。インテークの直径７０１と最大のエンジン室直径７０２との間で十分に適合したインレット７００の形状のため、カウル角が低減することによって、エンジン室に沿って更に伸びる流線型のロフティングを形成でき、そのようなロフティングによって、乏しい適合が領域したインレットのものに比べて、抗力及びソニック・ブーム特性を著しく改善することができる。従って、インテークからエンジンまでの領域の適合は、緩和等エントロピー圧縮インレット・デザイン抗力及びソニック・ブームの利点を完全に捉えられるように調整される。

上述のように、カウルＨｐ角を低減させることによって可能になる機能的な利点は、インレット・デザインのいずれかで相殺される。従来のインレット（例えば図１−Ａのインレット１００）に比べて、同じ作動条件の下でデザインされた緩和等エントロピー圧縮インレットは、流れの歪みを増大させ、亜音速ディフューザの中で境界層の厚さを厚くする。緩和等エントロピー圧縮インレット・デザインによって、末端衝撃波の外部長さに沿ったより高い超音速マッハ数のために、全圧力回復の低減にも直面することもある。

更に、緩和等エントロピー圧縮によって生じる、末端衝撃波の長さ方向に沿った大きい速度勾配は、特にカウルリップが近づくとき、ディフューザ内のより少ない均一な衝撃波後方の速度及び圧力領域を形成する。歪みが大きくなると、エンジンは、より低減した均一な衝撃波後方の速度及び圧力領域を出現させる。当業者には理解されるように、不具合な流れの多くがファンを通過し、高感度の圧縮機に取り込まれることを抑えるという条件下で、更に歪むかどうかは、ターボ機械に委ねられている。明らかなように、このことは、より高いバイパスエンジン又は、圧縮機の中ではなく圧縮機の周囲の流れの多くの割合を迂回させるエンジンを用いることによって実現される。しかしながら、他のエンジンのコンフィグレーションが意図されており、また本発明に係るインレットとともに用いられてもよいことが、理解されるべきである。

更に、捕捉した流れをエンジン面の中へ滑らかに減速するために必要になる内部面の形状の変化の結果、末端衝撃波のベース後方の境界層は大きくなる。カウルリップ角が小さくなるので、ディフューザ面の角度は、末端衝撃波のベースの直後で低減し、それによって、拡散領域プロファイルを維持する。結果として、より顕著になったターン・アングルが、亜音速ディフューザへのより滑らかな遷移面に代えて、ディフューザ・ショルダ部の末端衝撃波のベースの直後に備えられる。この角度の変わり目（ａｎｇｌｅ−ｂｒｅａｋ）又は大きいターン・アングルによって、ショルダ部の先端近傍で衝撃波後方の流れの再加速は増幅し、下流側の境界層の厚さは厚くなる。

本発明の種々の実施の形態の影響を決定する場合、従来のストレート面形状に対する緩やかな圧縮インレットの考え方の相対的な利点を比較するには、特定の燃料消費に基づくコスト関数が選択される。最初の分析は、緩和等エントロピー圧縮インレットの実施の形態のためのコスト関数を投入するために、非粘性の流体分析に基づいた。更に、実施の形態、及び／又は、緩和等エントロピー圧縮インレットの主要な結果は、ＮＡＳＡが開発したオーバーフローの、より高い適合度の、３次元の、粘性数値流体動力学（ＣＦＤ）のソフトウェアパッケージを用いて評価される。

非粘性のインレット圧縮分析は、分析ツールに基づく特性法を用いて導入された。ＭＯＣプログラムは、特性の圧縮面（例えば、局所自由流れのマッハ数、末端衝撃波マッハ数、面角度、ショック・オフ・リップ・マージン）が入力されるデザイン・モード・オプションで操作するように設けられている。ＭＯＣプログラムは、上述の境界条件を満たすために必要な圧縮面の形状及びカウルリップ座標を生成するように設けられる。面が決まると、形状の決定はＭＯＣコードの中のダイレクト分析モードで採用され、そのモードでは、デザイン外の条件で又はエンジン室外壁の形状の決定との組み合わせで上述の形状が評価される。

ＭＯＣコードは、シングル・ストレート面、マルチ・ストレート面、又は、緩やかな若しくは伝統的な等エントロピー圧縮面を用いた、２次元及び軸対象の両方のインレットの配置を行うことができる。カスタム面を決定するために、ユーザ定義の面マッハ数分布が境界条件として入力されてもよい。末端衝撃波マッハ数が所定の設定の結果である場合、ストレート・インレット圧縮面の配置のために特定されてもよい。しかしながら、圧縮面に沿った等エントロピー流れの転向過程を実現するために対象となる目標をＭＯＣに提供するために、等エントロピー面には末端マッハ数が必要な入力である。

面形状の決定及びカウルリップの場所に加えて、ＭＯＣコードからの主要な出力パラメータは、衝撃余波の全圧力回復、（流出に関連する）追加抗力係数、カウル衝撃波の抗力係数及び流れ分布を含む。局所衝撃波前方及び衝撃波後方のマッハ数と衝撃波の長さ方向に沿ったフロー・アングルとを含んだ末端衝撃波の形状の空間的な設計も計算される。局所マッハ数及び圧力データの係数も、自由流れから末端衝撃波のベースへの圧縮面に沿って計算される。図１−Ｂ、２−Ｂ及び２−Ｃのように、ＭＯＣ解法のメッシュは、衝撃波及びマッハ数の配置を可視化するために、グラフィカルに描かれる。

ＣＦＤ分析は、パブリックに利用可能であって、インレット・エンジン室・ディフューザ構造の内部及びそれに関する流れ場をモデル化するために用いられる、ＮＡＳＡのオーバーフロー（Ｏｖｅｒｆｌｏｗ）の有限差分法のレイノルズ平均された計算コードを用いて行われる。コードは、初期条件（通常は自由流れ）からの時間積分を用いており、それは定常状態の解に収束する。コンピュータコードは、非粘性及び粘性モデルの選択だけでなく、構造化されたオーバーセット・グラインディングを採用する。処理後の計算は、亜音速ディフューザの圧力回復、追加抗力、カウル抗力、流れの歪みの記述子、先端及びハブ流れ障害物及びインストールされたＳＦＣのような主要なパラメータを特定するために用いられる。

分析処理に使用されるＳＦＣに基づくコスト計算式は、その式の中で正味推力から差し引かれた追加抗力及びカウル抗力を用いた、導入されたパワープラントの配置の典型的な形式に続く。式は、ベースライン（ストレート面）のインレット・コンフィグレーションを参照する。その式は、以下である。

式の変数は、次のように定義される。

ε：インレットの全圧力回復

Ｄ_Ａｄｄ：追加抗力（ｌｂｆ）

Ｄ_Ｃｏｗｌ：カウル抗力（ｌｂｆ）

ＦＮ：正味推力（ｌｂｆ）

ＳＦＣ：特定燃料消費（ｌｂｍ／ｈｒ／ｌｂｆ）

ＷＦＥ：エンジン燃料流れ（ｌｂｍ／ｈｒ）

ベースラインに対する全圧力回復の初期値は、一定の推力及び一定の物理的なエンジンの気流での燃料流れにおける変化を記述するエンジン・サイクルに基づく導関数を通じて調整される。この導関数は、適応される調査エンジンのための３点回復測量を用いる超音速デザインの巡航速度で線形化したものである。ノズルの外面は、直線円錐面としてモデル化されるが、それに関連する抗力はカウル抗力の項に含まれない。

自由流れの航空機の巡航速度であるマッハ１．８での想定される局所マッハ数に応じて、全ての分析が、固定形状、軸対象、完全外部圧縮及びマッハ１．９のデザイン速度を用いた定常状態の条件下で行われる。衝撃波のベースで測定される一定の末端衝撃波マッハ数１．３は、性能と流れの安定の問題とのバランスで選択される。当業者に知られたように、圧縮面のスパイク先端から生じる第１コーニック衝撃波は、低流出のデザイン速度でカウルリップの近くに配置される。

最初のＭＯＣに基づく分析を用いたストレート圧縮面を解析する場合、種々のコンフィグレーションが考えられる。第１コーニック・ハーフ・アングル（センターラインから測定して８度から３４度）を有するユニコーニック（シングル・ストレート）面デザインは、２度ずつの増加で評価される。バイコーニック（２ストレート）面デザインも評価され、第１コーニック・ハーフ・アングルで８度から３４度（２度ずつ増加）及び第２面のターン・アングルで２度から１６度（２度ずつ増加）という全ての面の組み合わせも含まれる。衝撃波の剥離は、解析された全ターニング・アングルの最大レベルを制限する。

命名規則が、各コンフィグレーションの圧縮面形状を表すために用いられる。ストレート面群の場合、４桁の数字が採用され、最初の２桁がインレットの第１コーニック・ハーフ・アングルを表し、続く２桁が第２面で提供される追加的なターン・アングルを表す。例えば、１０１６バイコーニックは、第２コーニック面の１６度の追加的なターニング・アングルが続く第１圧縮面が１０度の第１ハーフ・アングルを有するストレート面インレットのコンフィグレーションである。

図４−Ａは、マッハ１．９の局所流速でデザインされた、従来のバイコーニックの軸対象な外部圧縮インレット８００のセンターラインの断面を示す。バイコーニックのストレート面インレット８００は、解析のためにベースライン参照インレットとして使用され、第１コーン圧縮面８０１によって決まる１８度のハーフ・アングル８０１ａと、第２圧縮面８０２の追加的な１８度のターニング８０２ａとを備える。ベースライン・インレット８００は、３．１度のセンターボディ・ショルダ・リバース・アングル８０３をも含む。ショルダ・リバース・アングルは、亜音速ディフューザに流路が変換するポイント近傍の下流側の面から圧縮面の後端までの角度を参照する。ショルダ・リバース・アングルの大きさは、適用されるエンジン・サイクルが必要とする拡散プロファイル及びカウル角の大きさを含む複数のデザイン変数によって決まる。例えば、一定の末端衝撃波マッハ数の場合、同じ亜音速拡散プロファイルを維持するためには、カウル角が小さい程、より大きいリバース・アングルが必要になる。カウル角が小さくなるがリバース・アングルが大きくならない場合、外部圧縮インレットというデザイン要求に反して、下流の亜音速流路の収縮が生じる。

インレット８００は、１９．５度の外部カウルリップ角８０４ａとともに、カウルＨｐ８０４で１４．１度の局所フロー・アングルを形成する。リップでのカウリング内部の面角は、末端衝撃波での局所フロー・アングルで整列される。既に説明したように、このデザインを実践することによって、カウルリップでの複雑な衝撃波又は逆流状態の形成を回避することができる。従って、カウルリップでの局所フロー・アングルは、上述のように、カウリングの内部面に沿って第１角度を形成する。必要に応じて、構造及び製造を考慮した壁の厚さを備えるために、また、カウルリップ後部からエンジン室の最大径までのロフティングの滑らかな変換を可能にするために、外部カウル角は、内部カウル面の角度よりも大きい。このインレットの例の場合、これらのデザイン要求を満たすために、１９．５度の外部カウル角が選択される。このコンフィグレーションは、命名規則によると１８０８バイコーニックという記号表示が付されるものであり、解析を後に示すように、適切な全圧力回復及び末端衝撃波マッハ数を提供することで当業者に知られている。

本発明の実施の形態に係る緩和等エントロピー圧縮面の場合、７度から２６度までの第１コーニック・ハーフ・アングルは、２度以下の増加で検討される。増加が１０パーセント以下である場合、各第１コーニック・ハーフ・アングルの増加で、２０パーセントから１００パーセントの範囲の等エントロピー圧縮ボリュームが見積もられる。１００パーセントの圧縮とは、従来のデザインの（ハイブリッドではない）等エントロピー面を表しており、他方０パーセントとは、第１ストレート面の圧縮後部が等エントロピー圧縮に属さないストレート面を表す。

命名規則は、緩和等エントロピー圧縮群にも用いられる。４桁の命名規則では、最初の２桁によって、第１コーニック・ハーフ・アングルを表し、緩和等エントロピー圧縮インレットの特性を特定する。しかしながら、続く２桁は、等エントロピー圧縮のレベルをパーセントで表す。例えば、１２８０等エントロピー（１２８０Ｉｓｅｎｔｒｏｐｉｃ）は、第１圧縮面のための１２度の第１コーニック・ハーフ・アングルを有する緩和等エントロピー圧縮インレットの形状であり、その第１圧縮面に、全等エントロピー圧縮の８０パーセントを生み出す等エントロピー圧縮面が後続するものである。

図４−Ｂは、本発明の実施の形態に係るマッハ１．９の局所流速でデザインされた等エントロピーの軸対象外部圧縮インレット９００のセンターラインでの断面図を示す。緩和等エントロピー圧縮インレット９００は、第１コーン又は圧縮面９０１に８度の半ターニング・アングル（ｈａｌｆ−ａｎｇｌｅ ｔｕｒｎｉｎｇ）９０１を備える。緩和等エントロピー圧縮面９０２は、９０パーセントのレベルの圧縮を実現する。緩和等エントロピー圧縮インレット９００は、１１．５度のセンターボディ・ショルダ・リバース・アングル９０３を含む。インレット９００は、１２．０度の外部カウルリップ角９０４ａとともに、カウルＨｐ９０４で３．２度の局所フロー・アングルを形成する。このインレット・デザインは、命名規則によると０８９０等エントロピーという記号表示が付されるものであり、機体の性能及びソニック・ブーム評価において改善を示す本発明の実施の形態に係る緩和等エントロピー圧縮インレットである。

バイオコーニック及び緩和等エントロピー圧縮コンフィグレーションはともに、カウルリップに少量の鈍い部分（ｂｌｕｎｔｎｅｓｓ）を備え、それによって、非現実的で不可能な鋭い先端の形状を回避している。更に、亜音速ディフューザの流路は、末端衝撃波のベース直後の短い長さ方向の距離に対して僅かに縮小している。僅かな第１収縮は、必要とされる亜音速ディフュージョン領域プロファイルを直ちに備えるように設けられたショルダ・ターン・アングルにおいて、直ちにステップ状に変化する必要を低減させる。ターン・アングルの大きさを低減させることによって、デザイン外の超臨界流れの状態である末端衝撃波のベースで流れが再加速する傾向は小さくなり、全圧力回復及び下流側境界層の状態を改善する。外部圧縮インレットでの第１流路の収縮は、応用において配慮が加えられるならば、デザイン条件のインレットの全体的な性能に悪影響を与えることなく備えられる。

解析的なターボファン・エンジン・サイクルのコンピュータモデルが、本明細書に記載される分析に用いられる。このサイクルは、ジェネラル・エレクトリックＦ４０４ターボファンやロールスロイスＴａｙ６５０ターボファンのようなエンジンの典型である。分析的なエンジンは、可変領域ノズルを有する２つのスプール高バイパス比サイクルからなる。温度特性を操作することは、超音速クルーズで２０００時間という熱いセクションの寿命の要求に基づく。エンジン形状は、ツインエンジン配列を採用する離陸全備重量１００，０００ｌｂの航空機と一致する推力の要求に応じた大きさである。ファンは、１０ｄＢの累積的マージンでステージＩＶの空港騒音要求を達成可能な平均ジェット速度で必要とされる離陸推力を満たす大きさである。本発明の実施の形態は、種々のエンジンに採用され、一連のエンジン流れ特性の適切な性能に適合する。

本実施の形態において用いられるインレット及びエンジン室の形状は、最大連続パワーで作動しているエンジン・サイクルの巡航気流特性に基づく大きさである。マッハ数の関数は可変インレット・スロートの必要性を除外するため、エンジン・スタディ・サイクルの比較的一定の修正された気流スケジュールは、制御システムであって、そのため、固定インレットのセンターボディの配置が可能になる。典型的なレベルの航空機のブリードエアの抽出及び馬力オフテークを適用するため、エンジンサイクルモデルは、ＳＦＣに基づくコスト関数とともに、インレット・デザインを評価するために用いられる正味推力、燃料流れ及び圧力回復感度の情報を提供する。

図５から７は、ＭＯＣに基づく分析結果を示しており、そこではインレット・デザイン空間にコンタ図が描かれ、それによって主要な結果を表す。ストレート面インレット・デザイン図が図５−Ａ、６−Ａ及び７−Ａに示され、これらは、水平軸にプロットされた第１コーニック・ハーフ・アングル、及び、垂直軸にプロットされた第２面ターン・アングルを含む。本発明の実施の形態に係る等エントロピー・インレット・デザイン図が、図５−Ｂ、６−Ｂ及び７−Ｂに示され、それらは、水平軸にプロットされた第１コーニック・ハーフ・アングルとともに垂直軸にパーセントでプロットされた圧縮のレベルを含む。

当業者には明らかなように、末端衝撃波マッハ数は、インレット圧縮面によって形成させる全ての流れのターン・アングルの関数として変化する。マッハ１．９の局所自由流れの値に対してデザインされた軸対称な外部圧縮インレットのため、２６度の全体的な反平面のターン・アングルが、約１．３の末端衝撃波マッハ数を提供し、その値は、本明細書における分析のデザイン目標として使用されるものであり、適切な衝撃及び流れの安定性を確かにする優れたデザインの典型である。

図５−Ａは、種々の従来のバイコーニック・インレット・コンフィグレーションのための局所流速マッハ１．９の非粘性の全圧力回復の結果を示し、図５−Ｂは、本発明の実施の形態に係る種々の従来の等エントロピー・インレット・コンフィグレーションのための局所流速マッハ１．９の非粘性の全圧力回復の結果を示す。圧力回復は、ターニング・アングルが増すにつれて概ね増加する。ターニング・アングルの増加は、全体的な上流の圧縮を増大させ、従って、末端衝撃波の強さを低減させる。衝撃波の強さを低減させることによって、末端衝撃にわたって、対応する圧力損失を生じさせる。図５−Ａにおいて、回復機能は、２６度一定のフロー・ターニングの直線に沿って最大化され、それは全圧力回復線の０．９６に近づき、約１８度の第１コーニック・ハーフ・アングル及び８度の第２面ターン・アングル、又は、１８０８バイコーニック・デザイン・ポイントで生じる。図５−Ｂにおいて、圧力回復は、圧縮レベルを改善する。０８９０等エントロピー・デザイン・ポイントは、図示するように、１８０８バイコーニックと同様の回復圧力を示す。しかしながら、０８９０等エントロピーは、意図的に、後述する引き替えとなる理由のために最大の回復能力を逃している。

図６−Ａは、種々の従来のバイコーニック・インレット形態でのマッハ１．９の局所流速から導かれるカウル抗力係数を示し、図６−Ｂは、種々の従来の等エントロピー・インレット形態でのマッハ１．９の局所流速から導かれるカウル抗力係数を示す。ストレート面抗力値は、カウル角が末端衝撃波マッハ数で殆ど変わらないため、等価な全ターン・アングルでほぼ一定である。当業者には明らかであろうが、全ターン・アングルが増加するに連れて、カウル角及び全抗力は大きくなる。

図６−Ｂに示すように、圧縮レベルの低下することによってカウリング角が同時に低減するため、カウル抗力は固定の第１ハーフ・アングルで圧縮レベルの低下とともに低減する。エンジン・サイクルに適合したインテーク・エンジン室領域の制限によって、局所カウル抗力が最小の領域に力が加わり、それによって、より低い第１コーニック・ハーフ・アングルを形成する。更に、より大きい第１コーニック・ハーフ・アングルは、等エントロピー面の必要とされる圧縮量を制限し、それによって、カウル角ひいては抗力を小さくしてその効果を低減させる。そうでなければ、１８０８バイコーニックに比べて、０８９０等エントロピーは、非常に改善した抗力特性を示す。上述のように、この改善によって、緩和等エントロピー圧縮インレット・デザインにより、カウルリップでの局所流れの転向が小さくなるため、カウル角が小さくなる。解析の目的のため、インレット抗力係数のデータは、全ての分離されたインレットの結果のためにカウル領域を用いて標準化される。

図７−Ａは、種々の従来のバイコーニック・インレットの形状の局所流速のマッハ１．９の特定の燃料消費を示し、図７−Ｂは、種々の従来の等エントロピー・インレットの形状の局所流速のマッハ１．９の特定の燃料消費を示す。図７−Ａ及び７−Ｂは、ストレート面インレット・デザインと緩和等エントロピー圧縮インレット・デザインの実施の形態との間でインストールされたＳＦＣを対照させており、１８０８バイコーニック・インレットのベースラインに対して計算された値からのパーセント変化した場合の結果を示す。従って、負の値は、参照点に比べてＳＦＣが改善したことを示す。

（一定の末端衝撃波マッハ数１．３の）一定の全流れのターン・アングル２６度を示す点線に沿って図７−Ａの結果に示すように、１８０８バイコーニック・ベースライン・ポイントに比べてＳＦＣにおける改善がないことが分かる。この結果は、上述のように、カウル抗力又は全圧力回復の重要な改善が、一定のターン・アングルのこの線に沿って可能であるためと考えらえる。実際に、図示するように、１８０８バイコーニック・ベースライン・ポイントは、一定のターン・アングル・ラインの２６度線に沿って、最善のＳＦＣを達成する。ターン・アングル（より低い末端衝撃波マッハ数）が大きくなる程、圧力回復の改善が可能になるが、この利点は、高いカウリング角によってもたらされる追加カウル抗力によって、ますます相殺される。ネットした結果が、ベースライン・ポイントに比べて高いＳＦＣである。逆に、ターン・アングルが小さくなる程、ＳＦＣにおいて、ベースライン・ポイントに比べて限定された改善をもたらすが、これらの結果は、低いターン・アングルによる末端衝撃波マッハ数のために、一般的な超音速デザインが示すものよりも大きいため、無意味なものである。

図７−Ｂに示すように、等エントロピー・インレット・デザイン空間のほぼ全てが、１８０８バイコーニック・ベースライン・ポイントに比べて、改善を示す。等エントロピー・デザイン空間において、１００パーセントより小さい等エントロピー圧縮レベルによって生み出されるカウル抗力の低減（図６−Ｂ）は、好ましくは、ＳＦＣに基づくコスト式の中で低減した全圧力回復（図５−Ｂ）と引き替えに起きる。図７−Ｂに示すように、インストールされたＳＦＣの見積もられた緩和等エントロピー圧縮インレット・デザイン０８９０等エントロピーの改善は、１８０８バイコーニックに比べて８パーセントよりも大きい。これらの結果は、ＳＦＣのさらなる改善は、より低い圧縮レベルとより高い第１コーニックのハーフ・アングルとの組み合わせで可能になるが、後続するＣＦＤ分析は、粘性の影響によって、０８９０等エントロピー・コンフィグレーションに比べて、詳細を後述するようにデザイン空間の領域において重要な改善が妨げられたことを示す。

本発明の緩和等エントロピー圧縮インレットの実施の形態は、０８９０等エントロピーを含み、高い忠実性のＣＦＤ粘性分析ツールを用いて分析される。設定は、デザイン・パラメータ（第１ハーフ・アングル及び圧縮レベル）、特性（流れの歪みや妨害）を操作すること及びインストールされた機能の全範囲を含むように選択される。２つのストレート面インレットのコンフィグレーションは、ＣＦＤ粘性分析のための２６度の流れターニング・ライン（ベースライン１８０８バイコーニック及び２６００ユニコーニック・インレット）に沿って選択される。２６００ユニコーニックは、飛行速度マッハ２が可能なＢ−５８ｂｏｍｂｅｒのインレット・デザインと同様である。

図８−Ａは、マッハ１．９の局所流速のマッハ数解法に基づく、８５０に配置されたファン面を有する１８０８バイコーニック・インレットのコンフィグレーションのための半平面の計算流体動力学（ＣＦＤ）を示す。図８−Ｂは、マッハ１．９の局所流速のマッハ数解法に基づく、本発明の実施の形態に係る８６０に配置されたファン面を有する０８９０等エントロピー・インレットのコンフィグレーションのための半平面ＣＦＤを示す。ＣＦＤ分析は、デザイン上の巡航速度及び重要な気流近傍で行われる。図８−Ａにおいて、１８０８バイコーニック解法は、十分に形成された衝撃構造及び強いカウルの衝撃を示す。

図８−Ｂにおいて、０８９０等エントロピー・インレットは、第１コーニック衝撃波の後方で集中しない圧縮領域の証拠を示す。このように圧縮が集中しないことは、緩和等エントロピー圧縮過程の結果であり、従来議論されている。低減したカウル角による弱いカウル衝撃は、図４−Ｂに示すように明らかである。図８−Ａにおいて１８０８バイコーニック・ディフューザのセンターボディに沿う境界層の厚さは、図８−Ｂにおける０８９０等エントロピー・ディフューザのセンターボディに沿った境界層よりも薄く、緩和等エントロピー圧縮インレットによるセンターボディ・ショルダーでの追加のターニング・アングルへの逆の影響を示す。

図９−Ａは、１８０８バイコーニック・インレットのコンフィグレーションにおいて、局所流速がマッハ１．９の場合の種々のマスフロー比（ＭＦＲ，自由流れと予測されたカウルリップ領域を通過する流れに対するインレットによって捕捉されるマスフローの比として定義される）でのマッハ数解法に基づく半平面ＣＦＤの図を示し、図９−Ｂは、本発明の実施の形態に係る等エントロピー・インレットのコンフィグレーションにおいて、マッハ１．９の場合の種々のマスフロー比でのマッハ数解法に基づく半平面ＣＦＤの図を示す。当業者に理解されるように、マスフロー比は、亜音速流路の下流に挿入されるマスフロー・プラグ配置手段によるＣＦＤ解析において制御される。

図９−Ａを参照すると、マスフロー比（プラグ領域）が大きくなると、末端衝撃が後方へ益々引かれて、ディフューザの中に引かれる。マスフロー比が０．９７８６の場合、ギャップは、末端衝撃とカウルリップとの間で観測され、少量の流出を示す（流れは僅かに臨界前である。）。マスフロー比が０．９８７６である場合、末端衝撃は、基本的にカウルリップに付着しており、最小の流出を示す（流れは臨界近傍である）。マスフロー比が０．９８８１である場合、流れは、ディフューザ内のベースでより深くに取り込まれる末端衝撃を伴っており、僅かに超臨界にある。マスフロー比が０．９８８３である場合、超臨界衝撃構造は、逆になり、それは、当業者には明らかなように、境界層の厚さを厚くして、ボリュームに対する下流の流域をインテークの入り口よりも低減させる。境界層が厚くなる結果、衝撃余波が増加した流出とともに排出される。この衝撃余波の排出は、０．９１１９のＭＦＲによって図９−Ａに示す最後のＣＦＤ解法に明らかである。

図９−Ｂを参照すると、図９−Ａに示すようにマスフローの増加に伴って、末端衝撃波益々後方に引かれる。図９−Ｂに示す解は、衝撃余波は排出されるポイントには運ばれないが、それらは、図９−Ａに示すバイコーニックのように、緩和等エントロピー圧縮インレットが超臨界流れ値で末端衝撃波のベースの多くを取り込むことを可能にする。このことは、ＭＦＲ値が０，９８５１及び０．９８６０であって、末端衝撃ベースが亜音速ディフューザ流路への非常に深い場合の図９−Ｂに示す解によって明らかである。ＭＦＲでの下流側ディフューザ内の末端衝撃波の大きな引き込みを支える能力によって示されるように、図９−Ａの１８０８バイコーニック及び図９−Ｂの０８９０等エントロピーが、超臨界マスフローのための適切な許容範囲を示す。

図１０は、４つのインレット（１８０８バイコーニック，０８９０等エントロピー，０８９５等エントロピー及び１４７０等エントロピー）のコンフィグレーションについて、局所流速がマッハ１．９である場合のインレット・マスフロー・プラグ領域（ｘ軸）の関数であるマスフロー比（ｙ軸）に基づくグラフにプロットしたＣＦＤを示す。ＭＦＲ対マスフロー・プラグ領域をプロットすることによって、各インレットの能力を引き上げる流れと、ディフューザ境界層特性の影響への応答感度とを示すことができる。例えば、所定のプラグ領域のためのより高いマスフローを示すインレットは、そのコンフィグレーションの場合、流れの障害を引き起こす下流境界層をより少なくする。より小さいプラグ領域でのマスフロー比の下方の断絶を示すインレットは、そのコンフィグレーションの場合、増加したマスフローによって形成された境界層に対してより敏感な拡散プロファイルを有することを示唆する。図１０から、高い圧縮レベルを有するインレット程、ユニット・プラグ領域当たりのより多くの流れを通過させることが分かる。これは、圧縮の高いレベルを有するインレットが、高いカウリング・アングルのために、低いセンターボディ・ショルダ・リバース・アングルを有するためである。低いセンターボディ・ショルダ・リバース・アングルは、より穏やかな下方境界層を形成し、そのため、流れの障害をより小さくする。

図１１は、４つのインレット（１８０８バイコーニック，０８９０等エントロピー，０８９５等エントロピー及び１４７０等エントロピー）のコンフィグレーションについて、局所流速がマッハ１．９である場合のマスフロー比（ｘ軸）の関数である全圧力回復（ｙ軸）に基づくグラフにプロットしたＣＦＤを示す。ＭＯＣを用いた上述の結果とは異なり、分析に基づくこれらＣＦＤは、粘性の亜音速ディフューザ損失を含む。各インレット・コンフィグレーションについて臨界近傍の流れ領域は、ピーク回復ポイント、及び、高い流れの値である場合の回復の早期損失に基づく図１１に示される。カウルリップの近傍における末端衝撃波の強さが低減するため、等エントロピー圧縮レベルが高い程、より優れた回復を実現する。上述のように、０８９０等エントロピー・インレットは、１８０８バイコーニックより僅かに劣った回復特性を示す。

図１２は、４つのインレット（１８０８バイコーニック，０８９０等エントロピー，０８９５等エントロピー及び１４７０等エントロピー）のコンフィグレーションについて、局所流速がマッハ１．９である場合のマスフロー比（ｘ軸）の関数である追加抗力係数（ｙ軸）に基づくグラフにプロットしたＣＦＤを示す。追加抗力は、インレットの周囲に流出する過度の流れによって生じるインレットが生じさせる効力のコンポーネントである。図１２に示すデータは、プロットされたインレット・コンフィグレーションのための追加抗力係数の違いは、僅かであって、１８０８バイコーニック，０８９０等エントロピー，０８９５等エントロピー・インレットは、臨界流れ近くで流れる。当業者には明らかなように、流出が増加すると、追加抗力係数は、非常に急激に大きくなる。

図１３は、４つのインレット（１８０８バイコーニック，０８９０等エントロピー，０８９５等エントロピー及び１４７０等エントロピー）のコンフィグレーションについて、局所流速がマッハ１．９である場合のマスフロー比（ｘ軸）の関数であるカウル抗力係数（ｙ軸）に基づくグラフにプロットしたＣＦＤを示す。図１３は、図６のＭＯＣに基づく結果のように、ストレート面インレット・デザインと本発明の実施の形態に係る緩和等エントロピー圧縮インレット・デザインとの間での潜在的な性能の違いを示す。図１３に示すように、等エントロピー圧縮レベルが低くなると、カウル抗力はＭＦＲとともに次第に大きくなり、上述のようなそれらの小さいカウル角のために最小の抗力を生み出す。従来の１８０８バイコーニック・インレット・コンフィグレーションは、図１３に示す３つの等エントロピー圧縮よりも非常に大きいカウル抗力を示し、２倍を超えるカウル抗力である場合もある。

図１３のコンフィグレーションの中で最も小さいカウル抗力データにもかかわらず、１４７０等エントロピー・インレットは、低いカウル抗力と低い流出状態を実現できない。図１２に示すように、１４７０等エントロピー・インレットの達成可能な最小の追加の抗力係数は、厳しい亜音速ディフューザ境界層の成長特性のために約０．０２である。そのように、粘性の影響によって、１４７０等エントロピー・インレットは、本発明の他の緩和等エントロピー圧縮インレットの実施の形態に比べて低い追加抗力値を達成できない。このように亜音速ディフューザ境界層の成長特性は、概ね全ての低圧縮の等エントロピー圧縮インレットで見ることができ、他の低いカウル抗力特性を完全に利用することを妨げることはない。

図１４−Ａは、４つのインレット（１８０８バイコーニック，０８９０等エントロピー，０８９５等エントロピー及び１４７０等エントロピー）のコンフィグレーションについて、局所流速がマッハ１．９である場合のマスフロー比（ｘ軸）の関数であるインストールされた特定の燃料消費（ｙ軸）に基づくグラフにプロットしたＣＦＤを示す。図１４−Ａに示す結果は、ＣＦＤに基づく分析及び上述のＳＦＣコスト式を用いて生成される。ＭＯＣに基づく結果のように、ＳＦＣデータは、相対的な性能の向上を示す負の値を有する臨界マスフロー近傍でのベースライン１８０８バイコーニックの値に対する割合として表される。０８９０等エントロピー・インレットは、臨界流れの近傍でベースライン１８０８バイコーニックに対して、臨界流れの近傍で約９．９パーセントの改善を示す。

図１４−Ｂは、２つの従来のインレットについて、局所流速がマッハ１．９である場合の臨界流れ近傍でのパーセントで表されるインストールされた特定の燃料消費（ｙ軸）に基づくグラフにプロットしたＣＦＤを示す。分かり易く単純にするため、図１０から１４−Ａには、１８０８バイコーニック等エントロピー、０８９０等エントロピー、０８９５等エントロピー及び１４７０等エントロピー・インレットのみが示されるが、ＣＦＤ分析は、８つの緩和等エントロピー圧縮インレット（０８９０等エントロピー，０８９５等エントロピー，１０７０等エントロピー，１０９０等エントロピー，１４７０等エントロピー，１４９０等エントロピー，１８５０等エントロピー，１８７０等エントロピー）を評価するためにも用いられる。等エントロピー・インレットは、デザイン・パラメータ（第１ハーフアングル及び圧縮レベル）の全範囲をカバーするように選択され、それによって、特性（流れの歪み及び妨害）及びインストールされた性能を操作する。再び、ＳＦＣデータは、相対的な性能の向上を示す負の値を有する臨界マスフロー近傍でのベースライン１８０８バイコーニックの値のパーセンテージで示される。

ストレート面インレット及び緩和等エントロピー圧縮インレットのＣＦＤ分析からの結果を用いると、臨界流れ近傍での各インレットのＳＦＣデータが図１４−Ｂに示される。それら（１０７０等エントロピー、１４７０等エントロピー及び１８５０等エントロピー以外）のインレットが臨界マスフロー近傍及び低い追加抗力を達成する可能性のために、ＣＦＤに基づく結果は、図７−Ｂに示すように、ＭＯＣに基づく予測を正確に反映している。図７−Ｂ及び図１４−Ｂにおいて、１０パーセントに近い性能の改善は、（約７０パーセントより大きい）高い圧縮レベルを適切に採用する緩和等エントロピー圧縮インレットに対して示される。（約７０パーセント以下の）低圧縮を用いるそれらのコンフィグレーションは、それらの高い追加抗力の特性がそれらの低いカウル角のカウル抗力の利点を抑えるために、より低い性能を有する。

上述のように、緩和等エントロピー圧縮インレット・デザインのデザイン上（ｏｎ−ｄｅｓｉｇｎ）のインレットの性能特性は、改善と高精度の分析ツールを用いた検証とを示す。本発明の結果を更に確認するために、デザイン外の特性も、より小さい超音速マッハ数で分析される。デザイン外の特性について言及するために、１８０８バイコーニックは、本発明の０８９５等エントロピーの実施の形態について評価する。

図１５は、１８０８バイコーニック・インレット及び０８９５等エントロピー・インレットについて、デザイン上の及びデザイン外のマッハ数でのマスフロー比の関数であるカウル抗力係数（ｙ軸）に基づくグラフにプロットしたＣＦＤを示す。１８０８バイコーニックのカウル抗力係数データは、局所流れのマッハ数１．９、１．７及び１．５について示される。０８９５等エントロピーのカウル抗力係数データは、局所流れのマッハ数１．９、１．７、１．５及び１．３について示される。０８９５等エントロピー・コンフィグレーションは、マッハ数の範囲及びマスフロー比の範囲を通じてストレート面インレットに対するカウル抗力の利点を維持する。図示しないが、デザイン外の追加抗力の適切な改善も、１８０８バイコーニックに対する０８９５等エントロピーについて、注目される。

最後に、集中的なＣＦＤベースの分析が、典型的な超音速の研究機体と統合された緩和等エントロピー圧縮インレット・デザインの実施の形態について行われる。結果は、研究機体と統合された従来のストレート面インレット（ベースライン）と比較される。統合されたインレットの分析は、ソニック・ブーム伝播に関する緩和等エントロピー圧縮インレットの効果を決定するために用いられる。ソニック・ブーム分析は、従来のもの及び緩和等エントロピー圧縮インレットのコンフィグレーションを統合することと、ＣＦＤ及び従来のソニック・ブームの伝播方法を組み合わせた結果を分析することとによって行われる。統合のために、機体抗力極及び迎え角特性は、ＣＦＤ分析ツールであるオーバーフローソフトウェアを用いて分析された研究機体のコンフィグレーションのために生成される。

コンフィグレーションをモデル化するために、約９００万グリッドの点が用いられる。オイラー法が、翼と機体面に適用され、一方で粘性ナビエ・ストークスが、インレット・エンジン室・パイロン領域内の非常に複雑な流れ場の解法に用いられる。摩擦の増加は、粘性の影響を考慮するために、翼と機体のオイラーの結果に適用される。オーバーフローに基づくＣＦＤの結果は、航空機について完全な３次元の近接場の空気動力学の流れ場を把握するために、また、ソニック・ブームの伝播過程を開始させるために、用いられる。後述のようにモーフィングした機体のフロントエンドの形状は、収縮した状態でモデル化され、それによって、分析のオーバーヘッドを低減させる。フロントエンドのモーフィングによって備えられるシグニチャーの形状は、融合していない衝撃システムでは、翼及びインレット・ホック（ｈｏｃｋｓ）から多くが独立しており、置き換え可能ではないため、それらのオーバーヘッドは、ソニック・ブーム・グラウンド・シグニチャーへのインレットの寄与に関する評価に影響するものではない。ソニック・ブーム近接場分析に使用されるオーバーフローＣＦＤグリッド構造は、機体より下に追加的なグリッド・ブロックを含み、それによって、機体から大きく離れた箇所について正確な流れ場の解を得ることができる。

近接場の対称な機体の圧力シグニチャーは、ＣＦＤ解から抽出され、トーマス・コードＴｈｏｍａｓ ｃｏｄｅ）を用いてソニック・ブームの伝播を開始するために用いられる。トーマス・コードは、ＮＡＳＡ Ａｍｅｓ Ｒｅｓｅａｒｃｈ Ｃｅｎｔｅｒが近接場の圧力を外挿するために開発したものであり、それによって、グラウンド・レベルのソニック・ブーム特性を決定する。

図１６−Ａ、図１６−Ｂ及び図１６−Ｃはそれぞれ、分析に用いられる研究機体の形状の上面図、正面図及び側面図を示す。研究機体は、長時間の巡航速度マッハ１．８で設計された、１００，０００ｌｂのグロス離陸重量クラスのプラットフォームである。図１６−Ａ及び１６−Ｃに示すように、機体は、低ソニック・ブーム・モーフィング技術における今日の進歩の結果である領域ボリュームの分配の改善を十分に利用する。大規模な層流の考えに関連した不確実で高い開発リスクを避けるため、設計では可変ウィング・スイープ（図１６−Ａは、伸長した状態及び畳んだ（ｓｗｅｐｔ）状態の両方を示す）を備え、それによって、離陸、アプローチ及び着陸での優れた性能と操縦性とを確かにする。翼自体は、亜音速先端を組み込み、優れた内部ボリューム特性を維持する。

図１６Ａ及び１６Ｃに示すように、モーフィング技術は、超音速飛行のために長手方向へ伸ばすように、機体前方に備えられる。このモーフィング技術によって、第１の航空機超過気圧波を一連の低減された衝撃に分けることによってソニック・ブームの衝撃を非常に低減させることが理論的に予測される。航空機の有効長さを延長することは、衝撃が合体することで望ましくない高周波Ｎウェイブ（Ｎ−ｗａｖｅ）の過剰圧パターンになることの抑制に役立つ。米国特許出願（番号６，６９８，６８４）は、この記載によって全体が本明細書に組み入れられるものであるが、この出願に記載されたモーフィング技術を含めることによって、同じピーク・ブームの過剰圧ターゲットのために、改善された機体領域の再区分を可能にする。新しい領域の区分によって、大きいキャビンが統合したジェットのキャビン・ボリュームに相当するキャビン・ボリュームを備えることができ、また、非常に改善した機体後部のボリュームが後部デザインに余裕をもたせ、構造的な強さをもたせることが可能になる。

研究機体は、位置付けの許容範囲と音響上の利点とを可能にするポッド型エンジン室の配置で翼上方に２つのエンジンを備える。上述の翼の位置は、空港環境の騒音を低減するだけでなく超音速飛行の間、離れた場のソニック過剰圧を防護可能なように備えるように予測される。

翼防護は、超音速でのインレット−エンジン室によって生み出される衝撃エネルギーの実質的な部分の下方への伝播を低減させる。しかし、ソニック・ブーム強さを低減させる効果がある一方、翼の上側面とのインレット衝撃波の干渉によって、翼の空気動力学的な性能は低下し、推進システムの統合とインレット衝撃強さに特に敏感な航空機の性能が生じる。従って、カウルの合理化を通じて性能の改善を実現する局所インレットは、本発明の緩和等エントロピー圧縮インレット・デザインのように、全体的な航空機のソニック・ブーム特性への寄与が乏しい結果となる弱いカウルの衝撃を生じさせ、インレットと機体の衝撃波の干渉における全体的な航空機の性能の利点は低減する。

航空機の性能の実際の改善レベル及びソニック・ブームの特性は、実際の航空機のコンフィグレーション及び飛行能力の特性から独立している。そのように、以下に示す性能及びソニック・ブームのデータは、研究航空機のみに関する緩和等エントロピー圧縮インレットの形状を備えることによって得られる改善の典型的なレベルを示す。結果は２つの航空機の形状の間で比較され、一方は従来のベースライン１８０８バイコーニック・インレットを用いるものであり、他方は０８９０等エントロピー・インレットを用いるものである。

図１７は、ＣＦＤに基づく、マッハ１．８の自由流れの場合であって、航空機の左側に示される従来の１８０８バイコーニック・インレットと、航空機の右側に示される８０９０等エントロピー・インレットとを有する翼及び機体面の面圧力の解の上面図を示す。航空機及び分析の対称性のために、図１７は、単純に示すために、また、統合的な従来のインレットと緩和等エントロピー圧縮インレットとの間の直接の比較のために、半分で分かれている。エンジン室の面は、図１７に示す図では省略されており、それによって、エンジン室下部での衝撃と翼の干渉の可視化を可能にしている。本発明の実施の形態の緩和等エントロピー圧縮インレットによって、図１７に示す衝撃強さは低減する。小さい衝撃強さによって、より好ましい、抗力の観点から有益な翼の上部面を有する機体後部（ａｆｔ−ｒｉｄｉｎｇ）の交線が生じる。

緩和等エントロピー圧縮を用いた統合されたインレットを備える場合に、７パーセントを超える研究機体の抗力の改善がみられる。これらの結果は、別の分析結果に示されるように、エンジン室が機体と統合されると、緩和等エントロピー圧縮インレット・デザインの性能特性が実質的に維持されることを示す。

図１８は、研究機体に関する従来の１８０８バイコーニック・インレット及び研究機体に関する０８９０等エントロピー・インレットの両方の場合の航空機のソニック・ブーム・シグニチャの離れた場（ｆａｒ−ｆｉｅｌｄ）のソニック・ブームの過剰圧の解を示す。図１８は、ミリ秒単位の時間（ｘ軸）に対する周囲環境からの圧力の変化（ｙ軸）をプロットする。図１８は、５１，０００ｆｔ及びマッハ１．８での巡航条件の場合の結果である。より弱い衝撃波の特徴の結果として、０８９０等エントロピー・インレットを用いるピークの機体の過剰圧力によって、１８０８バイコーニックを用いた結果と比較した場合、前方で最大１０００に対する９パーセント、及び、最大１００１に対する約１６パーセントが低減した。第１ピークに対する上昇時間１００２も、約１０パーセント遅れる。

上述の分析は、図１６−Ａ、１６−Ｂ及び１６−Ｃに示す航空機のコンフィグレーションの使用を含むが、本発明の実施の形態に係る緩和等エントロピー圧縮インレット・デザインが、他の航空機のコンフィグレーションに採用されてもよく、それは業者にとって明らかである。更に、緩和等エントロピー圧縮インレット・デザインの場所、配置、数及び大きさは、本発明の範囲及び精神から逸脱しない限り、本発明の実施の形態に従って変形されてもよい。

緩和等エントロピー圧縮インレット・デザインによって、インレットのカウル領域を持ち上げるデザイン上の許容範囲が増加する一方で、末端衝撃波マッハ数、ディフューザ流れ分布、及び、全圧力回復のような他の主要なインレット設計パラメータの制御を可能にする。図示するように、減少したカウル面角によって、インレット抗力及び干渉抗力特性が改善する。カウリングのスロープが低減することによって、超音速飛行の間の全体的な航空機のソニック・ブーム特性に対するインレットの影響も低減し、閉じて組み合わされたインレット間の航空動力学的なクロス干渉のポテンシャルを減少させる。

本発明の実施の形態に係る緩和等エントロピー・インレット・デザインは、複雑な補助システムや可変形状を用いることなく、従来のストレート面・インレット・デザインの改善を実現する。しかしながら、本発明は、インレット・バイパス・フロー方法、ブリード・エアベースの境界層制御システム、空気動力学的テイーラード・センターボディ・支持ストラット、面処理ベースの境界層マネージメント技術及び方法等のシステム及び方法のような、他のシステムと組み合わせることを意図する。さらに、本発明の実施の形態に係るインレットは、ガスタービン、ラムジェット、スクラムジェット又はコンバインドサイクル等を含む、これらに限定されない種々の推進システムと組み合わされてもよい。

再び、緩和等エントロピー・デザイン・アプローチは、対称な、部分コーニック及び２次元インテークを含むいかなる外部圧縮又は混合圧縮インレットの考え方にも応用されうる。実際に、外部圧縮インレットのためのカウリング・アングルは、本発明の実施の形態に係る従来の混合圧縮インレットに採用されるものにアプローチするために、小さくされ、混合圧縮の高度な実装性能を有する外部圧縮形状の固有の衝撃安定堅牢性を結合させる。

本発明の特定の実施の形態に関する上述の記載は、例示及び説明のためになされたものである。それらは、包括的なものであることを、また、開示されたそのものの形態に発明を限定することを意図するものではない。上述の技術を考慮して、多くの実施の形態及び変形例が、明らかに可能である。本発明の原則及び実際的な応用を最もよく説明するために、実施の形態は選択され、それによって、当業者が本発明を最もよく利用することができる一方で、特定の使用に適した種々の改良を伴う種々の実施の形態も可能である。本発明の範囲は、本明細書に添付する特許請求の範囲に記載された事項及びそれと均等な事項によってのみ画定される。

明細書は、特に記載する特許請求の範囲を伴い、本発明の実施の形態とは別に請求するが、他方で、同じ内容が添付の図面と関連付けた以下の記載によって良く理解されるであろう。図面は、発明を限定するものではなく、本発明の実施の形態の実践を意図したベスト・モードを示すものである。全図を通じて、同一の参照符号は同一の部分を指す。

従来のストレート面外部圧縮インレットの断面図。 図１Ａに示す従来のストレート面外部圧縮インレットの非粘性流体の解を示す。 本発明の実施の形態に係る緩和等エントロピー圧縮外部圧縮インレットの断面図。 従来の等エントロピー圧縮面の非粘性流体の解を示す。 図２Ａに示す緩和等エントロピー圧縮面の非粘性流体の解を示す。 本発明の実施の形態に係る緩和等エントロピー圧縮面外部圧縮インレット及び亜音速ディフューザの断面図であって、インテークとエンジンとの間で適合している悪い断面領域の例。 本発明の実施の形態に係る緩和等エントロピー圧縮面外部圧縮インレット及び亜音速ディフューザの断面図であって、インテークとエンジンとの間で適合している良い断面領域の例。 局所流速マッハ１．９でデザインされた従来のバイコーニック又はツイン・ストレート面対称外部圧縮インレットの中央軸断面図。 本発明の実施の形態に係る局所流速マッハ１．９で設計された緩和等エントロピー圧縮対称外部圧縮インレットの中央軸断面図。 種々の従来の対称ユニコーニック及びバイコーニック・インレットのコンフィグレーションの場合のマッハ１．９での非粘性の全圧力回復の結果を示す。 本発明の実施の形態に係る種々の対称等エントロピー・インレットのコンフィグレーションの場合のマッハ１．９での非粘性の全圧力回復の結果を示す。 種々の従来の対称ユニコーニック及びバイコーニック・インレットのコンフィグレーションの場合のマッハ１．９でのカウル抗力係数を示す。 本発明の実施の形態に係る種々の対称等エントロピー・インレットのコンフィグレーションの場合のマッハ１．９でのカウル抗力係数を示す。 種々の従来の対称ユニコーニック及びバイコーニック・インレットのコンフィグレーションの場合のマッハ１．９での特定の燃料消費の結果を示す。 本発明の実施の形態に係る種々の対称等エントロピー・インレットのコンフィグレーションの場合のマッハ１．９での特定の燃料消費の結果を示す。 種々の従来の対称ユニコーニック及びバイコーニック・インレットのコンフィグレーションの場合のマッハ１．９での半平面ＣＦＤに基づくマッハ数の解を示す。 本発明の実施の形態に係る種々の対称等エントロピー・インレットのコンフィグレーションの場合のマッハ１．９での半平面ＣＦＤに基づくマッハ数の解を示す。 従来の対称バイコーニック・インレットのコンフィグレーションの場合のマッハ１．９での種々のマスフロー比又はＭＦＲのときの半平面ＣＦＤに基づくマッハ数の解を示す。 本発明の実施の形態に係る種々の対称等エントロピー・インレットのコンフィグレーションの場合のマッハ１．９での種々のマスフロー比又はＭＦＲのときの半平面ＣＦＤに基づくマッハ数の解を示す。 本発明の実施の形態に係る種々の対称等エントロピー・インレットの場合のマッハ１．９での種々のマスフロー比又はＭＦＲのときの半平面ＣＦＤに基づくマッハ数の解を示す。 本発明の実施の形態に係る種々の対称な従来のインレット及び等エントロピー・インレットの場合のマッハ１．９でのマスフロー比の関数であるＣＦＤに基づく全圧力回復データを示す。 本発明の実施の形態に係る種々の対称な従来のインレット及び等エントロピー・インレットの場合のマッハ１．９でのマスフロー比の関数であるＣＦＤに基づく追加抗力係数データを示す。 本発明の実施の形態に係る種々の対称な従来のインレット及び等エントロピー・インレットの場合のマッハ１．９でのマスフロー比の関数であるＣＦＤに基づくカウル抗力係数データを示す。 本発明の実施の形態に係る種々の対称な従来のインレット及び等エントロピー・インレットの場合のマッハ１．９でのマスフロー比の関数であるＣＦＤに基づく特定の燃料消費データを示す。 本発明の実施の形態に係る種々の対称な従来のインレット及び等エントロピー・インレットの場合のマッハ１．９での臨界流れ近傍のＣＦＤに基づく特定の燃料消費データを示す。 本発明の実施の形態に係る対称な従来のインレット及び等エントロピー・インレットの場合のデザイン上の又はデザイン外の局所マッハ数でのマスフロー比の関数であるＣＦＤに基づくカウル抗力係数を示す。 超音速ジェット機のコンフィグレーションの平面図。 超音速ジェット機のコンフィグレーションの正面図。 超音速ジェット機のコンフィグレーションの側面図。 航空機の左側に取り付けられた従来の対称なインレット及び航空機の右側に取り付けられた本発明の実施の形態に係る対称な等エントロピー・インレットの場合のマッハ１．８の自由流れでの翼及び機体面のＣＦＤに基づく圧力解を示す。 研究機体の従来の対称なインレット及び研究機体に関する本発明の実施の形態に係る対称な等エントロピー・インレットの場合の巡航速度マッハ１．８での研究機体のソニック・ブーム・シグニチャを示す。

Claims (28)

1. 先端部であって、該先端部から第１衝撃波を形成するように設けられたものと、
   上記先端部の下流に位置付けられ、等エントロピー圧縮するように設けられた少なくとも１つの湾曲部分を有する圧縮面と、
   上記圧縮面から空間的に分離したカウルリップとを備え、それによって、上記カウルリップと上記圧縮面とは、超音速流が流入するためのインレット開口を形成し、
   上記圧縮面は、所定の巡航速度で超音速インレットが作動している間に、第１衝撃波とカウルリップの先端または先端近傍で交わるように圧縮面の下流側部分から伸びる第２衝撃波を生じるように設けられ、
   上記湾曲部分によってなされる等エントロピー圧縮は、所定の巡航速度で超音速インレットが作動している間、上記圧縮面の湾曲部分から伸びるマッハ・ラインがカウルリップの先端または先端近傍では集中しない一連のマッハ・ラインによって特徴付けられることを特徴とする超音速インレット。
2. 上記マッハ・ラインは、実質的に上記カウルリップの近傍に集中するものがないことを特徴とする請求項１に記載の超音速インレット。
3. 上記第２衝撃波は、上記ポイントの近傍に湾曲領域を含み、
   少なくとも複数のマッハ・ラインが上記湾曲領域において交差することを特徴とする請求項１に記載の超音速インレット。
4. 上記第２衝撃波の上記湾曲領域は、上記焦点に近づき、
   上記湾曲領域の接線は、自由流れ状態で超音速流れに直交する方向に近づくことを特徴とする請求項３に記載の超音速インレット。
5. 衝撃波マッハ数は、上記第２衝撃波の長さ方向に沿って変化し、
   上記圧縮面近傍の上記衝撃波マッハ数は、上記ポイント近傍の衝撃マッハ数より実質的に小さいことを特徴とする請求項３に記載の超音速インレット。
6. 衝撃マッハ数は、上記第２衝撃波の長さ方向に沿って変化し、
   上記第２衝撃波の上記湾曲領域を横切る上記衝撃マッハ数の第１勾配は、上記圧縮表面から上記湾曲領域までの上記第２衝撃波に沿った衝撃マッハ数の第２勾配よりも大きいことを特徴とする請求項３に記載の超音速インレット。
7. 上記超音速流れのフロー・ターニング・アングルは、上記第２衝撃波の長さ方向に沿って変化し、
   上記カウルリップ近傍の上記第２衝撃波のフロー・ターニング・アングルは、上記圧縮面近傍の上記第２衝撃波のフロー・ターニング・アングルよりも小さいことを特徴とする請求項３に記載の超音速インレット。
8. 上記カウルリップは、実質的に上記カウルリップ近傍のフロー・アングルで配置されることを特徴とする請求項１に記載の超音速インレット。
9. 上記圧縮表面は、上記湾曲部の上流に、実質的にストレート断面を含むことを特徴とする請求項１に記載の超音速インレット。
10. 上記インレット開口は、軸対称なインレット開口であることを特徴とする請求項１に記載の超音速インレット。
11. 上記インレット開口は、軸対称ではないインレット開口であることを特徴とする請求項１に記載の超音速インレット。
12. 上記カウルリップ及び上記圧縮面は、少なくとも一部において、外部圧縮インレットを形成することを特徴とする請求項１に記載の超音速インレット。
13. 上記カウルリップ及び上記圧縮面は、少なくとも一部において、混合圧縮インレットを形成することを特徴とする請求項１に記載の超音速インレット。
14. エア・インテーク及びエグゾーストシステムを備えるエンジンと、
    上記エンジンの上記エア・インテークに取り付けられ、上記エンジンに適した所定の亜音速状態の流れを拡散させるように設けられた亜音速ディフューザ部と、
    スロートによって上記亜音速ディフューザ部に取り付けられ、圧縮面とカウルリップとを含む超音速圧縮部とを備え、
    上記カウルリップは、上記圧縮面から空間的に分離しており、それによって、上記カウルリップと上記圧縮面とは超音速流が流入するためのインレット開口を形成し、
    上記圧縮面は、上記圧縮面の先端部から伸びる第１衝撃波と、第１衝撃波とカウルリップの先端または先端近傍で交わるように上記圧縮面の下流側部分から伸びる第２衝撃波とを形成するように形成され、
    上記圧縮面は、所定の巡航速度で超音速エンジンを操作する間、上記圧縮面の湾曲部分から伸びるマッハ・ラインが上記カウルリップの先端または先端近傍では集中しない一連のマッハ・ラインによって特徴付けられる少なくとも１つの湾曲部を有することを特徴とする超音速推進システム。
15. 上記マッハ・ラインは、実質的に上記カウルリップの近傍に集中するものがないことを特徴とする請求項１４に記載の超音速推進システム。
16. 上記第２衝撃波は、上記ポイント近傍に湾曲領域を含み、少なくとも複数のマッハ・ラインが上記湾曲領域において上記第２衝撃波と交差することを特徴とする請求項１４に記載の超音速推進システム。
17. 上記第２衝撃波の上記湾曲領域は、上記ポイントに近づき、
    上記湾曲領域の接線は、自由流れ状態で、超音速流れと垂直な方向に近づくことを特徴とする請求項１６に記載の超音速推進システム。
18. 衝撃波マッハ数は、上記第２衝撃波の長さ方向に沿って変化し、上記圧縮面近傍の上記衝撃波マッハ数は、上記ポイント近傍の上記衝撃波マッハ数より実質的に小さいことを特徴とする請求項１６に記載の超音速推進システム。
19. 衝撃マッハ数は、上記第２衝撃波の長さ方向に沿って変化し、
    上記第２衝撃波の上記湾曲領域を横切る上記衝撃マッハ数の第１勾配は、上記圧縮面から上記湾曲面までの上記衝撃波に沿った衝撃マッハ数の第２勾配より大きいことを特徴とする請求項１６に記載の超音速推進システム。
20. 上記カウルリップは、実質的に上記カウルリップ近傍のフロー・アングルで配置されることを特徴とする請求項１４に記載の超音速推進システム。
21. 超音速飛行のために設けられた機体と、
    エア・インテークとエグゾーストシステムとを備える上記機体に設けられた少なくとも１つのエンジンと、
    上記エンジンの上記エア・インテークに取り付けられ、上記エンジンに適した所定の亜音速状態に流れを拡散させるように設けられた亜音速ディフューザ部と、
    スロートによって上記亜音速ディフューザ部に取り付けられ、圧縮面とカウルリップとを含む超音速圧縮部とを備え、
    上記カウルリップは、上記カウルリップ及び上記圧縮面がインレット開口を形成するように上記圧縮面から空間的に分離され、
    上記圧縮面は、上記圧縮面の先端部から伸びる第１衝撃波と、第１衝撃波とカウルリップの先端または先端近傍で交わるように上記圧縮面の下流側部分から伸びる第２衝撃波とを形成するように設けられ、
    上記圧縮面は、所定の巡航速度で超音速エンジンを操作する間、上記圧縮面の湾曲部分から伸びるマッハ・ラインが上記カウルリップの先端または先端近傍では集中しない一連のマッハ・ラインによって特徴付けられる少なくとも１つの湾曲部を有することを特徴とする超音速航空機。
22. 上記マッハ・ラインは、実質的に上記カウルリップの近傍のポイントに集中するものがないことを特徴とする請求項２１に記載の超音速航空機。
23. 上記第２衝撃波は、上記ポイント近傍に湾曲領域を含み、
    少なくとも複数のマッハ・ラインが、上記湾曲領域において上記第２衝撃波と交差することを特徴とする請求項２１に記載の超音速航空機。
24. 上記第２衝撃波の上記湾曲領域は、上記ポイントに近づき、
    上記湾曲領域の接線は、自由流れ状態での上記超音速流れに直交する方向に近づくことを特徴とする請求項２３に記載の超音速航空機。
25. 衝撃波マッハ数は、上記第２衝撃波の長さ方向に沿って変化し、
    上記圧縮面近傍の上記衝撃波マッハ数は、上記ポイント近傍の衝撃マッハ数より実質的に小さいことを特徴とする請求項２３に記載の超音速航空機。
26. 衝撃マッハ数は、上記第２衝撃波の長さ方向に沿って変化し、
    上記第２衝撃波の上記湾曲領域を横切る上記衝撃マッハ数の第１勾配は、上記圧縮表面から上記湾曲領域までの上記第２衝撃波に沿った衝撃マッハ数の第２勾配よりも大きいことを特徴とする請求項２３に記載の超音速航空機。
27. 上記カウルリップは、実質的に上記カウルリップ近傍のフロー・アングルで配置されることを特徴とする請求項２１に記載の超音速航空機。
28. 超音速推進システムのために超音速流れを減速する方法であって、
    所定の超音速で巡航することと、
    圧縮面とカウルリップとを有するインレットに超音速流れを流入させることとを含み、
    上記カウルリップは、上記圧縮面から空間的に分離しており、それによって、上記カウルリップと上記圧縮面とは、上記インレットの圧縮面の先端から第１衝撃波を形成する超音速流が流入するためのインレット開口を形成し、
    更に、
    所定の巡航速度で上記超音速インレットの操作をしている間に、第１衝撃波とカウルリップの先端または先端近傍で交わるように上記圧縮面の下流側部分から伸びる第２衝撃波を形成することと、
    所定の超音速速度での超音速インレットの操作中に、上記圧縮面の湾曲部分から伸びるマッハ・ラインが上記カウルリップの先端または先端近傍では集中しない一連のマッハ・ラインによって特徴付けられる上記圧縮面の湾曲部分によって超音速流れの等エントロピー圧縮をすることとを含むことを特徴とする超音速流れの減速方法。

Images