RU2699329C2 - Сверхзвуковое входное устройство для реактивного двигателя воздушного летательного аппарата и способ поддержания присоединенного скачка уплотнения в таком устройстве - Google Patents
Сверхзвуковое входное устройство для реактивного двигателя воздушного летательного аппарата и способ поддержания присоединенного скачка уплотнения в таком устройстве Download PDFInfo
- Publication number
- RU2699329C2 RU2699329C2 RU2015154335A RU2015154335A RU2699329C2 RU 2699329 C2 RU2699329 C2 RU 2699329C2 RU 2015154335 A RU2015154335 A RU 2015154335A RU 2015154335 A RU2015154335 A RU 2015154335A RU 2699329 C2 RU2699329 C2 RU 2699329C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- input device
- panels
- mach number
- inclined element
- supersonic
- Prior art date
Links
- 230000035939 shock Effects 0.000 title claims abstract description 58
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 20
- 238000013461 design Methods 0.000 claims abstract description 55
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000003780 insertion Methods 0.000 description 9
- 230000037431 insertion Effects 0.000 description 9
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 8
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 8
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 6
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 241000256856 Vespidae Species 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
- CZPRKINNVBONSF-UHFFFAOYSA-M zinc;dioxido(oxo)phosphanium Chemical compound [Zn+2].[O-][P+]([O-])=O CZPRKINNVBONSF-UHFFFAOYSA-M 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT 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
-
- 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
- F02C7/045—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for noise suppression
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT 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
- B64D2033/0206—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising noise reduction means, e.g. acoustic liners
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT 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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT 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
- B64D2033/0266—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants
- B64D2033/0273—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants for jet engines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/80—Application in supersonic vehicles excluding hypersonic vehicles or ram, scram or rocket propulsion
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Geometry (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Ultra Sonic Daignosis Equipment (AREA)
- Lasers (AREA)
- Pressure-Spray And Ultrasonic-Wave- Spray Burners (AREA)
- Mechanical Control Devices (AREA)
- Characterised By The Charging Evacuation (AREA)
Abstract
Сверхзвуковое входное устройство для реактивного двигателя воздушного летательного аппарата содержит наклонный элемент, имеющий передние кромки; рабочие передние кромки на наклонном элементе, которые содержат панели, выполненные с возможностью поворота с обеспечением выдвижения рабочих передних кромок от передних кромок наклонного элемента и имеющие отведенное положение, в котором передние кромки панелей и передние кромки наклонного элемента выровнены со скачком (36) уплотнения при числе Маха для расчетного режима. Имеется выдвинутое положение, в котором рабочие передние кромки панелей выровнены со скачком уплотнения при числе Маха для нерасчетного режима. Способ характеризуется использованием входного устройства. Группа изобретений направлена на улучшение рабочих характеристик входного устройства. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 11 ил.
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
[0001] Варианты реализации настоящего раскрытия относятся в целом к сверхзвуковым входным устройствам для реактивных двигателей воздушных летательных аппаратов, а более конкретно, к входному устройству, выполненному в виде графического знака вставки (caret) и имеющему регулируемые геометрические характеристики для нерасчетных условий полета.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
[0002] К входным устройствам двигателей для сверхзвуковых воздушных летательных аппаратов предъявляются сложные требования с точки зрения аэродинамики на основе числа Маха и других условиях полета. Фиксированные геометрические характеристики входных устройств обычно имеют наивысшую эффективность при одном конкретном числе Маха и условии полета. Работа при других скоростях или условиях полета приводит к ухудшению аэродинамических рабочих характеристик или эффективности входного устройства. Чтобы обеспечить полет при различном числе Маха для повышения эффективности могут быть использованы механические системы для регулировки площади захвата и геометрических характеристик наклонного элемента входного устройства. Существующее техническое решение для регулируемых наклонных элементов и регулируемого и осуществляющего захват входного устройства реализовано в истребителе F-15 "Игл", выпускаемом компанией Boeing. Эта система входного устройства высокоэффективна и признано в качестве оптимальной конструкции входного устройства. Однако для истребителей следующего поколения требуется применение уникальных форм, в которых кромки отверстия входного устройства имеют большую стреловидность. В таких воздушных летательных аппаратах используется система входного устройства типа графического знака вставки (caret). Примерами воздушных летательных аппаратов, использующих такие входные устройства, являются истребитель F-18E/F "Супер Хорнет", выпускаемый компанией Boeing, и истребитель F-22 "Раптор", выпускаемый компанией Lockheed Martin. Эти входные устройства представляют собой входные устройства с фиксированными геометрическими характеристиками и были разработаны для оптимизации работы при полете с конкретным числом Маха. При числах Маха для нерасчетных режимов в системе входного устройства с фиксированными геометрическими характеристиками, скачок уплотнения может отсоединяться от передней кромки наклонного элемента входного устройства типа графического знака вставки, вследствие того что входное устройство не соответствует расчетному режиму. Кроме того, поле течения внутри отверстия входного устройства является трехмерным, и скачок уплотнения также является трехмерным. Сочетание этих факторов может привести к уменьшению общего коэффициента восстановления давления для входного устройства и увеличению деформации входного устройства.
[0003] Следовательно, существует необходимость в создании входного устройства, которое сможет обеспечить улучшение рабочих характеристик входного устройства при числах Маха для нерасчетных режимов посредством поддержания присоединенного двумерного скачка уплотнения и двумерного поля течения внутри отверстия входного устройства.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0004] Примеры вариантов реализации изобретения обеспечивают создание 20 входного устройства двигателя для эффективной работы при числе Маха для расчетного режима и числах Маха для нерасчетных режимов с входным устройством, имеющим конфигурацию в виде графического знака вставки, посредством поворотного выдвижения рабочих передних кромок на входном устройстве из отведенного положения, выровненного со скачком уплотнения при числе Маха для расчетного режима, в выдвинутое положение, выровненное со скачком уплотнения при числе Маха для нерасчетного режима.
[0005] Варианты реализации обеспечивают создание способа увеличения коэффициента восстановления давления для входного устройства и уменьшения деформации входного устройства посредством поддержания присоединенного скачка уплотнения для входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, в диапазоне скоростей на этапах, согласно которым обеспечивают входное устройство внешнего сжатия, выполненного в виде графического знака вставки; и выдвигают под углом рабочую переднюю кромку входного устройства при числах Маха для нерасчетных режимов.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
[0006] Признаки, функции и преимущества, которые были описаны, могут быть получены независимо в различных вариантах реализации настоящего изобретения или могут быть скомбинированы в других вариантах реализации, дальнейшие подробности которых можно увидеть со ссылкой на последующее описание и фигуры чертежей.
[0007] На ФИГ. 1А показаны вид в перспективе части фюзеляжа и связанного входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, с репрезентативной секцией диффузора репрезентативного воздушного летательного аппарата;
[0008] На ФИГ. 1В показан вид сбоку воздушного летательного аппарата по ФИГ. 1А;
[0009] На ФИГ. 1С показан вид спереди воздушного летательного аппарата по ФИГ. 1А;
[00010] На ФИГ. 2А показано графическое представление виртуального клина с моделированием угла входного устройства для репрезентативного входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, при сверхзвуковой скорости;
[00011] На ФИГ. 2В показано графическое представление скачка уплотнения, созданного виртуальным клином;
[00012] На ФИГ. 2С показано графическое представление канала входного устройства с линией обтекания выступающей кромки при скачке уплотнения;
[00013] На ФИГ. 2D показано графическое представление канала входного устройства с отверстием, образованным полученной выступающей кромкой;
[00014] На ФИГ. 2Е показано графическое представление используемого входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, и секции диффузора, в которых используется канал входного устройства по ФИГ. 2D;
[00015] На ФИГ. 2F показан вид сбоку канала входного устройства со скачком уплотнения, созданным виртуальным клином при числе Маха для нерасчетного режима;
[00016] На ФИГ. 2G показано графическое представление канала входного устройства со скачком уплотнения, созданным виртуальным клином при числе Маха для нерасчетного режима по ФИГ. 2F;
[00017] На ФИГ. 3 показан вид сбоку входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, в котором могут быть использованы варианты реализации, описанные в настоящем документе, с репрезентативным виртуальным клином, наложенным на изображение;
[00018] На ФИГ. 4 показан вид сбоку сечения входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки и работающего при числе Маха для расчетного режима, с репрезентативным виртуальным клином, наложенным на изображение и показывающим создаваемые скачки уплотнения;
[00019] На ФИГ. 5А показано упрощенное графическое представление входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки и использующего панели в соответствии с необходимыми вариантами реализации, в закрытом положении, для ясности показанного перевернутым;
[00020] На ФИГ. 5В показано графическое представление входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, по ФИГ. 4А с панелями в развернутом положении;
[00021] На ФИГ. 6А показан вид сбоку входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки и работающего при числе Маха для расчетного режима, с наложенным виртуальным клином и с показом репрезентативного скачка уплотнения;
[00022] На ФИГ. 6В показан вид сбоку входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, по ФИГ. 5А, и работающего при числе Маха для нерасчетного режима, с наложенным виртуальным клином и с показом репрезентативного удара о панели, выдвинутые с передними кромками под углом удара;
[00023] На ФИГ. 6С показано графическое представление входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, по ФИГ. 5В, перевернутого для ясности и показывающего репрезентативный скачок уплотнения, с панелями, выдвинутыми с передними кромками под углом удара
[00024] На ФИГ. 7А и 7В показаны вид сверху и наглядное представление примера реализации используемого для воздушного летательного аппарата входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки и встроенного в конструкцию наклонного элемента входного устройства, с панелями в отведенном положении;
[00025] На ФИГ. 8А и 8В показаны вид сверху и наглядное представление примера реализации используемого для воздушного летательного аппарата входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки и встроенного в конструкцию наклонного элемента входного устройства, с панелями в выдвинутом положении;
[00026] На ФИГ. 9А и 9В показаны наглядное представление входного устройства и подробный вид наклонного элемента входного устройства, показывающие встраивание панелей в наклонный элемент для примерного варианта осуществления;
[00027] На ФИГ. 10 показано графическое представление угла, β, скачка уплотнения, в функциональной зависимости от угла, 9, виртуального клина для диапазона чисел Маха; и
[00028] На ФИГ. 11 показана блок-схема способа работы выдвижных панелей для согласованных нерасчетных рабочих характеристик во входном устройстве, выполненном в виде графического знака вставки.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[00029] Система и способы, описанные в настоящем документе, обеспечивают создание вариантов реализации отверстия входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки и получаемого на основе одного виртуального клина/ наклонного элемента. Особенностью входного устройства является выдвижная передняя кромка, образованная панелями передней кромки, которые разворачиваются при числах Маха для нерасчетных режимов, чтобы способствовать сохранению присоединенного скачка уплотнения для системы входного устройства, а также сохранению двумерного поля течения внутри отверстия входного устройства. Сочетание этих факторов способствует увеличению коэффициента восстановления давления для входного устройства и уменьшению деформации входного устройства.
[00030] Со ссылкой на ФИГ. 1А-1С показаны репрезентативные участки примера воздушного летательного аппарата, использующего варианты реализации входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, как описано в настоящем документе. Входное устройство 10, выполненное в виде графического знака вставки, установлено возле фюзеляжа 12. От входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, к реактивному двигателю (не показано) проходит диффузор 14. Передние кромки 16 наклонного элемента входного устройства 10, выполненного в виде графического знака вставки, имеют большую стреловидность. Форму передних кромок наклонного элемента и угол стреловидности задают на основе виртуального клина, установленного для числа Маха для номинального расчетного режима, как будет описано более подробно в дальнейшем. Пример виртуального клина 20 показан на ФИГ. 2А (изображения на ФИГ. 2А-2Е показаны в перевернутой перспективе для ясности). Сверхзвуковой поток, показанный стрелками 22, ударяющийся в виртуальный клин 20, приводит к возникновению виртуального скачка 24 уплотнения, как показано на ФИГ. 2В. Для данного профиля 25 входного устройства канала 26 входного устройства, линия обтекания (представленная стрелками 27) от профиля входного устройства выступающей кромки 28 с проецированием на виртуальный скачок 24 уплотнения обеспечивает задание входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, как показано на ФИГ. 2С. Полученный в результате канал 26 входного устройства виден из ФИГ. 2D, на которой скачок уплотнения удален для ясности.
[00031] Как показано на ФИГ. 2Е, полное входное устройство 10, выполненное в виде графического знака вставки, может быть реализовано с использованием передних кромок 16 наклонного элемента на основе выступающей кромки 28 (видно из ФИГ. 2D) для канала 26 входного устройства с углом входного устройства, соразмерным с виртуальным клином 20 и связанным скачком 24 уплотнения, созданным на кромке 32.
[00032] Полное входное устройство 10, выполненное в виде графического знака вставки, показано на ФИГ. 3. Входное устройство 10, выполненное в виде графического знака вставки, представляет собой участок в расчетной точке для свободного протекания потока, представленного стрелками 22, с вертикальным размером 34, который принимает необходимый поток воздуха при числе Маха для расчетной точки. Как показано на ФИГ. 4, косой скачок 36 уплотнения образуется на входе входного устройства, а нормальный скачок 38 уплотнения образуется во входном устройстве, при этом косой скачок уплотнения по существу соизмерим с виртуальным скачком уплотнения на основе виртуального клина 20, используемого при расчетном проектировании, как описано со ссылкой на ФИГ. 2А-2Е. Однако в условиях с числом Маха для нерасчетного режима, скачок 24' уплотнения, созданный виртуальным клином 20, изменяется по углу относительно скачка 24 уплотнения в расчетной точке, как показано на ФИГ. 2F и 2G (также для ясности показанного перевернутым).
[00033] Настоящие варианты реализации обеспечивают создание регулируемых панелей 40 для входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, которые позволяют выдвигать рабочие передние кромки входного устройства для обеспечения работы при сверхзвуковых скоростях, отличающихся от числа Маха для номинального расчетного режима, как показано на ФИГ. 5А и 5В (для ясности показанного перевернутым). Как видно из ФИГ. 5А, с панелями 40 в отведенном положении, передняя кромка 42 каждой панели выровнена с передней кромкой 16 наклонного элемента входного устройства. Для выдвижения панели 40 поворачивают вокруг осей 43а и 43b, соответственно, выдвигают через переднюю вершину 44, которая расположена возле пересечения 46 передних кромок 16 наклонного элемента и по существу совпадает с пересечением 46 передних кромок 16 наклонного элемента. При выдвижении, как показано на ФИГ. 5В, передняя кромка 42 панели обеспечивает выдвижение под углом рабочей передней кромки от передней кромки 16 наклонного элемента.
[00034] Как видно из ФИГ. 6А, с панелями 40 в отведенном положении, угол передней кромки 16 наклонного элемента и передняя кромки 42 панели согласованы с углом косого удара 36, создаваемого входным устройством при числе Маха для расчетного режима. При числе Маха для нерасчетного режима, как показано на ФИГ. 6В и 6С, полученный косой скачок 36' уплотнения (соответствующий виртуальному скачку 24' уплотнения, полученному исходя из виртуального клина 20, как описано для ФИГ. 2F и 2G) имеет угол, который больше не согласован с углом передней кромки 16 наклонного элемента. ФИГ. 6С также для ясности показана перевернутой. Однако панель 40, выдвинутая поворотом вокруг оси через свою вершину 44, обеспечивает выравнивание передней кромки 42 панели, которая становится рабочей аэродинамической передней кромкой входного устройства, со скачком 36' уплотнения. Это выравнивание поддерживает физически присоединенный скачок уплотнения на расходящихся кромках входного устройства и, следовательно, эффективно на всем входном устройстве, а также обеспечивает поддержание двумерного поля течения внутри отверстия входного устройства для улучшения рабочих характеристик при числе Маха для нерасчетного режима. Панели 40 выполнены с возможностью поворота в диапазоне углов между полностью отведенным положением, как показано на ФИГ. 6А и полностью выдвинутым положением, как показано на ФИГ 6В, что обеспечивает согласованное выравнивание передних кромок 42 выдвинутой панели с диапазоном углов удара для диапазона скоростей при числе Маха для нерасчетного режима.
[00035] Выполнение выдвижных передних кромок для входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, с использованием панелей показано на ФИГ. 7А-7В (для ясности показанного перевернутым). Панели 40 опираются на наклонный элемент 48 отверстия входного устройства 10, выполненного в виде графического знака вставки, и могут иметь конструкционную опору на внутренней или наружной поверхности или внутри конструкции наклонного элемента, как показано для этого примера варианта реализации изобретения. Панели 40 могут быть снабжены одним или большим количеством дугообразных щелевых отверстий 50, в которых размещены направляющие штифты 52, чтобы обеспечивать угловое выравнивание панелей при повороте вокруг вершины 44. Для данного варианта реализации изобретения на чертежах показано два дугообразных щелевых отверстия, которые вместе задают поворотное выдвижение панели. Альтернативно может быть использовано одно дугообразное щелевое отверстие в сочетании с шарниром по существу на вершине 44. Для показанного варианта реализации изобретения приведение панелей в действие может быть осуществлено с помощью гидравлических или электромеханических исполнительных механизмов.
[00036] Как видно из ФИГ. 8А и 8В (для ясности показанных перевернутыми), выдвижение панелей 40 поворотом вокруг вершины 44 при движении, регулируемым дугообразными щелевыми отверстиями 50 и направляющими штифтами 52, приводит к выдвижению передней кромки 42 панели под углом наружу от передней кромки 16 наклонного элемента. Такое размещение рабочей передней кромки входного устройства посредством выравнивания передней кромки 42 панели с косым скачком уплотнения при числе Маха для нерасчетного режима, как описано в отношении ФИГ. 6В и 6С, обеспечивает присоединенный скачок уплотнения, необходимый для улучшения рабочих характеристик.
[00037] Панели 40 могут быть встроены в конструкцию наклонного элемента 54 во входном устройстве 10, как видно из ФИГ. 9А и 9В (для ясности показанного перевернутым). Наклонный элемент 48 для показанного варианта реализации имеет внутреннюю стенку 56 канала 26 входного устройства и внешнюю стенку 58 на входном устройстве 10, выполненном за одно целое и в виде графического знака вставки. Панели 40 установлены между внутренней стенкой 56 и внешней стенкой 58 и выдвигаются через щелевое отверстие 60 в передней кромке 16 входного устройства. В альтернативных вариантах реализации панели могут быть установлены на внутренней стенке 56 с соответствующей обработкой передней кромки 42 панели и/или передней кромки 16 наклонного элемента для аэродинамических требований.
[00038] Как было отмечено выше, панели 40 могут быть повернуты в диапазоне движения, чтобы обеспечить выравнивание передней кромки 42 панели в качестве рабочей передней кромки входного устройства с диапазоном скачков уплотнения для нерасчетного режима, в результате чего поддерживается эффективность входного устройства в диапазоне скоростей при числе Маха ниже расчетного режима. На ФИГ. 10 показан угол, β, скачка уплотнения в функциональной зависимости от угла, θ, виртуального клина для диапазона чисел Маха. Для установления необходимого угла выдвижения панели для данного угла виртуального клина используют число Маха для нерасчетного режима, чтобы определить скачок уплотнения для нерасчетного режима. Затем панели выдвигают на указанный угол, чтобы соответствовать углу скачка уплотнения для нерасчетного режима. С использованием ФИГ. 10 определяют максимальное число Маха для входного устройства или расчетную точку; в этом примере М 2, как обозначено линией 1002. Затем задают угол виртуального клина для входного устройства; в этом примере устанавливают клин величиной 8 градусов с созданием линии 1004. Из ФИГ. 10 можно увидеть, что при числе Маха для расчетного режима угол скачка уплотнения составляет примерно 37 градусов, линия 1006. При числе Маха для нерасчетного режима, например М 1, 4, скачок уплотнения, создаваемый входным устройством, выполненным в виде графического знака вставки, составляет примерно 59 градусов, линия 1008, или при М 1, 6 скачок уплотнения составляет примерно 48 градусов, линия 1010. Затем для размещения панелей составляют такое расписание, что при числах Маха для нерасчетных режимов полета передняя кромка панели находится на плоскости скачка уплотнения. Раскрытые варианты реализации не ограничены виртуальным клином с фиксированным углом. В конструкции с виртуальным клином с регулируемыми геометрическими характеристиками могут быть использованы панели.
[00039] На ФИГ. 11 показан способ увеличения коэффициента восстановления давления для входного устройства и уменьшения деформации входного устройства посредством поддержания присоединенного скачка уплотнения для входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, в диапазоне скоростей, обеспечиваемых раскрытыми вариантами реализации изобретения. Входное устройство внешнего сжатия, выполненное в виде графического знака вставки, выполнено имеющим наклонный элемент под углом. Для обеспечения работы входного устройства внешнего сжатия, выполненного в виде графического знака вставки, для этого входного устройства устанавливают число Маха для номинального сверхзвукового режима, этап 1102, и устанавливают требование к восстановлению давления для входного устройства, этап 1104, чтобы задать виртуальный клин, имеющий определенный угол, этап 1106. Определяют виртуальный скачок уплотнения, возникающий от виртуального клина при числе Маха для номинального сверхзвукового режима работы, этап 1108, и линию обтекания проецируют на виртуальный скачок уплотнения от профиля входного устройства (формы отверстия), чтобы получить форму передней кромки и стреловидный угол кромки, этап 1110, и задают отверстие входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, этап 1112. Для поддержания присоединенного скачка на рабочей передней кромке входного устройства сопла в диапазоне скоростей при отклонении от числа Маха для номинального сверхзвукового режима работы, на входном устройстве выполняют рабочие передние кромки, выдвигаемые под углом с использованием поворотных панелей, этап 1114. При работе с числом Маха для номинального сверхзвукового режима работы, отводят панели с передней кромкой панели, выровненной с входным устройством передней кромкой наклонного элемента, этап 1116. При работе со скоростью нерасчетного режима, выполняют определение изменения угла косого удара на основе виртуального клина, этап 1118, и панели поворачивают вокруг вершины возле пика наклонного элемента входного устройства, чтобы выдвинуть передние кромки панелей для выравнивания рабочей передней кромки с измененным углом косого удара, этап 1120.
Иллюстративные неисключительные примеры объекта изобретения согласно настоящему раскрытию описаны в нижеследующих пунктах А1-С19:
А1. Входное устройство двигателя для эффективной работы при числе Маха для нерасчетного режима, содержащее:
входное устройство 10, имеющее конфигурацию в виде графического знака вставки;
рабочие передние кромки на входном устройстве, выполненные поворотными и с возможностью выдвижения из отведенного положения, выровненного со скачком 36 уплотнения при числе Маха для расчетного режима, в выдвинутое положение, выровненное со скачком 36' уплотнения при числе Маха для нерасчетного режима.
А2. Входное устройство двигателя по пункту А1, в котором рабочие передние кромки содержат панели 40, выполненные с возможностью выдвижения от передних кромок 16 наклонного элемента входного устройства 10 и имеющие первое отведенное положение с передними кромками 42 панелей, выровненного с передней кромкой входного устройства, и второе выдвинутое положение, причем указанное выдвинутое положение приводит к выравниванию передних кромок панелей со скачком 36' уплотнения при числе Маха для нерасчетного режима.
A3. Входное устройство двигателя по любому из пунктов А1-А2, в котором выдвинутое положение содержит диапазон положений для выравнивания с диапазоном углов скачка уплотнения, соответствующих диапазону чисел Маха для нерасчетных режимов.
А4. Входное устройство двигателя по любому из пунктов А2-А3, в котором панели 40 выполнены с возможностью поворота вокруг передней вершины 44 по существу на пересечении 46 передних кромок наклонного элемента входного устройства 10 для выдвижения под углом.
А5. Входное устройство двигателя по любому из пунктов А2-А4, в котором панели 40 встроены в наклонный элемент 48 между внутренней стенкой 56 канала и внешней стенкой 58 канала.
А6. Входное устройство двигателя по пункту А5, в котором передняя кромка 42 панелей 40 выдвигается через щелевые отверстия 60 в передней кромке 16 наклонного элемента 48.
А7. Входное устройство двигателя по любому из пунктов А2-А6, в котором панели 40 содержат по меньшей мере одно дугообразное щелевое отверстие 50, размещенное на штифте 52, причем штифт направляет щелевое отверстие во время поворота панели.
А8. Входное устройство двигателя по любому из пунктов А2-А7, в котором панели 40 содержат два дугообразных щелевых отверстия 50, размещенные на соответствующих штифтах 52,
причем штифты направляют щелевые отверстия для выполнения поворота панели во время выдвижения.
В9. Воздушный летательный аппарат, содержащий:
фюзеляж 12;
входное устройство 10, имеющее конфигурацию в виде графического знака вставки, установленное возле фюзеляжа и соединенное с диффузором 14;
рабочие передние кромки на входном устройстве, выполненные поворотными и с возможностью выдвижения из отведенного положения, выровненного со скачком 36 уплотнения при числе Маха для расчетного режима, в выдвинутое положение, выровненное со скачком 36' уплотнения при числе Маха для нерасчетного режима.
В10. Воздушный летательный аппарат по пункту В9, в котором рабочие передние кромки содержат панели 40, выполненные с возможностью выдвижения от передних кромок 16 наклонного элемента входного устройства 10 и имеющие первое отведенное положение с передними кромками 42 панелей, выровненными с передней кромкой входного устройства, и второе выдвинутое положение, причем указанное выдвинутое положение приводит к выравниванию передних кромок панелей с указанным скачком 36' уплотнения при числе Маха для нерасчетного режима.
В11. Воздушный летательный аппарат по любому из пунктов В9-В10, в котором выдвинутое положение содержит диапазон положений для выравнивания с диапазоном углов скачка уплотнения, соответствующих диапазону чисел Маха для нерасчетных режимов.
В12. Воздушный летательный аппарат по любому из пунктов В10-В11, в котором панели 40 выполнены с возможностью поворота вокруг передней вершины 44 возле пересечения 46 передних кромок 42 наклонного элемента входного устройства 10 для выдвижения под углом.
С13. Способ увеличения коэффициента восстановления давления для входного устройства и уменьшения деформации входного устройства посредством поддержания присоединенного скачка уплотнения 24 по меньшей мере на части входного устройства 10, выполненного в виде графического знака вставки, в диапазоне скоростей, согласно которому:
обеспечивают входное устройство внешнего сжатия, выполненное в виде графического знака вставки; и
выдвигают под углом рабочую переднюю кромку входного устройства при числах Маха для нерасчетных режимов.
С14. Способ по пункту С13, в котором этап обеспечения входного устройства 10 внешнего сжатия, выполненного в виде графического знака вставки, содержит операции, согласно которым:
устанавливают 1102 для входного устройства число Маха для номинального сверхзвукового режима;
задают 1106 виртуальный клин 20, имеющий определенный угол, на основе числа Маха для номинального сверхзвукового режима и
задают 1110 линию обтекания от профиля входного устройства для выступающей кромки с проецированием на виртуальный скачок уплотнения, возникающий от виртуального клина при числе Маха для номинального сверхзвукового режима работы, в качестве передней кромки 16 для входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки.
С15. Способ по пункту С14, согласно которому дополнительно:
определяют 1108 угол наклона косого скачка уплотнения исходя из виртуального клина 20 для числа Маха для нерасчетного режима;
выдвигают 1120 рабочую переднюю кромку для выравнивания с углом наклона косого скачка уплотнения.
С16. Способ по любому из пунктов С13-С15, в котором этап выдвижения 1120 рабочей передней кромки содержит выдвижение панелей 40 от передней кромки 42 наклонного элемента входного устройства 10.
С17. Способ по любому из пунктов С13-С16, согласно которому дополнительно выравнивают передние кромки 42 панелей 40 с передней кромкой 16 наклонного элемента при числе Маха для номинального сверхзвукового режима работы.
С18. Способ по любому из пунктов С16-С17, в котором этап выдвижения 1120 панелей 40 дополнительно содержит поворот панели вокруг вершины 44.
С19. Способ по пункту С18, в котором вершина 44 находится возле пересечения 46 передних кромок 42 наклонного элемента 40.
После подробного описания различных вариантов реализации настоящего изобретения, как того требует патентное законодательство, специалистам в данной области техники будут очевидны модификации и замены для конкретных вариантов реализации, раскрытых в настоящем документе. Такие модификации находятся в пределах объема и целей настоящего изобретения, как определено в следующей формуле изобретения.
Claims (26)
1. Сверхзвуковое входное устройство (10) для реактивного двигателя воздушного летательного аппарата, содержащее:
наклонный элемент, имеющий передние кромки (16);
рабочие передние кромки на наклонном элементе,
причем рабочие передние кромки содержат панели (40), выполненные с возможностью поворота с обеспечением выдвижения рабочих передних кромок от передних кромок (16) наклонного элемента и имеющие отведенное положение, в котором передние кромки (42) панелей и передние кромки (16) наклонного элемента выровнены со скачком (36) уплотнения при числе Маха для расчетного режима, и выдвинутое положение, в котором рабочие передние кромки (42) панелей выровнены со скачком (36') уплотнения при числе Маха для нерасчетного режима.
2. Сверхзвуковое входное устройство по п. 1, в котором выдвинутое положение содержит диапазон положений для выравнивания с диапазоном углов скачка уплотнения, соответствующих диапазону чисел Маха для нерасчетных режимов.
3. Сверхзвуковое входное устройство по п. 1, в котором панели (40) выполнены с возможностью поворота вокруг передней вершины (44) по существу на пересечении (46) передних кромок наклонного элемента входного устройства (10) для выдвижения под углом.
4. Сверхзвуковое входное устройство по п. 1, в котором панели (40) встроены в наклонный элемент (48) между внутренней стенкой (56) канала и внешней стенкой (58) канала.
5. Сверхзвуковое входное устройство по п. 4, в котором передняя кромка (42) панелей (40) выдвигается через щелевые отверстия (60) в передней кромке (16) наклонного элемента (48).
6. Сверхзвуковое входное устройство по п. 3, в котором панели (40) содержат по меньшей мере одно дугообразное щелевое отверстие (50), размещенное на штифте (52), причем штифт (52) направляет щелевое отверстие (50) во время поворота панели (40).
7. Сверхзвуковое входное устройство по п. 3, в котором панели (40) содержат два дугообразных щелевых отверстия (50), размещенные на соответствующих штифтах (52), причем штифты (52) направляют щелевые отверстия (50) для выполнения поворота панели (40) во время выдвижения.
8. Способ поддержания присоединенного скачка уплотнения в сверхзвуковом входном устройстве (10) для реактивного двигателя воздушного летательного аппарата, согласно которому:
обеспечивают наличие сверхзвукового входного устройства (10) для реактивного двигателя воздушного летательного аппарата, содержащего:
наклонный элемент, имеющий передние кромки (16);
рабочие передние кромки на наклонном элементе,
причем рабочие передние кромки содержат панели (40), выполненные с возможностью поворота с обеспечением выдвижения рабочих передних кромок от передних кромок (16) наклонного элемента и имеющие отведенное положение, в котором передние кромки (42) панелей и передние кромки (16) наклонного элемента выровнены со скачком (36) уплотнения при числе Маха для расчетного режима, и выдвинутое положение, в котором рабочие передние кромки (42) панелей выровнены со скачком (36') уплотнения при числе Маха для нерасчетного режима,
а согласно указанному способу также выдвигают (1120) под углом, при числах Маха для нерасчетных режимов, рабочую переднюю кромку входного устройства (10) из указанного отведенного положения в указанное выдвинутое положение путем поворота панелей (40).
9. Способ по п. 8, согласно которому этап обеспечения наличия сверхзвукового входного устройства (10) дополнительно содержит операции, согласно которым:
устанавливают (1102) для входного устройства (10) число Маха для номинального сверхзвукового режима;
задают (1106) виртуальный клин (20), имеющий определенный угол, на основе числа Маха для номинального сверхзвукового режима и
задают (1110) линию обтекания от профиля входного устройства (10) для выступающей кромки (28) с проецированием на виртуальный скачок уплотнения, возникающий от виртуального клина при числе Маха для номинального сверхзвукового режима работы, в качестве передней кромки (16) для входного устройства (10).
10. Способ по п. 9, согласно которому дополнительно:
определяют (1108) угол наклона косого скачка уплотнения исходя из виртуального клина (20) для числа Маха для нерасчетного режима;
при этом выдвижение (1120) рабочей передней кромки осуществляют до обеспечения ее выравнивания с определенным углом наклона косого скачка уплотнения.
11. Способ по п. 10, согласно которому дополнительно выравнивают передние кромки (42) панелей (40) с передней кромкой (16) наклонного элемента при числе Маха для номинального сверхзвукового режима работы.
12. Способ по п. 8, в котором панели (40) поворачивают вокруг вершины (44).
13. Способ по п. 12, в котором вершина (44) находится возле пересечения (46) передних кромок (42) наклонного элемента (40).
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US14/659,148 US9964038B2 (en) | 2015-03-16 | 2015-03-16 | Supersonic caret inlet system leading edge slat for improved inlet performance at off-design flight conditions |
| US14/659,148 | 2015-03-16 |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2015154335A RU2015154335A (ru) | 2017-06-22 |
| RU2015154335A3 RU2015154335A3 (ru) | 2019-04-26 |
| RU2699329C2 true RU2699329C2 (ru) | 2019-09-04 |
Family
ID=55587049
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015154335A RU2699329C2 (ru) | 2015-03-16 | 2015-12-17 | Сверхзвуковое входное устройство для реактивного двигателя воздушного летательного аппарата и способ поддержания присоединенного скачка уплотнения в таком устройстве |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9964038B2 (ru) |
| EP (1) | EP3069999B1 (ru) |
| JP (1) | JP6885673B2 (ru) |
| KR (1) | KR102426973B1 (ru) |
| CN (1) | CN106043716B (ru) |
| AU (1) | AU2016200187B2 (ru) |
| RU (1) | RU2699329C2 (ru) |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20180371995A1 (en) * | 2017-06-26 | 2018-12-27 | The Boeing Company | Rotating devices for mitigation of adverse flow conditions in an ultra-short nacelle inlet |
| CN107521708B (zh) * | 2017-08-15 | 2024-05-03 | 浙江大学 | 一种可收放进气道机构 |
| US11002223B2 (en) * | 2017-12-06 | 2021-05-11 | Raytheon Company | Flight vehicle with air inlet isolator having wedge on inner mold line |
| CN110182380B (zh) * | 2019-05-24 | 2022-09-02 | 南昌航空大学 | 基于典型内转进气道的高超声速内外流一体化设计方法 |
| 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 |
| CN111767613B (zh) * | 2020-07-10 | 2023-06-27 | 南京航空航天大学 | 压缩面偏置的定几何高速进气道进口段设计方法 |
| CN111797477B (zh) * | 2020-07-10 | 2023-05-23 | 南京航空航天大学 | 一种配合二元式超声速进气道的前掠前缘型侧板结构 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1234483A (fr) * | 1958-09-01 | 1960-10-17 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Perfectionnements apportés aux dispositifs d'admission d'air pour avions supersoniques |
| US4620679A (en) * | 1984-08-02 | 1986-11-04 | United Technologies Corporation | Variable-geometry inlet |
| EP0354103A1 (fr) * | 1988-08-04 | 1990-02-07 | Office National D'etudes Et De Recherches Aerospatiales (Onera) | Entrée d'air supersonique bidimensionelle et asymétrique pour l'air de combustion d'un moteur d'aéronef |
| EP0646525A1 (fr) * | 1993-10-01 | 1995-04-05 | Office National d'Etudes et de Recherches Aérospatiales (O.N.E.R.A.) | Entrée d'air supersonique et hypersonique bidimensionnelle, à trois rampes mobiles, pour l'air de combustion d'un moteur d'aéronef |
| RU2472956C2 (ru) * | 2011-04-29 | 2013-01-20 | Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" | Сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH10306748A (ja) * | 1997-05-02 | 1998-11-17 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 超音速空気取入口及び超音速航空機 |
| JP3198409B2 (ja) * | 1998-12-25 | 2001-08-13 | 川崎重工業株式会社 | 機体姿勢に対し斜めに超音速インテークを設けた飛しょう体のインテーク内部流の制御方法 |
| US6793175B1 (en) * | 1999-08-25 | 2004-09-21 | The Boeing Company | Supersonic external-compression diffuser and method for designing same |
| US7429018B1 (en) * | 2005-10-26 | 2008-09-30 | Raytheon Company | Variable fluid intake with ramp and inflatable bag |
| US20070181743A1 (en) * | 2006-02-08 | 2007-08-09 | Lockheed Martin Corporation | Method for streamline traced external compression inlet |
| CN102720587B (zh) * | 2012-05-21 | 2014-06-04 | 中国科学院力学研究所 | 局部收缩比一致的变截面高超声速内转式进气道 |
| CN102748135B (zh) * | 2012-07-29 | 2013-12-25 | 西北工业大学 | 一种定几何二元混压式超声速进气道的设计方法 |
| CN103939217B (zh) * | 2014-04-18 | 2016-03-02 | 南京航空航天大学 | 矩形截面高超声速变几何进气道及设计方法与工作方式 |
-
2015
- 2015-03-16 US US14/659,148 patent/US9964038B2/en active Active
- 2015-12-17 RU RU2015154335A patent/RU2699329C2/ru active
-
2016
- 2016-01-13 AU AU2016200187A patent/AU2016200187B2/en active Active
- 2016-01-29 KR KR1020160011095A patent/KR102426973B1/ko active IP Right Grant
- 2016-02-24 CN CN201610101056.5A patent/CN106043716B/zh active Active
- 2016-02-24 JP JP2016032739A patent/JP6885673B2/ja active Active
- 2016-03-11 EP EP16159788.5A patent/EP3069999B1/en active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1234483A (fr) * | 1958-09-01 | 1960-10-17 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Perfectionnements apportés aux dispositifs d'admission d'air pour avions supersoniques |
| US4620679A (en) * | 1984-08-02 | 1986-11-04 | United Technologies Corporation | Variable-geometry inlet |
| EP0354103A1 (fr) * | 1988-08-04 | 1990-02-07 | Office National D'etudes Et De Recherches Aerospatiales (Onera) | Entrée d'air supersonique bidimensionelle et asymétrique pour l'air de combustion d'un moteur d'aéronef |
| EP0646525A1 (fr) * | 1993-10-01 | 1995-04-05 | Office National d'Etudes et de Recherches Aérospatiales (O.N.E.R.A.) | Entrée d'air supersonique et hypersonique bidimensionnelle, à trois rampes mobiles, pour l'air de combustion d'un moteur d'aéronef |
| RU2472956C2 (ru) * | 2011-04-29 | 2013-01-20 | Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" | Сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP6885673B2 (ja) | 2021-06-16 |
| KR20160111324A (ko) | 2016-09-26 |
| EP3069999A1 (en) | 2016-09-21 |
| CN106043716A (zh) | 2016-10-26 |
| US9964038B2 (en) | 2018-05-08 |
| RU2015154335A (ru) | 2017-06-22 |
| US20160376987A1 (en) | 2016-12-29 |
| EP3069999B1 (en) | 2018-10-03 |
| JP2017019481A (ja) | 2017-01-26 |
| KR102426973B1 (ko) | 2022-07-28 |
| RU2015154335A3 (ru) | 2019-04-26 |
| AU2016200187B2 (en) | 2020-02-27 |
| CN106043716B (zh) | 2021-03-16 |
| AU2016200187A1 (en) | 2016-10-06 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2699329C2 (ru) | Сверхзвуковое входное устройство для реактивного двигателя воздушного летательного аппарата и способ поддержания присоединенного скачка уплотнения в таком устройстве | |
| JP6184736B2 (ja) | 渦発生装置 | |
| US8286434B2 (en) | Isentropic compression inlet for supersonic aircraft | |
| KR20160141791A (ko) | 접이식 공역학적 구조를 포함하는 항공기 및 항공기용 접이식 공역학적 구조의 제조 방법 | |
| US10829206B2 (en) | Wing leading edge features to attenuate propeller wake-wing acoustic interactions | |
| EP3535963B1 (en) | An unmanned aerial vehicle | |
| US9193456B2 (en) | Rotor blade with integrated passive surface flap | |
| EP3075663A1 (en) | Variable-capture supersonic inlet | |
| CN108301926B (zh) | 一种高超声速凸形转圆形内收缩进气道及其设计方法 | |
| US10906631B2 (en) | Lifting surface | |
| EP3048049B1 (en) | Supersonic caret inlet system | |
| EA029645B1 (ru) | Способ проектирования трёхмерного изогнутого аэродинамического профиля | |
| US20070029438A1 (en) | Movable nose cap and control strut assembly for supersonic aircraft | |
| EP3750814A1 (en) | Supersonic air inlet with two adjustable ramps | |
| WO2018156165A1 (en) | Downstream surface features to attenuate propeller wake acoustic interactions | |
| BRPI0619996A2 (pt) | entrada de compressão isentrópica para uma aeronave supersõnica | |
| Lummer et al. | Towards a Tool for the Noise Assessment of Aircraft Configurations |