BRPI0820339B1

BRPI0820339B1 - Sistema de propulsão de baixa força de choque

Info

Publication number: BRPI0820339B1
Application number: BRPI0820339-3A
Authority: BR
Inventors: Timothy R. Conners
Original assignee: Gulfstream Aerospace Corporation
Priority date: 2007-10-24
Filing date: 2008-10-24
Publication date: 2019-09-17
Also published as: CA2703602C; BRPI0820339A2; WO2009055041A3; CA2703748C; US8973370B2; WO2009055041A2; US9027583B2; EP2212532B1; US8783039B2; US8393158B2; CA2703602A1; EP2212532A2; US20090107557A1; EP2215341B1; CA2703748A1; US20100043389A1; US20130118594A1; EP2215341A2; US20130062424A1; US20140373927A1

Abstract

sistema de propulsão de baixa força de choque modalidades da invenção se referem a um projeto de nacele supersônica que emprega um trajeto interno de fluxo de desvio para a nacele e ao redor do motor. por configuração da nacele, modalidades da invenção podem funcionar para reduzir a intensidade do boom sônico, o arrasto de capota, e/ou arrasto de interferência de estrutura da aeronave. modalidades da invenção podem também funcionar para melhorar a recuperação da pressão total e/ou o impulso total do trajeto de fluxo principal através do motor.

Description

DE PROPULSÃO DE BAIXA FORÇA DE CHOQUE.

Este pedido reivindica a prioridade ao pedido de patente provisória U.S. 60/960,986 depositado em 24 de outubro de 2007 e intitulado Supersonic Nacelle e ao pedido de patente não provisória U.S. 12/000,066, depositado em 7 de dezembro de 2007 e intitulado Low Shock

Strength Inlet, que são incorporados integralmente pelo

presente documento	a título de referência e são de
propriedade comum do	cessionário.

Campo da Invenção

Modalidades da invenção são referentes a entradas e

bocais supersônicos	para motores supersônicos e mais
especificamente a	entradas e bocais supersônicos
configurados com um	desvio para uma intensidade de boom

sônico reduzido.

Antecedentes da Técnica

Muitas aeronaves supersônicas empregam motores de turbina de gas que são capazes de propulsar a aeronave a velocidades supersônicas. Estes motores de turbina de gas, no entanto, geralmente operam em fluxo subsônico em uma faixa de aproximadamente 0,3 a 0,6 Mach na face a montante do motor. Em aplicações supersônicas, uma nacele é usada para abranger o motor e incorpora uma entrada e um bocal. A entrada desacelera o fluxo de ar de entrada até uma velocidade compatível com as exigências do motor de turbina a gas. Para produzir isso, uma entrada supersônica é constituída por uma superfície de compressão e um trajeto de fluxo correspondente, usado para desacelerar o fluxo supersônico em um choque terminal forte. A jusante do choque terminal o fluxo subsônico é ainda mais desacelerado, usando-se um difusor subsônico para uma velocidade que corresponde às exigências em fluxo do motor de turbina a gas. O escape do motor é então novamente acelerado usando-se um bocal.

Os métodos de projeto de sistemas de propulsão supersônica tradicional minimizam o diâmetro e o peso estrutural da nacele maximizando ao mesmo tempo o impulso bruto. Fazendo assim, a quantidade de fluxo capturada pela entrada é limitada a somente aquela exigida pelo motor com uma pequena quantidade adicional para a purga e resfriamento da nacele. Uma medida da eficiência operacional da entrada consiste na pressão total perdida na corrente de ar entre o lado da introdução e o lado de descarga da entrada. A recuperação da pressão total de uma entrada é definida por uma relação da pressão total na descarga para a pressão total na corrente livre. Maximizando-se a recuperação da pressão total leva à maximização do impulso bruto do motor, melhorando assim o desempenho do sistema de propulsão.

A Figura 1 ilustra esquematicamente uma vista em seção transversal de uma nacele tradicional 10, tanto uma entrada de compressão externa 11 e bocal 14 envolvendo um motor 16. A entrada de compressão externa 11 comprime e desacelera o fluxo supersônico para a face do motor 16. A entrada 11 inclui a borda de condução 12 da superfície de compressão e a capota 13 que forma o orifício de entrada da entrada 11. A saída do motor 16 é então acelerada pelo bocal 14, criando o impulso necessário para propulsar a aeronave a velocidades supersônicas. A nacele 10 é frequentemente projetada para cobrir ao redor das partes salientes do motor 18, que podem incluir componentes de motor tais como caixas de engrenagens e outros componentes conhecidos dos versados na técnica. Conforme mostrado na Figura 1, o motor 16 pode ser um motor do tipo convencional de turbofan tendo aproximadamente 15.000 lbf de impulso de decolagem máximo e uma relação moderada de fluxo de ventilador para compressor de 3.

Infelizmente o projeto tradicional da nacele para uma configuração de motor supersônico frequentemente gera fortes choque da entrada supersônica e do corpo da nacele. Uma abordagem tradicional ao projeto de entrada supersônica emprega tipicamente a focalização de choque na borda. Conforme será evidente aos versados na técnica, a focalização de choque na borda envolve se projetar uma configuração da superfície de compressão de uma entrada de compressão externa de modo tal que os choques gerados na entrada (que ocorrem a uma velocidade supersônica de deslocamento de projeto) se encontrem um uma localização imediatamente à frente do ponto alto da capota ou da borda de capota.

A Figura 2 ilustra esquematicamente a metade de baixo da vista em seção transversal na Figura 1 e o modo como as ondas de choque e as regiões de expansão são geradas pela nacele 10 e o modo como o formato da nacele 10 pode gerar ondas de choque adicionais e regiões de expansão. Conforme é do conhecimento dos versados na técnica, estas ondas de choque podem se unir formando uma onda de choque mais intensa à medida que as ondas de choque se propagam afastando-se da aeronave durante o voo supersônico. Estas ondas de choque podem também se propagar para dentro da superfície da aeronave, criando regiões localizadas de arrasto de interferência. A onda de choque 20 é gerada pela borda dianteira 12 da superfície de compressão inicial da entrada 11. A onda 20 pode se unir à onda de choque 22, gerada pela capota 13, e potencialmente com as ondas de choque 24 e 26. Estas ondas de choque podem então se unir com as ondas de choque que se propagam da estrutura da aeronave propriamente, criando eventualmente um boom sônico percebido no nível do chão.

A onda de choque 22 é frequentemente denominada choque de capota, podendo sua intensidade ser diretamente relacionada com o ângulo de capota A. Além disso, qualquer aumento no ângulo de capota resulta em área frontal adicional da entrada, que aumenta o arrasto de entrada à medida que a velocidade aumenta. Esta tendência adversa é um motivo crucial pelo qual as entradas de compressão externas convencionais perdem a viabilidade a valores Mach supersônicos elevados. Outras ondas de choque, tais como a onda de choque 24, as regiões de expansão, identificadas na região 25, são frequentemente causadas por alterações no formato e diâmetro da nacele 10, especialmente à medida que a nacele tenta cobrir as partes salientes 18 do motor. A onda de choque 26 é gerada da borda traseira 15 do bocal. Conforme será compreendido pelos versados na técnica, a intensidade desta onda de choque 26 é proporcional ao ângulo de capota B do bocal, a que se refere frequentemente como o ângulo de bocal em cauda de barco.

Infelizmente, estas ondas de choque se combinam com aquelas oriundas da estruturada aeronave para criar uma assinatura de boom sônico geral mais alta e mais arrasto de interferência entre a nacele e o restante do veículo. Quanto mais intensas são as ondas de choque, mais difíceis se tornam elas para controlar e atenuam e maior é a probabilidade de que elas produzam arrasto e ruído de boom sônico adicionais.

Uma maneira de se controlar o arrasto, conforme discutido na patente norte-americana No. 6,793,175 concedida a Sanders envolve a configuração da entrada para se minimizar o formato e dimensões da capota. A configuração da entrada se assemelha inicialmente a um setor de circunferência de uma admissão axi-simétrica, mas altera a localização de superfície de compressão para o raio externo e dispõe a capota no raio interno em uma geometria tridimensional de um desempenho maior. O fato de que a capota está localizada no raio interno reduz o arco físico da capota. Os problemas com este método incluem os desafios com a integração da aeronave criados pela geometria tridimensional, tal como o fato de que o formato em seção transversal pode ser mais difícil de se integrar de um ponto de vista de acondicionamento, em comparação com um projeto axi-simétrico equivalente para os sistemas de propulsão acondicionados em nacele. Além disso, o formato complexo da entrada tem a probabilidade de criar padrões complexos de distorção que ou exigem técnicas de mitigação em grande escala no difusor subsônico ou então o uso de motores com características mais robustas de operabilidade.

Uma outra maneira de se controlar o arrasto por redução do ângulo de borda de capota é baseada na redução do ângulo de volta de fluxo aumentando-se o número Mach do choque terminal na entrada. A melhora na redução de arrasto é frequentemente prejudicada pela redução em recuperação de pressão que resulta do choque terminal mais intenso. Além disso, aumentando-se o número Mach do choque terminal na base do choque também se depara na prática com limitações significativas devido a efeitos de fluxo viscoso. Os números Mach mais elevados do choque terminal na base do choque agravam a interação da camada limítrofe de choque e reduzem a saúde da camada limítrofe da base de choque. O aumento em intensidade de choque na região base também reduz a margem de zumbido na entrada, reduzindo a capacidade subcrítica de estrangulamento de fluxo. Além disso, o aumento no número Mach do choque terminal terá mais provavelmente exigir uma gerenciamento complexo da camada limítrofe ou um sistema complexo para controle da entrada.

As superfícies de compressão da entrada são tipicamente agrupadas em dois tipos: retas ou isentrôpicas.

Uma superfície reta tem uma rampa plana ou seções cônicas que produzem choques descontínuos oblíquos ou cônicos, ao passo que uma superfície isentrópica tem uma superfície curva contínua que produz uma continuidade de pequenos choques infinitamente fracos durante o processo de compressão. Teoricamente, uma superfície de compressão isentrópica tradicional pode ter uma recuperação de pressão melhor do que uma superfície reta projetada para as mesmas condições operacionais, mas os efeitos viscosos reais podem

reduzir o desempenho geral	das	entradas de superfície
isentrópica e	resultar em	uma	saúde menor da camada
limítrofe.
A Figura 3	representa	esquematicamente uma vista	em
perspectiva de um arranjo de	motor	30 representativo de	um
motor turbofan	militar de	alto	impulso específico	de
aproximadamente	11.000 lbf	de	classe de impulso	de

decolagem máxima (sem combustão retardada). O arranjo 30 pode incluir uma nacele 32, tendo uma entrada tradicional 34 e o bocal 36. Conforme se pode ver na Figura 3, a nacele deve ser configurada para abranger as partes salientes 40 do motor 38. Além disso, a correspondência não ótima entre a área de admissão e o diâmetro máximo da nacele cria um perfil de capota grande à frente que resulta em um alto arrasto e geração de choques fortes. De modo análogo, a correspondência não ótima entre a área de escape e o diâmetro máximo de nacele produz um grande ângulo de bocal em cauda de barco, resultando em arrasto elevado e em uma forte expansão e re-choque.

A Figura 4 ilustra esquematicamente uma vista em perspectiva do motor 38 da Figura 3 instalado no estabilizador vertical de uma aeronave supersônica 42. A nacele 32 é configurada para abranger as partes salientes 40 do motor, criando uma configuração em geral assimétrica que conforme discutido acima pode contribuir para a geração de ondas de choque e a intensidade de um boom sônico resultante. Embora tal desempenho possa ser aceitável para aeronaves militares ou outras tais aplicações, a geração de booms sônicos intensos na arena da aviação civil é indesej ável.

Sumário da Invenção

Modalidades da invenção podem incluir uma configuração de nacele que emprega um desvio configurado para capturar, encaminhar e esgotar a grande quantidade de fluxo de ar excessivo no interior de uma nacele de aeronave e através dela, mas externamente ao motor. A inclusão de uma corrente de desvio permite a adequação do formato de nacele que, caso contrário, não seria possível para o sistema de propulsão que emprega um projeto de corrente de fluxo simples convencional. Quando se projeta uma nacele supersônica, modalidades da invenção capitalizam sobre um espaço útil alargado que considera o impacto do boom sônico, arrasto de capota, arrasto de interferência de estrutura, complexidade do subsistema e técnicas de projeto estrutural.

Em uma modalidade da invenção, um bocal supersônico para um motor supersônico compreende: uma parede externa, uma parede de desvio disposta no interior da parede externa, e um conjunto de suportes configurados para acoplar a parede externa com a parede de desvio. A parede de desvio pode ser configurada para separar um fluxo de ar em uma porção de fluxo principal e em uma porção de fluxo de desvio, de modo tal, que a porção de fluxo principal atravesse o motor supersônico e a porção de fluxo de desvio atravesse um desvio. O conjunto de suportes pode também ser configurado para adequar uma direção da porção de fluxo de desvio.

Em uma outra modalidade da invenção, uma nacele supersônica de baixo choque compreende: um motor, uma parede externa, uma parede de desvio disposta no interior da parede externa, um conjunto de suportes configurado para acoplar a parede externa com a parede de desvio, uma entrada definida por porções dianteiras da parede externa e da parede de desvio e um bocal definido por porções traseiras da parede externa e da parede de desvio. A entrada pode ser configurada para desacelerar um fluxo de ar de entrada até uma velocidade compatível com o motor, ao passo que o bocal pode ser configurado para acelerar um escape do motor e de um desvio. A parede de desvio pode ser configurada para dividir o fluxo de ar admitido em uma porção de fluxo principal dirigida para o motor e uma porção de fluxo de desvio dirigida para o desvio.

Em uma outra modalidade da invenção, um método para a desaceleração de um fluxo supersônico para um sistema de propulsão supersônico compreende: voar a uma velocidade supersônica predeterminada, receber um fluxo supersônico em uma entrada, dividir um fluxo subsônico em uma porção de fluxo principal e uma porção de fluxo de desvio, difundir a porção de fluxo principal com um difusor até uma velocidade predeterminada adequada para um motor, expandir a porção de fluxo principal depois da porção de fluxo principal deixar o motor e atingir um bocal e dirigir a porção de fluxo de desvio para um padrão substancialmente uniforme circunferencialmente antes do escape. A entrada pode ter uma superfície de compressão, um divisor de desvio, e uma borda de capota que é separada no espaço da superfície de compressão. A porção de fluxo de desvio pode receber e capturar uma região substancial da distorção de fluxo criada pela entrada.

Breve Descrição dos Desenhos

Acredita-se que modalidades da invenção serão mais bem compreendidas com a leitura da descrição que segue quando tomada em conjunto com os desenhos apensos que ilustram de um modo não limitante o melhor modo considerado no presente documento para colocar em prática modalidades da invenção, e em que números de referência iguais designam partes iguais em todas as figuras, em que:

a Figura 1 ilustra esquematicamente uma vista em seção transversal de uma nacele tradicional;

a Figura 2 ilustra esquematicamente uma outra vista em seção transversal de uma nacele tradicional com ondas de choque e regiões de expansão se propagando da nacele;

a Figura	3	ilustra	esquematicamente uma	vista em
perspectiva de	um	arranj o	de motor e projeto	de nacele
tradicional;
a Figura	4	ilustra	esquematicamente uma	vista em

invenção;

perspectiva do motor e nacele da Figura 3 instalados em uma aeronave supersônica;

a Figura 5 ilustra esquematicamente uma vista em seção transversal de uma nacele de acordo com uma modalidade da a Figura 6 mostra a nacele da Figura 5 com uma sobreposição de nacele tradicional da Figura 1;

a Figura 7A ilustra esquematicamente uma seção transversal de uma entrada de acordo com as modalidades da invenção;

a Figura 7B ilustra esquematicamente uma vista em elevação lateral de uma abertura de entrada de aeronave supersônica;

a Figura 7C ilustra esquematicamente uma vista lateral de uma entrada de acordo com uma modalidade da invenção;

a Figura 8 ilustra uma vista plana da entrada na Figura 7A observando-se da frente da entrada na direção da parte traseira;

as Figuras 9A e 9B mostram vistas em perspectiva da entrada da Figura 7A com a parede externa da nacele desenhada transparente;

a Figura 9C ilustra uma outra vista plana da entrada nas Figuras 7A, 8 e 9A-B com a face do motor mostrada na parte de trás da entrada;

A Figura 10A ilustra uma solução de Dinâmica de Fluidos Computacional (CFD) para a entrada na Figura 7A em condições estáticas ou de baixa velocidade;

a Figura 10b mostra um gráfico lançando-se o componente axial da velocidade do fluxo dentro do difusor mostrado na Figura 10A pela distância radial do centro da nacele;

a Figura 11A ilustra uma solução CFD para a entrada na Figura 7Ά a uma velocidade supersônica de projeto de Mach 1,7;

A Figura 11B mostra um gráfico, lançando-se o componente axial da velocidade do fluxo dentro do difusor mostrado na Figura IA pela distância radial do centro da nacele;

a Figura 11C ilustra uma solução CFD em cores Mach de uma entrada com uma capota convencional;

a Figura 11D ilustra um solução CFD em cores Mach de um entrada de compressão externa com uma capota de ângulo zero de acordo com uma modalidade da invenção;

a Figura 12 ilustra esquematicamente uma vista em seção transversal de um bocal com um trajeto de desvio de acordo com uma modalidade da invenção;

a Figura 13 ilustra esquematicamente uma vista plana do bocal 100 observando-se da parte detrás do bocal para a frente ou a montante;

as Figuras 14Ae 14B mostram vista em perspectiva do bocal das Figuras 12 e 13 coma superfície externa do bocal desenhada como sendo transparente;

a Figura 15 ilustra uma solução CFD a uma velocidade de corrente livre de Mach 1,7 do trajeto de fluxo interno e região de fluxo externo para um projeto de bocal representativo tradicional caracterizado por um grande ângulo de bocal em cauda de barco;

a Figura 16 ilustra uma solução CFD a uma velocidade de corrente livre de Mach 1,7 do trajeto interno de fluxo e região de fluxo externa para o bocal mostrado na Figura 12;

a Figura 17 ilustra uma solução CFD para o fluxo ao redor dos suportes 112 de desvio mostrada nas Figuras 12, 13 e 14A-B;e a Figura 18 ilustra esquematicamente uma seção radial de 2 graus visualmente exagerada do bocal mostrado nas Figuras 12,13 e 14A-B.

Descrição Detalhada da Invenção

A presente invenção será agora descrita com mais detalhes, fazendo-se referência às figuras em que diversas modalidades da invenção são mostradas. O assunto desta descrição pode, no entanto, estar incorporado em muitas diferentes formas e não deve ser considerado como sendo limitado às modalidades apresentadas aqui.

Modalidades da invenção se referem a configurações de nacele e motor supersônicos que incluem um fluxo de desvio ao redor do motor. Considerações de projeto podem ser usadas quando se emprega uma nacele que incorpora um fluxo de desvio ao redor do motor. Um espaço projetado expandido, por exemplo, pode incluir técnicas de impacto de boom sônico, arrasto de capota, arrasto de interferência de estrutura da nave, complexidade de subsistema e de projetos estruturais alternativos, podendo todas elas ser otimizadas em relação a uma configuração de sistema de propulsão que favorece um formato de nacele mais aerodinâmica, embora ampliado. Aumentando-se o diâmetro de capota à frente para tornar mais aerodinâmica a nacele à frente resulta em um fluxo de ar adicional capturado que não pode ser usado pelo motor. Sem um sistema que elimine eficientemente este fluxo de ar adicional capturado, na técnica anterior conhecida, o fluxo em excesso transborda ao redor do exterior da borda da capota, criando um arrasto maior e opondo-se ao objetivo de uma assinatura de boom sônico mais baixo. Para se evitar estes problemas associados com o transbordo, em modalidades da invenção, o fluxo adicional é eficientemente encaminhado para dentro através da nacele e ao redor do motor, eventualmente devolvendo-o à corrente livre.

Conforme será compreendido pelos versados na técnica, o ar adicional capturado pela entrada não atravessa maquinaria de turbina e, consequentemente não é energizado.

As perdas ao longo do trajeto de fluxo interno previnem are-expansão completa do fluxo de volta à velocidade supersônica de corrente livre quando da saída do bocal. Estas perdas criam um arrasto adicional. No entanto, este arrasto adicional, juntamente com uma fricção superficial aumentada que resulta da área superficial maior da nacele, atua contra a redução em arrasto de capota e arrasto de interferência de estrutura da nave além de um aumento potencial em impulso de motor que resulta do melhoramento na recuperação de pressão total no trajeto de fluxo principal. Um sistema de desvio projetado adequadamente pode ser usado para minimizar ou eliminar qualquer prejuízo no desempenho reduzindo ainda significativamente a contribuição do sistema de propulsão para a assinatura do boom sônico geral do veículo.

De acordo com a modalidade da invenção, um desvio pode ser configurado para aumentar a capacidade de se adaptar ou adequar a superfície externa da nacele para melhorar as características do boom sônico. Disso resulta que as modalidades da invenção podem incluir um perfil de nacele mais aerodinâmico (em forma de chaminé) que pode proporcionar uma correspondência melhorada entre a área máxima de seção transversal de nacele e as áreas em seção transversal de admissão e escape do motor. A correspondência das áreas melhorada reduz a inclinação local da superfície externa da nacele que produz uma redução em compressão (choque) e intensidade de região de expansão. Com referência novamente à Figura 1, a área em seção transversal da admissão definida pela capota 13 não corresponde exatamente ao diâmetro máximo de nacele, pois a área em seção transversal da nacele na região do motor deve acomodar as exigências de volume enormes dos componentes sólidos externos do motor, especialmente da caixa de engrenagens. Portanto, a nacele 10 aumenta em diâmetro ao redor do motor 16 para abranger as partes salientes 18 do motor. O bocal 14 é dimensionado de modo a deixar passar o escape do motor a velocidades de saída necessárias para satisfazer as existências de desempenho e de boom sônico: o fluxo de escape é geralmente totalmente expandido nas condições projetadas par maximizar o impulso e minimizar a perturbação pela corrente de escape do campo de fluxo externo. Conforme mostrado na Figura 1, o bocal 14 tem dramaticamente reduzido o seu diâmetro até a borda traseira 15 que define a área em seção transversal de saída do bocal 14.

Ao contrário do projeto de nacele tradicional mostrado na Figura 1, as naceles de acordo com modalidades da invenção podem ser tornadas de tal modo aerodinâmicas que elas produzam choques mais fracos e zonas de expansão mais fracas a velocidades supersônicas. O projeto da nacele pode também ser configurado para produzir um arrasto de pressão de nacele e um arrasto de interferência de estrutura de nave menores quando comparada com uma nacele convencional que se salienta para fora para se ajustar em formato ao redor de partes salientes do motor, tais como a caixa de engrenagens e outras peças de equipamento volumosas montadas no exterior do motor.

De acordo com as modalidades da invenção, a superfície externa da nacele pode ser configurada para abranger o motor integral, incluindo aquelas partes que tradicionalmente criariam saliência na nacele. A Figura 5 ilustra esquematicamente uma vista em seção transversal de uma nacele de acordo com uma modalidade da invenção que contém um motor 52. A porção de fluxo de desvio para a modalidade mostrada na Figura 5 pode ser grande com aproximadamente uma parte do fluxo capturado por um desvio 58 para cada duas partes ingeridas pelo motor, dando uma porcentagem de desvio de aproximadamente 50 por cento. O desvio é uma porção do trajeto de fluxo interno para a nacele que não direciona o fluxo para o motor, através dele ou para fora dele. 0 motor 52 mostrado na Figura 5 é igual ao mostrado na Figura 1. Deve ficar subentendido que modalidades da invenção podem ser aplicadas a qualquer sistema de propulsão a ar configurado para voo supersônico. Estes sistemas poderíam empregar motores convencionais de turbo jato e turbofan, motores de ciclos combinados ou ramjets. Pode também ser empregado um sistema de propulsão que emprega motores de ciclos variáveis que usam um formato geométrico variável em ponta de pá de ventilador.

A nacele 50 mostrada na Figura 5 também inclui um módulo de entrada 54 e um módulo de bocal 56. De acordo com modalidades da invenção, o desvio 58 pode ser configurado por fluxo de desvio ao redor do motor 52 da entrada 54 para o bocal 56. O desvio 58 permite que o projeto geral da nacele 50 seja mais cilíndrico da capota 60 na entrada 54 para a borda traseira 62 no bocal 56.

O arranjo mostrado na Figura 5, que pode ser configurado para ser aproximado à configuração em tubulação reta tem uma variabilidade dramaticamente menor em diâmetro da nacele da área de admissão definida pela capota 60 para a área de escape definida pela borda traseira de bocal 62. A Figura 6 ilustra esta diferença sobrepondo o projeto de nacele tradicional 10 da Figura 1 sobre a nacele 50 da Figura 5. Conforme é evidente da Figura 6, a nacele 50 é geralmente de diâmetro maior, mas é muito mais aerodinâmica, apresentando uma quantidade menor de alteração na circunferência externa da nacele da entrada 54 para o bocal 56. Em comparação, a entrada 11 da nacele 10 mostra um aumento significativo em diâmetro da borda de capota 13 para o diâmetro máximo da nacele 10 que envolve o motor. Em seguida o diâmetro da nacele 10 é reduzido na direção traseira ao longo do bocal 14 e até a borda traseira do bocal 15. Conforme será compreendido pelos versados na técnica, um projeto mais aerodinâmico da nacele pode produzir choques mais fracos e menos arrasto geral.

A nacele com um diâmetro maior resulta em uma área de admissão maior para a entrada 54, levando, consequentemente mais ar do que é necessário ou do que o motor pode absorver.

Por este motivo, pode ser usado o desvio 58 para capturar as áreas radiais externas do fluxo de admissão e desviar esse fluxo ao redor do motor. A capacidade de se desviar com sucesso este fluxo para os arredores do sistema de propulsão pode ser produzida pelo uso de diversas características de projeto adicionais que facilitam a captura, encaminhamento e eliminação eficientes da grande quantidade de fluxo de desvio.

Uma modalidade da invenção pode incluir uma entrada supersônica para aeronave supersônica que é configurada para reduzir a contribuição da entrada para uma assinatura de boom sônico de aeronave supersônica. Para se atingir este objetivo, as modalidades da invenção podem posicionar a borda da capota da entrada de modo tal, que a entrada capture o choque inicial cônico e/ou oblíquo no interior do plano de admissão, impedindo a energia de choque cônico ou uma descontinuidade de se fundir com os choques gerados pela estrutura da nave durante o voo supersônico. Considera-se também que o ângulo de capota da nacele pode ser reduzido a zero ou substancialmente zero para reduzir a contribuição do choque na capota e o arrasto de capota para a assinatura geral de uma aeronave supersônica.

Quando se projeta uma entrada de acordo com uma modalidade da invenção, pode ser usada uma superfície de compressão isentrópica relaxada.

Conforme discutido no pedido de patente U.S. No. 11, 639,339, depositado em 15 de dezembro de 2006 (intitulado Isentropic Compressíon Inlet for Supersonic Aircraft) que é incorporado pelo presente documento a título de referência integralmente, pode ser obtido uma redução do ângulo de capota projetando-se uma entrada que emprega uma superfície de compressão isentrópica relaxada, de modo tal que o ângulo de capota possa ser reduzido. Uma superfície de compressão isentrópica relaxada é uma superfície de compressão isentrópica em que uma multiplicidade de linhas de Mach não se concentra no ponto de concentração onde o choque inicial e o choque terminal se encontram. Esta ausência de concentração de linhas de Mach pode ser configurada para produzir um nível total de compressão inferior ao nível de compressão gerado por uma superfície de compressão isentrópica projetada com os mesmos critérios. A superfície de compressão isentrópica relaxada pode ser configurada para aumentar o número de Mach do choque terminal na região da borda de capota (criando o mecanismo que reduz o ângulo de fluxo na borda), mas que conserva um número de Mach de choque terminal razoável ao longo do restante do choque, incluindo a região de base do choque terminal (conservando uma característica de recuperação de pressão geral razoável e uma boa estabilidade de choque). Tal arranjo pode reduzir significativamente o ângulo de fluxo local na borda de capota, levando a uma redução no ângulo de capota e a um melhoramento substancial em desempenho e a uma redução na intensidade de choque.

A Figura 7A ilustra esquematicamente uma seção transversal da entrada 54. Conforme mostrado na Figura 7A, a entrada 54 inclui uma borda de capota 60 e uma borda dianteira 64 da superfície de compressão externa 66. A borda dianteira 64 gera um choque inicial 90. A superfície de compressão 66 pode ser configurada juntamente com a borda dianteira 64 e a borda de capota 60, usando-se um arranjo de compressão relaxada para reduzir o ângulo de capota da borda de capota 60 e a intensidade do choque na capota 94, reduzindo efetivamente o arrasto na entrada 54 assim como a contribuição da entrada para a assinatura do boom sônico geral do veículo.

Um divisor interno 68 funciona no interior do difusor subsônico da entrada para fazer o fluxo se bifurcar em uma corrente principal 80 que entra no motor 52 e em uma corrente de desvio 82 que contorna o exterior do motor através do desvio 58. Conforme será compreendido pelos versados na técnica, a borda dianteira do divisor 68 reside em um campo de fluxo subsônico atrás do choque terminal 92, permitindo que a borda dianteira do divisor 68 use uma ponta rombuda sem nenhum impacto prejudicial sobre o desempenho a velocidades supersônicas.

A Figura 7B ilustra esquematicamente uma seção transversal em vista lateral de uma entrada de compressão externa isentrópica relaxada 54 configurada usando uma concentração de choque na borda. A entrada 54 inclui uma superfície de compressão 66 com uma superfície reta inicial 67 a um ângulo de volta inicial 66a. A superfície de compressão 66 inclui uma segunda superfície de compressão 69 que compreende uma seção curva 69a e uma seção reta 69b. A superfície de compressão 66 faz a transição para um ressalto 69c que define o gargalo 71, a porção mais estreita do trajeto de fluxo da entrada 54. A entrada 54 também inclui borda de capota 60 posicionada a um ângulo de capota 60b medido a partir da linha central da entrada 54. Embora somente a seção curva 69a da segunda superfície de compressão 69 gere uma compressão isentrópica, refere-se à totalidade da superfície de compressão 66 no presente documento como sendo uma superfície de compressão isentrópica relaxada. Para fins de comparação, um exemplo de uma superfície de compressão isentrópica tradicional 66a é mostrado em linhas tracejadas. Depois que o fluxo atinge o gargalo 71, o difusor subsônico 73 proporciona um trajeto de fluxo divergente fornecendo o fluxo subsônico ao motor.

A entrada 54 gera em primeiro lugar um choque inicial à medida que o fluxo de ar na região B se desloca na direção A e topa com a superfície de compressão 66 da entrada 54. A superfície de compressão 66 pode ser configurada para gerar um choque terminal 77 que tem uma base 77a adjacente à superfície de compressão 66. Conforme mostrado na Figura 7B, o choque inicial 75, e o choque terminal 66 são concentrados em um ponto de concentração de choques 79. Um choque na capota 81 é mostrado estendendo-se para cima a partir da borda de capota 60. A superfície de compressão isentrópica relaxada permite uma adequação significativa do choque terminal 77 de modo tal, que a região radial externa do choque é praticamente ortogonal em relação à linha central da entrada. Por configurar o formato do choque terminal, usando compressão relaxada, a borda de capota 60 pode ser alinhada com o ângulo de fluxo local nesta região radial externa do choque, reduzindo muito o ângulo de borda de capota. Além disso, caracter!sticas de fluxo adversas descontínuas, tais como uma formação de choque secundário ou separação de fluxo, podem ser reduzidos na região da borda de capota.

Embora o ângulo de capota possa ser muito reduzido quando se usa uma entrada de compressão isentrópica relaxada de acordo com a Figura 7B, a borda de capota continua alinhada com o ângulo de fluxo local na região radial externa do choque terminal diretamente em frente da borda de capota. Conforme será compreendido pelos versados capota 60b, do ângulo na técnica, reduzindo-se o ângulo de

mostrado	na Figura 7B para	zero ou substancialmente	zero
pode resultar em	distorção	de	fluxo no difusor que	pode
aumentar	quando	o ângulo	de	capota não estiver	mais
alinhado	com o	fluxo local	na vizinhança do choque

Esta condição pode terminal.

gerar choques secundários e campos de pressão adversos na vizinhança da borda de capota que podem introduzir defeitos de bloqueio intensos radiais na ponta no fluxo observando-se o motor na face do ventilador. Além disso, reduzindo-se simplesmente o ângulo de capota 60b a zero ou substancialmente zero pode também criar uma instabilidade temporária de fluxo dentro do difusor, resultando potencialmente dos distúrbios de fluxo criados na região radial externa que podem iniciar e sustentar a ressonância de fluxo no difusor. Tal ressonância pode afetar de modo adverso o desempenho e danificar potencialmente a entrada e o motor.

Além disso, uma simples redução no ângulo de capota pode ser ineficaz em controlar o arrasto de capota na parte traseira, ou o arrasto na parte traseira da nacela da borda de capota que resultam de qualquer aumento no diâmetro de nacela à medida que o perfil da nacela abrange o motor. Este aumento em diâmetro de nacela pode causar um gradiente mais brusco no ângulo de superfície da capota à medida que se aproxima do diâmetro máximo de nacele.

Além disso, quando a borda de capota é posicionada para capturar o choque inicial ou cônico e o choque terminal de acordo com as modalidades da invenção, as instabilidades de fluxo internas na entrada podem ser introduzidas. Conforme será compreendido pelos versados na técnica, a captura dos choques cônicos e terminais pode reduzir a previsibilidade do ambiente de fluxo de choques pós-terminais e introduzir a separação de fluxo na superfície interna da capota, produzindo uma dinâmica indesejável de fluxo.

Conforme mostrado na Figura 7C, a estrutura e arranjo da entrada podem ser configurados de modo tal, que o ângulo da borda de capota fique extremamente pequeno podendo mesmo ser reduzido a zero. Conforme será compreendido pelos versados na técnica, um ângulo de borda de capota igual a zero ou substancialmente igual a zero reduz a intensidade do choque na capota devido a reduções na área superficial projetada exposta ao fluxo da corrente livre. Embora a espessura da borda de capota possa incluir alguma quantidade finita de material necessário para construir a borda da capota, a estrutura da borda da capota pode ser extremamente delgada, dependendo dos materiais e da aplicação. É previsto se fazer a parede da nacela com uma espessura que pode aumentar para dentro, afastando-se para trás ao longo do trajeto de fluxo interno, proporcionando o volume necessário para incorporar a estrutura mantendo ao mesmo tempo o formato da superfície do diâmetro externo uniforme.

Empregando-se um ângulo de borda de capota igual a zero ou substancialmente igual azero, em relação a um eixo geométrico da entrada 83, a região C pode aumentar, especialmente se a nacele for configurada para abranger totalmente o motor sem nenhum aumento ou contração significativo no diâmetro externo da nacele. Tal configuração pode reduzir ou eliminar o aumento brusco típico do diâmetro externo da parte de trás da nacele da borda de capota à medida que a nacele envolve o motor. Conforme será compreendido pelos versados na técnica, um formato mais cilíndrico do diâmetro externo uniforme pode reduzir significativamente o arrasto de capota e a intensidade de choques na capota.

De acordo com modalidades da invenção, o desvio de nacele 58 pode ser configurado para lidar como fluxo de ar adicional que pode entrar na entrada devido à região aumentada C. Empregando-se o desvio 58, a entrada 54 pode ser configurada para eliminar o fluxo excessivo, o qual caso contrário transbordaria ao redor do exterior da borda de capota, criando um arrasto maior e opondo-se ao objetivo de uma assinatura de boom sônico mais baixa. O desvio da nacele 58 impede estes problemas associados como derrame por encaminhar o fluxo adicional através da nacele e ao redor do motor, eventualmente expelindo de volta o mesmo para a corrente livre.

O desvio de nacele 58 pode também servir para separar a distorção de fluxo capturada pela entrada 54. Conforme foi discutido no pedido de patente U.S. No. 11/639,339, o uso de uma superfície de compressão isentrópica relaxada 66 pode gerar um choque inicial 75 e um choque terminal 77, que podem ser concentrados em um ponto. A superfície de compressão isentrópica relaxada pode também ser configurada para ajustar o choque terminal 77 de modo tal, que seja produzida uma região 85 de compressão relaxada. Por este motivo, o intenso gradiente de velocidade na região radial externa pode gerar a região 85 de distorção de fluxo. De acordo com modalidades da invenção, o desvio 58 pode ser estruturado e arranjado para se separar o pior da distorção de fluxo interna à entrada 54 conforme mostrado como região 87. Esta região 87 pode incluir distorções de fluxo introduzidas pela interseção do choque inicial 75 com o choque terminal 77. Além disso, a região 87 pode incluir uma distorção de fluxo criada pela borda de capota 60 abrupta que pode produzir uma distorção de fluxo desfavorável na presença de fluxo cruzado; quando o veículo sofre um ângulo de derrapagem ou ângulo de ataque significativo, por exemplo, ou quando o veículo é submetido a ventos cruzados intensos enquanto estiver operando no chão.

Mais especificamente, o desvio 58 opera para dividir do fluxo distorcido na região 87 no desvio 58 formando um fluxo de desvio 82 que é separado do fluxo principal 80 pelo divisor 68. O divisor 68 impede que o fluxo de desvio 82 e as suas distorções de fluxo inerentes atinjam a maquinaria turbo sensível. O fluxo principal resultante 80 pode então apresentar um fluxo mais uniforme que pode proporcionar benefícios significativos à vida útil do motor e fatores de manutenção do motor e margens melhoradas de estabilidade de ventilador e de compressor. O perfil do fluxo principal 80 pode também beneficiar o desempenho do motor proporcionando um aumento em recuperação de pressão que resulta da remoção do fluxo mais distorcido e de pressão inferior encontrado na região 87. O difusor subsônico 73 pode ser configurado para retardar ainda mais o fluxo principal 80 em um fluxo subsônico adequado para uso pelo motor. Além disso, a borda dianteira rombuda 68a do divisor de desvio 68 pode ser configurada para se acoplar favoravelmente com a borda de capota 60 para produzir um perfil de distorção de fluxo reduzido para o motor, análogo a uma entrada subsônica tradicional.

O desvio de nacele 58 pode também prover a eliminação de defeitos de fluxo residuais descontínuos ou instabilidãdes de fluxo temporárias, tais como perfis de bloqueio que resultam da separação do fluxo ou de choques secundários dentro da área de borda de capota. O desvio 58 pode funcionar para eliminar o acoplamento de ressonância entre as características de fluxo radial de ponta e o associado com camadas limítrofes do corpo central que poderíam, caso contrário, criar instabilidades adversas e intensas, tais como o zumbido na entrada e outros tipos de ressonância.

De acordo com modalidades da invenção, a entrada 54 pode capturar o choque inicial cônico ou oblíquo 75 dentro do plano de admissão da entrada 54. A captura do choque cônico 75 pode ser efetuada ou por uma extensão ou movimento à frente da capota ou por dimensionamento da entrada até um número de Mach ligeiramente abaixo do ponto projetado. Embora o choque cônico 75 capturado tipicamente possa introduzir instabilidades de fluxo em grande escala proveniente da interação entre o choque cônico e a camada limítrofe imediatamente atrás da borda de capota, o desvio 58 pode ser configurado de modo tal, que o choque cônico 75 pode ser capturado sem produzir um impacto significativo sobre o fluxo principal 80. Por este motivo, o desvio de nacele 58 proporciona um mecanismo de separação, isolamento e eliminação para os defeitos de fluxo resultantes espaciais e temporais produzidos por captura de choque cônico, não afetando de modo significativo o trajeto de fluxo principal 80.

Voltando à Figura 7A, a entrada 54 inclui suportes 70 e suportes 72 configurados para estabilizar a estrutura integral da entrada 54. A Figura 8 ilustra uma vista plana da entrada 54 na Figura 7A olhando-se na direção do fluxo de ar na face da entrada 54.

Conforme será compreendido pelos versados na técnica, a borda dianteira aguçada da borda de capota 60 proporciona características de arrasto e intensidade de choque inferiores a velocidades supersônicas quando comparadas a uma configuração que emprega uma borda de capota mais rombuda. No entanto, os projetos da entrada com a borda de capota aguda frequentemente produzem uma distorção de fluxo desfavorável na presença de fluxo cruzado, tal como quando o veículo está voando com um ângulo de derrapagem ou ângulo de ataque significativo ou quando ele é submetido a ventos cruzados intensos enquanto está operando no chão. A distorção de fluxo elevada dentro do difusor subsequentemente entra no motor, reduzindo o desempenho e consumindo as margens de estabilidade operacional do motor. Incluindo-se o divisor interno e o desvio 58, podem ser mitigados os efeitos prejudiciais durante a operação a baixa velocidade. Conforme será discutido com mais detalhes abaixo, a borda dianteira rombuda do divisor interno 68 se acopla favoravelmente com a borda da capota 60 aguda para produzir um perfil de distorção de fluxo reduzida para a face do motor mesmo a baixa velocidade ou em condições estáticas. Na verdade a borda de capota aguda 60 e a borda dianteira rombuda 68 funcionam em conjunto para criar uma entrada virtual a baixa velocidade que produz um fluxo de baixa distorção, de modo análogo ao de uma entrada subsônica tradicional.

As Figuras 9A e 9B mostram vistas em perspectiva da entrada 54 com a superfície externa da entrada 54 desenhada como sendo transparente, de modo que podem ser claramente vistos os suportes internos 72 do desvio 58. A Figura 9C ilustra uma outra vista em plano da entrada 54 nas Figuras 7A, 8 e 9A-B com a face do motor mostrada na parte de trás da entrada 54. Conforme mostrado na Figura 9C, o ventilador de motor 53 do motor 52 pode ser visto na borda dianteira 68 do divisor interno. O desvio 58 é mostrado fora do ventilador 53 do motor 52, de modo tal que o fluxo de desvio 82 pode correr ao redor do motor 52.

Novamente com reivindicação à borda dianteira 68 rombuda do divisor interno, as condições operacionais típicas de baixas velocidades de voo ou estáticas produzem caracter!sticas de fluxo desfavoráveis para bordas de capota agudas tais como a borda de capota 60. No entanto, a borda de guia rombuda 68 do divisor se acopla favoravelmente com a borda de capota 60 aguda para produzir um perfil de distorção reduzida de fluxo para a face do motor mesmo em condições de baixa velocidade ou estáticas. A Figura 10A ilustra uma solução dinâmica de fluidos computacional (CFD) para uma condição estática ou de baixa velocidade. Conforme mostrado na Figura 10A, o fluxo em condições de baixa velocidade ou estáticas produz uma grande região de fluxo recirculante diretamente sob a borda de capota 60. Conforme será compreendido pelos versados na técnica, tais condições de fluxo recirculante produziría um desempenho desfavorável do motor se os efeitos agravantes de distorção da região de fluxo recirculante atingirem a face do motor. A borda dianteira rombuda 68 produz um fluxo mais suave apertado contra a superfície interna do divisor interno. Conforme mostrado na Figura 10A, o fluxo suave escorre da borda de capota 60 e corre sobre a região de fluxo recirculante antes de encontrar a borda dianteira do divisor 68. A borda dianteira 68 então captura o fluxo recirculante entre as duas bordas dianteiras 60 e 68, permitindo que o fluxo para a face do motor apresente um perfil de distorção baixa.

A Figura 10B ilustra este perfil de baixa distorção lançando em gráfico o componente axial da velocidade do fluxo pela distância radial do centro da nacela em um local imediatamente à frente do plano de entrada no motor. O fluxo 80 no trajeto principal apresenta um perfil de distorção geral baixo, conforme se pode ver pelo motor a baixa velocidade. Conforme será compreendido pelos versados na técnica, sem o divisor interno para separar o fluxo, a borda aguda da borda de capota 60 introduziría uma distorção significativa na face do motor. O fluxo 82 no trajeto de desvio é representado com uma velocidade negativa à medida que o ar é puxado para frente através do desvio 58 de trás do motor. Novamente conforme será compreendido pelos versados na técnica, as margens de estabilidade da máquina e um aumento do desempenho aumentam proporcionalmente com as reduções em distorção. Além disso, a distorção menor de fluxo pode ser usada para eliminar a exigência típica de admissões auxiliares a baixa velocidade atenuadoras de distorção, reduzindo assim a complexidade da entrada supersônica 54.

A Figura 11A ilustra uma solução CFD para uma entrada de acordo com as modalidades da invenção a uma velocidade projetada de Mach 1,7. A uma velocidade de voo elevada, o divisor interno pode ser configurado para aumentar o benefício de desempenho da tecnologia de entrada de compressão isentrópica relaxada. A compressão relaxada isentrópica na entrada permite uma redução significativa no ângulo de capota e do arrasto e intensidade de choque associados. Mas este benefício é contrabalançado por uma redução na pressão total criada por um gradiente de velocidade desfavorável, gerado pela superfície de compressão 66, nas bordas radiais externas do fluxo arrastado. Este gradiente de velocidade produz um perfil de distorção intensa de fluxo no interior do difusor que tem um impacto adverso sobre o desempenho do motor e sobre as margens de estabilidade à medida que o fluxo distorcido é ingerido pelo motor. Embora alguns motores possam ser configurados para lidar com estes gradientes de velocidade radial, o posicionamento do divisor de desvio 68 pode ser configurado para separar o fluxo radial externo que contém o gradiente de velocidade dramático, da corrente de fluxo principal a uma velocidade de voo elevada ou a velocidades supersônicas impedindo que o fluxo distorcido atinja e afete o motor.

A Figura 11B ilustra o perfil de fluxo a velocidade de projeto a Mach 1,7 lançando em um gráfico o componente axial da velocidade do fluxo pela distância radial do centro da nacele em uma localização imediatamente à frente do plano de entrada do motor. Durante o voo supersônico, o padrão de distorção radial externo grave 82 produzido pela superfície de compressão pode ser confinado principalmente ao trajeto de desvio ao redor do motor. O fluxo 80 segue o trajeto primário até a face de motor, ilustrando um perfil de fluxo em geral suave dentro da corrente de fluxo 80 entrando na maquinaria turbo. Conforme será compreendido pelos versados na técnica, o resultado é um aperfeiçoamento

em recuperação	de	pressão	total	na	face	do	motor e	um
aumento em desempenho de motor	e	de	margens	de
estabilidade.
A Figura	11C	ilustra	uma	solução	de	dinâmica	de

fluidos computacional (CFD) em cores Mach para uma entrada 11 na Figura 1 empregando um projeto de compressão isentrópica relaxada e uma concentração de choque na borda, com uma borda de capota disposta de tal modo que o choque cônico não é capturado pela entrada. A Figura 11D ilustra uma solução de dinâmica de fluidos computacional (CFD) em cores Mach para uma entrada 54 na Figura 5 de acordo com uma modalidade da invenção. Tal como ocorre com a entrada 11, a entrada 54 emprega um projeto de compressão isentrópica relaxada. No entanto, a entrada 43 inclui um ângulo de capota próximo de zero e é configurada para capturar o choque cônico para dentro da entrada. As Figuras 11C e 11D representam entradas dimensionadas para um motor do tipo turbofan apresentando aproximadamente 15.000 lbf de impulso máximo de decolagem e uma relação de fluxo moderada de ventilador para compressor de 3. Essas áreas do campo de fluxo perturbado por menos de 0,01 unidades de número de

Mach a partir do valor do número Mach de corrente livre são representadas em cor branca nas duas Figuras 11C e 11D.

Em comparação, a entrada 54 na Figura 11D apresenta uma região de perturbação de choque muito reduzido 510 devido à capota de ângulo zero e à captura de choques cônicos. Isto pode ser facilmente observado comparando-se a região de perturbação de choques 310 na Figura 11C e a região de perturbação de choques 510 na Figura 11D. Na Figura 11C, uma região grande 310 de perturbação é mostrada estendendo-se e afastando-se de grande parte da superfície da nacele à frente. Isto indica que o choque na capota 320, na Figura 11C é muito mais intenso do que o choque na capota 520, na Figura 11D. O choque na capota 320 intenso se propagará afastando-se da nacele e se fundirá eventualmente com os choques gerados pela estruturada nave. Na Figura 11D, no entanto, uma perturbação de choque na capota relativamente delgada 510 se estende afastando-se somente da ponta extrema da nacele na adjacência da borda de capota de ângulo zero. Isto indica um choque na capota 520 muito mais frado que contribuirá menos para a assinatura do boom sônico geral.

Também ilustrada nas Figuras 11C e 11D, a redução em transbordo pode ser observada para a entrada 54 em comparação com a entrada 11. Conforme será observado pelos versados na técnica, o transbordo de fluxo 530 mostrado na Figura 11D para a entrada 54 é significativamente inferior à pequena quantidade de transbordo de fluxo 330 observado na Figura 11C par a entrada 11. Mais especificamente, a Figura 11D mostra um transbordo mínimo na proximidade da borda de capota, indicado por uma intensidade de choque na capota significativamente reduzida. Para a entrada 54, estas reduções em intensidade de choque reduzem diretamente a contribuição da entrada para uma assinatura de boom sônico para a aeronave supersônica que emprega a entrada 54. Conforme será observado pelos versados na técnica, a captura dos choques cônicos funciona para praticamente eliminar o transbordo de fluxo 530 e sua contribuição relacionada para a intensidade de choque. Além disso, a ausência de qualquer perfil de capota significativo (devido ao ângulo de capota zero) praticamente elimina o choque na capota e o arrasto de capota. A redução em transbordo de fluxo 530 também reduz o arrasto.

A Figura 11D também ilustra a distorção de fluxo que é separado e isolado da face do motor. Conforme foi discutido acima, o ângulo de capota igual a zero ou substancialmente iguala zero e a captura de choques cônicos e terminais pode introduzir distorções de fluxo localizadas na região radial externa da entrada. Embora o divisor de desvio não seja mostrado na Figura 11D, a distorção de fluxo 540 adjacente à borda de capota e a superfície externa das paredes do difusor ilustra as características adversas de fluxo que poderiam ser prejudiciais à operabilidade, desempenho e vida útil das pás do ventilador na face do motor. Conforme foi discutido acima, estas características de fluxo adversas podem ser separadas e isoladas pelo desvio 58.

desvio pode também proporcionar uma atenuação significativa das propriedades de fluxo dinâmico produzidas pelo projeto de entrada e das características tradicionalmente consideradas como indesejáveis. A entrada supersônica, por exemplo, é tipicamente construída para posicionar o choque inicial cônico ou o oblíquo na entrada fora da borda de capota no ponto supersônico de projeto. Esta técnica de se projetar resulta em um aumento do transbordo de fluxo e de arrasto, mas é geralmente considerado necessário para se evitar uma dinâmica de fluidos inaceitável devido à ingestão do choque inicial.

Tal ingestão pode produzir uma região de fluxo separada do lado interno da carenagem que inicia oscilações de fluxo de alta amplitude nocivas a uma operação segura do motor e danificando potencialmente a estrutura da entrada. Segregando-se o fluxo radial externo (aquele fluxo afetado pelo direcionamento do choque cônico inicial para o interior da borda de capota), o divisor 68 na Figura 7A protege o trajeto de fluxo principal à face do motor. Por este motivo, a corrente de desvio em grande volume pode proporcionar uma zona independente, separada do trajeto de fluxo principal que pode servir para desacoplar e tamponar a mecânica de comunicações de fluxo que, caso contrário, acionariam uma oscilação dos choques ingeridos.

Com referência novamente às Figuras 7A, 8 e 9A-C, o desvio 58 propriamente dito pode ser empregado para se manipular a carga estrutural que se incumbe das tarefas tipicamente atribuídas a uma parede externa de nacele. Mais especificamente, suportes 72 no desvio 58 da entrada 54 podem ser configurados para acoplar o divisor 68 à parede externada nacele usando-se uma estrutura em material compósito de parede delgada, por exemplo. Um tal arranjo pode ser usado para produzir uma estrutura de nacele rígida, resistente e leve, maximizando-se ao mesmo tempo o volume interno da nacele, o que pode ser então usado para administrar o fluxo de desvio. Os suportes na corrente de desvio podem também ser usados para ajustar a direção e a quantidade do fluxo de ar dependendo das características de bloqueio locais dentro da região do desvio. A caixa de engrenagens, por exemplo, poderia bloquear completamente uma porção circunferencial e radial da região de baixo da corrente de desvio. Os suportes do desvio no módulo de entrada podem ser usados para produzir a bifurcação do fluxo de desvio arrastado ao redor do bloqueio da caixa de engrenagens. Um outro conjunto de suportes na traseira na nacele poderia ser usado para redirecionar o fluxo de volta para um padrão mais uniforme circunferencialmente quando estiver atrás da caixa de engrenagens.

A Figura 12 ilustra esquematicamente uma vista em seção transversal de um bocal 100 com um trajeto de desvio 101 de acordo com uma modalidade da invenção. A Figura 13 ilustra uma vista em plano do bocal 100, olhando-se a montante do fluxo da parte de trás do bocal. O bocal 100 pode ser configurado para expelir o fluxo principal 102 do motor e do fluxo de desvio 104. 0 fluxo principal 102 e o fluxo de desvio 104 são separados por uma parede de desvio 106. O bocal também inclui uma borda traseira 108 na parede de desvio 106 e uma borda traseira 110 na superfície externa do bocal 100. Os suportes 112 podem ser configurados para acoplar a parede externa do bocal 100 com a parede de desvio 106. Tal como ocorre com os suportes na entrada, os suportes no trajeto de desvio do bocal podem ser construídos de materiais compósitos, como exemplo, e configurados para reforçar o bocal, produzindo uma estrutura rígida, resistente e leve.

As Figuras 14A e 14B mostram vistas em perspectiva do bocal 100 com a superfície externa do bocal 100 desenhada como sendo transparente, de modo tal, que os suportes internos 112 do desvio 101 possam ser claramente visíveis. A parede externa da nacele pode ser construída usando-se técnicas de construção de paredes delgadas com materiais compósitos usando as dimensões e a disposição dos suportes para o enrijecimento estrutural. Dentro da porção traseira do bocal, conforme mostrado nas Figuras 13, 14A e 14B, os suportes 112 podem ser configurados tendo uma espessura variável projetada para controlar a expansão de eliminação do fluxo 104 no desvio 101. Isto pode permitir que o desvio 101 tenha o formato ajustado na porção traseira do bocal fazendo-se variar circunferencialmente a espessura do suporte 112, controlando as exigências de expansão de escape com base nas condições de fluxo local, tais como a pressão em fluxo, e fluxo de massa, no bocal. Tal como se procedeu com a corrente principal 102, as exigências de expansão de fluxo de escape para o fluxo de desvio 104 são determinadas pelo desempenho desejado e pelas características do boom sônico: o fluxo de escape é geralmente totalmente expandido nas condições projetadas para maximizar o impulso e para minimizar a perturbação da corrente de escape do campo de fluxo externo, mas pode também ser projetado para influenciar positivamente o desempenho e as características de boom sônico da corrente de escape principal 102. O arranjo de desvio mostrado nas Figuras 14A-B pode maximizar o uso de superfícies lineares para simplificar a fabricação. Os suportes 112 podem ser construídos, por exemplo, usando-se superfícies lineares ao passo que a espessura dos suportes 112 pode ser ajustada para produzir as características desejadas de expansão com base nas condições de fluxo locais.

A Figura 15 ilustra uma solução CFD à velocidade de corrente livre de Mach 1,7 do trajeto de fluxo interno e região de fluxo externo para um projeto convencional de bocal conforme pode ser encontrado em um motor turbofan militar de impulso específico alto de aproximadamente 11.000 lbf de classe de impulso de decolagem máximo (não de combustão retardada). A nacela e o bocal tradicionalmente configurados da Figura 15 produzem um ângulo grande de bocal em cauda de barco devido à redução em diâmetro externo à medida que a nacela se aproxima da borda traseira do bocal. A nacele tradicionalmente configurada é mostrada na figura para produzir um ventilador de expansão externo extenso e um re-choque intenso subsequente devido os ângulos de virada agudos e íngremes nas superfícies exteriores do bocal.

A Figura 16 ilustra uma solução CFD à velocidade de corrente livre de Mach 1,7 do trajeto de fluxo interno e da região de fluxo externo para o bocal mostrado na Figura 12. A solução é consistente com um ciclo de motor do tipo turbofan convencional apresentando aproximadamente 15.000 lbf de impulso de decolagem máximo e uma relação moderada de fluxo de ventilador para compressor de 3. O formato geométrico do desvio ilustrado nas Figuras 12, 13 e 14A-B, pode ser configurado para permitir uma correspondência maior entre os diâmetros do bocal e o máximo da nacele, permitindo o projeto geral da nacele que se tenha um melhor caráter aerodinâmico externo da nacele e um ângulo de bocal em cauda de barco reduzido e, portanto, uma expansão mais fraca e regiões de re-choque mais fracas. Por este motivo, uma nacele, de acordo com as modalidades da invenção pode apresentar uma redução geral na sua contribuição à assinatura de boom sônico de veículo a velocidades de voo supersônicas minimizando ao mesmo tempo, ou eliminando totalmente, o impacto de arrasto que resulta de uma nacele maior necessária para incorporar o sistema de desvio.

A Figura 17 ilustra uma solução CFD à base de Mach para o fluxo 104 ao redor de um suporte de desvio de bocal 112 mostrado ns Figuras 12, 13 e 14A-B para as condições de projeto de Mach 1,7. A imagem de solução indica um recorte de uma porção em cunha da região integral anular de fluxo com um corte em seção transversal de um suporte de desvio. A análise CFD ilustra a idéia de se controlar a área do gargalo por meio de um aumento circunferencial dos suportes de desvio, proporcionando um posicionamento de linha de estrangulamento estável e características de expansão e fluxo de massa exigidas. A Figura 17 indica a localização da linha de estrangulamento do bocal de desvio 120. A análise CFD também indica que os suportes de desvio 112 mostrados nas Figuras 12, 13 e 14A-B têm um impacto desprezível sobre as características do fluxo de eliminação. Além de proporcionar um desempenho estrutural, a espessura do suporte, mostrado na Figura 17, pode ser usada para controlar a expansão do fluxo de escape 104 através do desvio do bocal.

A Figura 18 ilustra esquematicamente uma seção radial de 2 graus do bocal 100 mostrado nas Figuras 12, 13, e 14AB. As forças com base em momento e com base em pressão na superfície foram extraídas de soluções CFD viscosas a uma corrente livre de Mach 1,7 consistente com o motor 52 mostrado na Figura 5 operando em condições projetadas. A soma total das forças axiais para esta configuração foi determinada como sendo de 26.040 lbf, resultando em uma força de propulsão líquida para o sistema de propulsão para satisfazer a exigência de impulso de voo de veículo supersônico.

Deve ficar subentendido que uma nacele de acordo com uma modalidade da invenção pode ser configurada para usar somente a quantidade de fluxo de desvio necessária para minimizar as características de choque até um nível aceitável conservando ao mesmo tempo um desempenho adequado do sistema de propulsão. Tal abordagem de projeto a uma configuração de nacele pode equilibrar diversas características de projeto, tais como exigências de boom sônico número de Mach do proj eto, tamanho do veículo, exigências de integração de propulsão, tipo de motor, exigências de desempenho de missão e problemas de complexidade mecânica. Dependendo da aplicação prevê-se que as configurações de naceles que empregam desvio podem mesmo fazer desviar um fluxo que excede o do fluxo principal. Uma nacele de acordo com as modalidades da invenção poderíam fazer desviar, por exemplo, até 160 por cento do fluxo principal.

O projeto de desvio pode ser usado para minimizar as e perdas totais de pressão ao longo do comprimento do trajeto de fluxo. Os suportes de desvio na entrada e no bocal podem ser dispostos estrategicamente e terem um formato adequado para guiar o fluxo que entra ao redor de grandes regiões de bloqueio ocupadas por equipamento externo de motor, tal como a caixa de engrenagem e entre estas regiões. Além disso, alguns projetos de montagem de motores tradicionais tais como vigas de guindastes de trama sólida, podem ser redesenhados e abertos para permitir a passagem de fluxo adicional. Pode também ser feito uso de uma pele de casco duro sobre regiões de distribuição pesada do equipamento externo de motor, para reduzir perdas de fluxo e para proteger componentes sensíveis externos do motor.

Cogita-se também que os benefícios do desvio possam ser maximizados com o uso de construção de nacele com paredes delgadas trocando-se técnicas de projetos estruturais convencionais por emprego de suportes de desvio 72 e 112, por exemplo, como elementos críticos estruturais. Esta técnica proporciona uma área interna maior para o trajeto de fluxo, um potencial de difusão maior, velocidades locais inferiores, e menos perda de pressão. Na verdade um projeto interno cuidadoso do desvio pode evitar oportunidades para o aparecimento de um estrangulamento local à frente do bocal que poderia levar a um arrasto por impacto excessivo, um desempenho precário do bocal e características de bombeamento de fluxo não deterministas.

O peso estrutural adicional em que normalmente não se .5 incorrería como aumento do diâmetro de uma nacele convencional pode ser minimizado para o conceito de desvio de alto fluxo com o uso criterioso de material compósito (para ajudar na técnica de construção de paredes finas), de projeto e disposição de suportes e com uma quantidade reduzida de componentes devido a uma redução d complexidade do sistema mecânico (eliminação de admissões auxiliares de baixa velocidade, por exemplo, normalmente usadas para controle de distorções).

Além disso, a zona de desvio pode também ser utilizada como uma região tampão entre a parede externa da nacele e a superfície do motor. Isto tem implicações quando se integra a nacele à estrutura da aeronave. A interferência adversa pode ser reduzida quando o formato da parede externa ao longo do comprimento da nacele é ajustado de um modo tridimensional de acordo com as características locais de fluxo na proximidade da estrutura da aeronave. Esta capacidade de se justar o formato da parede é melhorada à medida que aumenta a profundidade entre a parede externa e a superfície do motor, produzindo uma área e um volume adicionais com os quais operar. A corrente de desvio proporciona esta profundidade adicional ao longo do comprimento do trajeto defluxo, aumentando as oportunidades para a formatação tridimensional, localizada, ajustada da superfície da nacele.

As descrições acima das modalidades específicas da invenção conforme definidas pelas reivindicações abaixo, incluindo as modalidades preferidas, são apresentadas para fins de ilustração e descrição. Elas não se destinam a ser 10 exaustivas nem a limitar a invenção às formas precisas descritas. Obviamente, muitas modificações e variações são possíveis levando-se em conta os ensinamentos cima adequados a usos específicos.

Claims

REIVINDICAÇÕES

1. Bocal supersônico (56, 100) para um sistema de propulsão supersônico compreendendo um motor (52), um desvio (58) e uma caixa de engrenagens criando um bloqueio de caixa de engrenagens no desvio (58), o bocal supersônico compreendendo:

uma parede externa, uma parede de desvio (106) disposta na parede exterior e configurada para separar um fluxo de ar dentro da parede externa em uma parte do fluxo principal (102) e uma parte de fluxo de desvio (104), a parte do fluxo principal (102) em uso recebida do motor supersônico (52) e a parte do fluxo de desvio em uso recebida do desvio (58) , o bocal (56, 100) sendo configurado para escape do fluxo principal (102) e do fluxo de desvio (104);

caracterizado pelo fato de que um conjunto de suportes (112) configurado para acoplar a parede exterior com a parede do desvio (106), o conjunto de suportes (112) configurado para adequar uma direção da parte de fluxo de desvio (104), a saber redirecionar a uma velocidade de cruzeiro supersônica predeterminada, fluxo de desvio, bifurcado em torno do bloqueio de caixa de engrenagens, de volta para um padrão substancialmente circunferencialmente uniforme atrás da caixa de engrenagens.

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112) está configurada para controlar a expansão de um sistema de escape do motor supersônico e/ ou o conjunto de suportes (72, 112) é construído utilizando superfícies lineares.

2. Bocal supersônico (56, 100), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o conjunto de suportes (72, 112) compreende composto ou outro material leve para proporcionar rigidez estrutural ao bocal supersônico (56, 100) e/ ou uma espessura dos suportes (72,

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3/6 (58, 101) e uma entrada (54) definida por porções frontais da parede exterior e da parede de desvio, a entrada (54) configurada para desacelerar um fluxo de ar de entrada para uma velocidade compatível com o motor (52).

7. Nacele supersônica de baixo choque (50), de acordo com a reivindicação 6, caracterizada pelo fato de que a entrada compreende:

uma borda de condução (64) configurada para gerar uma primeira onda de choque (90) ;

uma superfície de compressão (66) posicionada a jusante da borda de condução (64) e tendo pelo menos uma seção curvada configurada para gerar compressão; e uma borda de capota (60) em uma capota espacialmente separada da superfície de compressão (66) de modo que a borda de capota (60) e a superfície de compressão (66) definem uma abertura de entrada para receber um fluxo supersônico;

em que a superfície de compressão (66) é configurada para gerar uma segunda onda de choque (92) que, durante a operação de entrada (54) em uma velocidade de cruzeiro predeterminada, se estende desde a superfície de compressão (66) para cruzar a primeira onda de choque (90) em um ponto adjacente à borda da capota (60).

8. Nacele supersônica de baixo choque (50), de acordo com a reivindicação 7, caracterizada pelo fato de que a compressão gerada pela seção curva compreende uma série de linhas de Mach, onde, durante a operação da entrada (54) na velocidade de cruzeiro predeterminada, pelo menos uma

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3. Bocal supersônico (56, 100), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o conjunto de suportes (112) controla um montante de fluxo de ar, dependendo das características de bloqueio local dentro da parte de fluxo de desvio (72, 104); e em que o conjunto de suportes (112) conforma a parte de fluxo de desvio em torno de bloqueios internos criados por uma caixa de engrenagens do motor supersônico (52).

4/6 pluralidade de linhas de Mach não focalizam o ponto adjacente à borda de capota (60).

9. Nacele supersônica de baixo choque (50), de acordo com qualquer uma das reivindicações 6 a 8, caracterizada pelo fato de que a parte de fluxo de desvio (82, 104) recebe e capta uma região de distorção de fluxo criada pela entrada (54).

10. Nacele supersônica de baixo choque (50), de acordo com qualquer uma das reivindicações 6 a 9, caracterizada pelo fato de que inclui ainda um difusor (73) , que recebe a parcela do fluxo principal (80) e proporciona um fluxo subsônico para o motor (52).

11. Nacele supersônica de baixo choque (50), de acordo com qualquer uma das reivindicações 6 a 10, caracterizada pelo fato de que o aumento da distância entre a parede exterior e o motor (52) aumenta as chances de formação tridimensional localizada, adaptada da parede exterior e/ ou o desvio (85, 101) atenua as instabilidades no fluxo de entrada na entrada (54).

12. Nacele supersônica de baixo choque (50), de acordo com qualquer uma das reivindicações 6 a 11, caracterizada pelo fato de que as partes da frente da parede externa e a parede de desvio compreendem bordas de condução aerodinamicamente acopladas (60, 68) em uma velocidade de vôo baixa configurada para gerar uma região de fluxo de recirculação interna imediatamente depois da borda de condução (60) da parede exterior; e em que a região de fluxo de recirculação interna gera uma superfície suavemente curva virtual aerodinâmica que

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4. Bocal supersônico, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 3, caracterizado pelo fato de que a parede exterior compreende uma borda de fuga (110) , que define uma saída de área da seção transversal do bocal supersônico (56, 100) e/ ou a parede exterior compreende uma construção composta de parede fina.

5/6 reduz o fluxo a jusante de separação e distorções dentro da parte de fluxo principal conduzindo ao motor (52).

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

viajar a uma velocidade supersônica predeterminada, receber um fluxo supersônico em uma entrada (54) tendo uma superfície de compressão (66), um divisor de by-pass (68) e uma borda de capota (60) , a borda de capota espacialmente separada da superfície de compressão;

dividir um fluxo subsônico em uma parte de fluxo principal (80, 102) e uma parte de fluxo de desvio (82, 104), em que a porção de fluxo de desvio recebe e capta uma região de uma distorção de fluxo criada pela entrada;

difundir a parte de fluxo principal (80, 102) com um difusor (73) para uma velocidade predeterminada adequada para um motor (52);

expandir a parte de fluxo principal (80, 102) após a parte do fluxo principal (80, 102) deixar o motor (52) e atingir um bocal (56, 100); e caracterizado pelo fato de que usa o bocal (56, 100) como definido na reivindicação 1 compreendendo suportes (112) no fluxo de desvio para adequar a direção do fluxo de ar dependendo das características de bloqueio local dentro da região de desvio, a saber direcionar a parte de fluxo de desvio (82, 104) em um padrão circunferencialmente uniforme antes do escape através do bocal (56, 100).

14. Método, de acordo com a reivindicação 13, caracterizado pelo fato de que inclui ainda:

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5. Bocal supersônico (56, 100), de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 4, caracterizado pelo fato de que o bocal supersônico (56, 100) aumenta a parte de fluxo de desvio (82, 104) para maximizar um impulso do motor supersônico (52) e minimizar uma assinatura de boom sônico gerada por escape da parte do fluxo principal (80, 102).

6. Nacele supersônica de baixo choque (50) caracterizada pelo fato de que compreende:

um bocal supersônico (56, 100) como definido em qualquer uma das reivindicações 1 a 5 sendo configurado para acelerar um escape a partir do motor (52) e do desvio

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6/6 gerar uma primeira onda de choque (90) a partir de uma borda de condução (64) da superfície de compressão (66) da entrada (54);

gerar uma segunda onda de choque (92) que, durante a operação da entrada uma velocidade predeterminada supersônica, se estende desde a superfície de compressão (66) para cruzar a primeira onda de choque (90) em um ponto adjacente à borda de capota (60); e gerar a compressão do fluxo supersônico por uma seção curva da superfície de compressão (66).