BR102018006273B1 - Radome para ser montado em uma aeronave, e, método para montar um radome em uma fuselagem de uma aeronave - Google Patents
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Abstract
aparelhos e métodos de radome de aeronave são descritos. em alguns exemplos, um radome (102) deve montado em uma aeronave (100). em alguns exemplos, o radome (102) inclui uma linha de molde externa (304) tendo um ângulo de fechamento (316). em alguns exemplos, o ângulo de fechamento (316) é configurado para reduzir uma área de cobertura do radome (102). em alguns exemplos, o ângulo de fechamento (316) é também configurado para reduzir uma probabilidade de fluxo de ar separado ocorrer próximo a uma porção traseira (306) do radome (102) durante um voo da aeronave (100). em alguns exemplos, o radome (102) deve ser montado na aeronave (100) em um local que reduz uma taxa de alteração de uma área em seção transversal transversa da aeronave (100).
Description
[001] Esta invenção se refere geralmente a radomes de aeronave e, mais especificamente, a aparelhos e métodos de radome de aeronave aperfeiçoados.
[002] Radomes são recintos estruturais que cobrem e/ou protegem antenas de aeronave. Por exemplo, os radomes escondem as antenas de aeronave da visão pública enquanto também protegem as antenas contra as condições ambientais (por exemplo, acúmulo de gelo). Os radomes podem ser construídos em numerosos formatos e/ou tamanhos, dependendo da aplicação de projeto particular (por exemplo, uma aeronave particular, à qual o radome deve ser montado). O tamanho, formato, e/ou local de um radome governa o fluxo de ar em torno do radome, e também influencia a distribuição de área em seção transversal transversa da aeronave à qual o radome é montado.
[003] Um radome conhecido descrito aqui causa fluxo de ar separado próximo a uma porção traseira do radome durante um voo da aeronave à qual o radome é montado. A presença de fluxo de ar separado próximo à porção traseira do radome resulta em arraste elevado sobre a aeronave, que é uma característica indesejável do projeto, de uma perspectiva aerodinâmica. Como outro exemplo, radomes conhecidos de aeronave não são montados e/ou posicionados na aeronave em um local que tem uma influência positiva sobre a área em seção transversal transversa da aeronave, quando aplicada na regra de área transsônica.
[004] Aparelhos e métodos de radome aperfeiçoados são descritos aqui. Em alguns exemplos, um radome a ser montado em uma aeronave é descrito. Em alguns exemplos descritos, o radome compreende uma linha de molde externa tendo um ângulo de fechamento. Em alguns exemplos descritos, o ângulo de fechamento é configurado para reduzir uma área de cobertura do radome. Em alguns exemplos descritos, o ângulo de fechamento é também configurado para reduzir uma probabilidade de fluxo de ar separado ocorrer próximo a uma porção traseira do radome enquanto a aeronave está em voo. Em alguns exemplos descritos, o radome deve ser montado em uma fuselagem da aeronave em um local que reduz uma taxa de alteração de uma área em seção transversal transversa da aeronave.
[005] Em alguns exemplos, uma aeronave é descrita. Em alguns exemplos descritos, a aeronave compreende um radome incluindo uma linha de molde externa tendo um ângulo de fechamento. Em alguns exemplos descritos, o ângulo de fechamento é configurado para reduzir uma área de cobertura do radome. Em alguns exemplos descritos, o ângulo de fechamento é também configurado para reduzir uma probabilidade de fluxo de ar separado ocorrer próximo a uma porção traseira do radome enquanto a aeronave está em voo. Em alguns exemplos descritos, o radome é montado em uma fuselagem da aeronave em um local que reduz uma taxa de alteração de uma área em seção transversal transversa da aeronave.
[006] Em alguns exemplos, um método é descrito. Em alguns exemplos descritos, o método compreende configurar um ângulo de fechamento de uma linha de molde externa de um radome de uma aeronave. Em alguns exemplos descritos, o ângulo de fechamento é configurado para reduzir uma área de cobertura do radome. Em alguns exemplos descritos, o ângulo de fechamento é também configurado para reduzir uma probabilidade de fluxo de ar separado ocorrer próximo a uma porção traseira do radome enquanto a aeronave está em voo. Em alguns exemplos descritos, o método compreende montar o radome em uma fuselagem da aeronave em um local que reduz uma taxa de alteração de uma área em seção transversal transversa da aeronave.
[007] A figura 1 ilustra uma aeronave de exemplo, na qual um radome de exemplo pode ser implementado de acordo com os ensinamentos desta invenção.
[008] A figura 2 é uma vista lateral de um radome conhecido tendo uma linha de molde externa que causa fluxo de ar separado próximo a uma porção traseira do radome conhecido.
[009] A figura 3 é uma vista lateral do radome de exemplo da figura 1 tendo uma linha de molde de exemplo externa que reduz uma probabilidade de fluxo de ar separado ocorrer próximo a uma porção traseira de exemplo do radome da figura 1 em relação ao radome conhecido da figura 2.
[0010] A figura 4 é uma vista em seção transversal da linha de molde externa de exemplo do radome de exemplo das figuras 1 e 3, tomada ao longo do plano longitudinal de exemplo da figura 1.
[0011] A figura 5 é uma vista em seção transversal da linha de molde externa de exemplo do radome de exemplo das figuras 1, 3 e 4, tomada ao longo do segundo plano transversal de exemplo da figura 1.
[0012] A figura 6A é um gráfico de exemplo ilustrando ângulos de fechamento de exemplo, avaliados em conexão com a configuração da linha de molde externa de exemplo do radome de exemplo das figuras 1 e 3 a 5.
[0013] A figura 6B é um primeiro mapa de fricção de revestimento de exemplo correspondente ao primeiro ângulo de fechamento de exemplo da figura 6A.
[0014] A figura 6C é um segundo mapa de fricção de revestimento de exemplo correspondente ao segundo ângulo de fechamento de exemplo da figura 6A.
[0015] A figura 6D é um terceiro mapa de fricção de revestimento de exemplo correspondente ao terceiro ângulo de fechamento de exemplo da figura 6A.
[0016] A figura 7 é um gráfico de exemplo ilustrando a área em seção transversal transversa da aeronave de exemplo da figura 1 como uma função da posição ao longo do eixo geométrico longitudinal de exemplo da aeronave.
[0017] A figura 8 é uma ampliação do gráfico de exemplo da figura 7 focando sobre a zona de influência de exemplo da figura 7.
[0018] A figura 9 é uma ampliação do gráfico de exemplo da figura 8 focando sobre a primeira área suavizada de exemplo da figura 8.
[0019] A figura 10 é um fluxograma representativo de um método de exemplo para configurar o radome de exemplo das figuras 1, 3 a 5 e 7 a 9 para integração com a aeronave de exemplo da figura 1.
[0020] Certos exemplos são mostrados nas figuras acima identificadas e descritos em detalhe abaixo. Na descrição desses exemplos, números de referência idênticos ou similares são usados para identificar os mesmos elementos ou elementos similares. As figuras não estão necessariamente em escala e certas características e certas vistas das figuras podem estar mostradas em escala exagerada ou em esquema por clareza e/ou concisão.
[0021] Os aparelhos de radome descritos aqui vantajosamente incluem uma linha de molde externa tendo um ângulo de fechamento configurado para reduzir uma área de cobertura do radome e também para manter fluxo de ar afixado e/ou reduzir uma probabilidade de fluxo de ar separado ocorrer próximo a uma porção traseira do radome durante um voo da aeronave à qual o radome deve ser montado. Os aparelhos de radome descritos aqui são também vantajosamente configurados para ser montados em uma fuselagem da aeronave em um local que reduz uma taxa de alteração de uma área em seção transversal transversa da aeronave em relação à taxa de alteração da área em seção transversal da aeronave na ausência do radome, alterando assim as características aerodinâmica relacionadas à regra de área transsônica. As vantagens acima mencionadas resultam em melhorias e/ou benefícios operacionais (por exemplo, reduzido arraste, reduzida queima de combustível, etc.) para uma aeronave implementando o radome em lugar do radome conhecido, descrito acima.
[0022] Quando usado aqui com referência a um radome, o termo “linha de molde externa” se refere à superfície externa e/ou exterior do radome. Quando usado aqui com referência a um radome e/ou uma linha de molde externa de um radome, o termo “ângulo de fechamento” se refere ao ângulo formado entre uma porção traseira da linha de molde externa de radome e uma superfície de uma fuselagem na qual o radome é montado e/ou deve ser montado.
[0023] A figura 1 ilustra uma aeronave de exemplo 100, na qual um radome de exemplo 102 pode ser implementado de acordo com os ensinamentos desta invenção. A aeronave 100 inclui uma fuselagem de exemplo 104, uma primeira asa de exemplo 106, uma segunda asa de exemplo 108, uma primeira nacela de exemplo 110, e uma segunda nacela de exemplo 112. A fuselagem 104 tem um formato geralmente cilíndrico que define um eixo geométrico longitudinal de exemplo 114 da aeronave 100. A primeira asa 106 e a segunda asa 108 são respectivamente acopladas à fuselagem 104. A primeira nacela 110 e a segunda nacela 112 são respectivamente acopladas às correspondentes da primeira asa 106 e da segunda asa 108. No exemplo ilustrado da figura 1, uma primeira superfície anular dianteira de exemplo 116 da primeira nacela 110 e/ou uma segunda superfície anular dianteira de exemplo 118 da segunda nacela 112 definem um primeiro plano transversal de exemplo 120.
[0024] O radome 102 da figura 1 cobre uma ou mais antena(s) (não visíveis na figura 1) da aeronave 100. O radome 102 é montado em uma superfície superior de exemplo 122 da fuselagem 104 em um local ao longo do eixo geométrico longitudinal 114 da aeronave 100, próximo ao local da primeira e segunda asas 106, 108 da aeronave 100 ao longo do eixo geométrico longitudinal 114, e/ou próximo ao local da primeira e segunda nacelas 110, 112 da aeronave 100 ao longo do eixo geométrico longitudinal 114. No exemplo ilustrado da figura 1, o radome 102 tem um primeiro perfil em seção transversal ao longo de um plano longitudinal de exemplo 124, e um segundo perfil em seção transversal ao longo de um segundo plano transversal de exemplo 126. O plano longitudinal 124 e o segundo plano transversal 126 do radome 102 interceptam, respectivamente, um local e/ou ponto de exemplo 128 correspondente à extensão vertical máxima (por exemplo, o ápice) do radome 102 ao longo do eixo geométrico vertical (por exemplo, o eixo geométrico z) de um sistema de coordenadas de exemplo 130 da figura 1. No exemplo ilustrado da figura 1, o segundo plano transversal 126 do radome 102 é aproximadamente coplanar em relação ao primeiro plano transversal 120 da primeira e segunda nacelas 110, 112.
[0025] Como descrito também aqui, o tamanho, formato e local do radome 102 são configurados em relação ao tamanho, formato e local da aeronave 100 e/ou das antenas da aeronave 100 com base em múltiplas disciplinas e/ou considerações de projeto de engenharia. Por exemplo, o tamanho e formato (por exemplo, uma linha de molde externa) do radome 102 da figura 1 podem ser configurados para reduzir a área de cobertura do radome 102 com base em exigências de ventilação e/ou descompressão. Em alguns exemplos, o tamanho e formato do radome 102 podem, adicionalmente e/ou alternativamente, ser configurados para reduzir a área de cobertura do radome 102 com base em exigências de espessura de revestimento, exigências de vão entre antena e radome, e/ou outras exigências de interstício estrutural para o radome 102. O tamanho e formato do radome 102 da figura 1 são ainda configurados de modo que o radome 102 mantenha fluxo de ar afixado e/ou reduza uma probabilidade de fluxo de ar separado ocorrer próximo a uma porção traseira e/ou borda traseira do radome 102 durante um voo (por exemplo, condições de cruzeiro e de descida) da aeronave 100. O radome 102 da figura 1 é também configurado com relação a uma influência de regra de área transsônica atribuível ao local do radome 102 na fuselagem 104 da aeronave 100 em relação ao local da primeira e segunda nacelas 110, 112 e/ou a primeira e segunda asas 106, 108 da aeronave 100.
[0026] A figura 2 é uma vista lateral de um radome conhecido 202 tendo uma linha de molde externa 204 que causa fluxo de ar separado próximo a uma porção traseira 206 do radome conhecido 202. No exemplo ilustrado da figura 2, o radome conhecido 202 é montado em uma superfície superior de uma fuselagem de uma aeronave (por exemplo, a superfície superior 122 da fuselagem 104 da aeronave 100 da figura 1). Um perfil longitudinal da linha de molde externa 204 do radome conhecido 202 da figura 2 é definido pela porção traseira 206 do radome conhecido 202 tendo uma borda traseira 208, uma porção dianteira 210 do radome conhecido 202 posicionada oposta à porção traseira 206 e tendo uma borda dianteira 212, e uma porção central 214 do radome conhecido 202 se estendendo entre a porção traseira 206 e a porção dianteira 210. Como mostrado na figura 2, um conjunto de exemplo de linhas de fluxo de ar organizadas 218 próximas à porção dianteira 210 e à porção central 214 do radome conhecido 202 é indicativo de fluxo de ar afixado, enquanto um conjunto de exemplo de linhas de fluxo de ar caóticas e/ou desorganizadas 220 próximas a, e/ou depois de, a porção traseira 206 do radome conhecido 202 é indicativo de fluxo de ar separado. A linha de molde externa 204 do radome conhecido 202 da figura 2, consequentemente, causa e/ou resulta na formação de fluxo de ar separado próximo à porção traseira 206 e/ou à borda traseira 208 do radome conhecido 202.
[0027] No exemplo ilustrado da figura 2, o local e a extensão do fluxo de ar separado são atribuíveis em parte a um ângulo de fechamento 216 associado com a porção traseira 206 do radome conhecido 202 em relação à superfície superior da fuselagem da aeronave à qual o radome conhecido 202 é montado. O ângulo de fechamento 216 da figura 2 é medido como o ângulo entre a superfície superior 122 e a inclinação aproximada da porção traseira 206 do radome conhecido 202 próximo à borda traseira 208 do radome conhecido 202 (por exemplo, a inclinação de uma linha de tangente interceptando a porção traseira 206 do radome conhecido 202 próximo à borda traseira 208). No exemplo ilustrado da figura 2, o ângulo de fechamento 216 é cerca de trinta e sete graus (37°). O fluxo de ar separado mostrado na figura 2 pode ocorrer durante um voo (por exemplo, condições de cruzeiro e/ou de descida) de uma aeronave (por exemplo, a aeronave 100 da figura 1) na qual o radome conhecido 202 da figura 2 é montado. A presença de fluxo de ar separado próximo à porção traseira 206 do radome conhecido 202 resulta em arraste elevado sobre a aeronave e o potencial para vibração local ou choques devido a fluxo de ar instável.
[0028] A figura 3 é uma vista lateral do radome de exemplo 102 da figura 1 tendo uma linha de molde de exemplo externa 304 que reduz uma probabilidade de fluxo de ar separado ocorrer próximo a uma porção traseira de exemplo 306 do radome 102 da figura 1 em relação ao radome conhecido 202 da figura 2. No exemplo ilustrado da figura 3, o radome 102 é montado em uma superfície superior de uma fuselagem de uma aeronave (por exemplo, a superfície superior 122 da fuselagem 104 da aeronave 100 da figura 1). Um perfil longitudinal da linha de molde externa 304 do radome 102 da figura 3 é definido pela porção traseira 306 do radome 102 tendo uma borda traseira de exemplo 308, uma porção dianteira de exemplo 310 do radome 102 posicionada oposta à porção traseira 306 e tendo uma borda dianteira de exemplo 312, e uma porção central de exemplo 314 do radome 102 se estendendo entre a porção traseira 306 e a porção dianteira 310. Como mostrado na figura 3, um conjunto de exemplo de linhas de fluxo de ar organizadas 318 próximo à porção dianteira 310, à porção central 314, e à porção traseira 306 do radome 102 é indicativo de fluxo de ar afixado. A linha de molde externa 304 do radome 102 da figura 3, consequentemente, mantém fluxo de ar afixado e/ou reduz uma probabilidade de fluxo de ar separado próximo à porção traseira 306 e/ou à borda traseira 308 do radome 102.
[0029] No exemplo ilustrado da figura 3, o fluxo de ar afixado é atribuível em parte a um ângulo de fechamento de exemplo 316 associado com a porção traseira 306 do radome 102 em relação à superfície superior da fuselagem da aeronave à qual o radome 102 é montado. O ângulo de fechamento 316 da figura 3 é medido como o ângulo entre a superfície superior 122 e a inclinação aproximada da porção traseira 306 do radome 102 próximo à borda traseira 308 do radome 102 (por exemplo, a inclinação de uma linha de tangente interceptando a porção traseira 306 do radome 102 próximo à borda traseira 308). No exemplo ilustrado da figura 3, o ângulo de fechamento 316 é cerca de dezessete graus (17°). O fluxo de ar afixado da figura 3 pode ocorrer durante um voo (por exemplo, condições de cruzeiro e/ou de descida) de uma aeronave (por exemplo, a aeronave 100 da figura 1) na qual o radome 102 da figura 3 é montado. A presença de fluxo de ar afixado e/ou a ausência de fluxo de ar separado próximo à porção traseira 306 e/ou à borda traseira 308 do radome 102 resulta em arraste reduzido na aeronave e reduz (por exemplo, elimina) a possibilidade de vibração local e choques. Assim, o ângulo de fechamento 316 do radome 102 da figura 3 provê uma melhoria operacional (por exemplo, menor arraste) à aeronave em relação ao ângulo de fechamento 216 do radome conhecido 202 da figura 2.
[0030] Um processo para configurar e/ou determinar o ângulo de fechamento 316 da linha de molde externa 304 do radome 102 das figuras 1 e 3 é ainda descrito abaixo em conexão com as figuras 6A, 6B, 6C e 6D. Em alguns exemplos, o processo para configurar o ângulo de fechamento 316 da linha de molde externa 304 do radome 102 das figuras 1 e 3 ocorre subsequentemente a, e/ou em conjunção com, um ou mais processo(s) para configurar o tamanho e formato da linha de molde externa 304 do radome 102 para reduzir a área de cobertura do radome 102, enquanto também satisfaz as exigências de espessura de revestimento, exigências de vão entre antena e radome, exigências de ventilação e/ou descompressão, e/ou outras exigências de interstício estrutural associadas com o radome 102 e/ou com uma aeronave (por exemplo, a aeronave 100 da figura 1) à qual o radome 102 das figuras 1 e 3 deve ser montado.
[0031] A figura 4 é uma vista em seção transversal da linha de molde externa de exemplo 304 do radome de exemplo 102 das figuras 1 e 3, tomada ao longo do plano longitudinal de exemplo 124 da figura 1. Como mostrado na figura 4, o radome 102 cobre uma antena dianteira de exemplo 402 e uma antena traseira de exemplo 404. A antena dianteira 402 inclui uma superfície dianteira de exemplo 406 e uma superfície superior de exemplo 408. A antena traseira 404 inclui uma superfície traseira de exemplo 410 e uma superfície superior de exemplo 412. Como descrito acima em conexão com a figura 3, o perfil longitudinal da linha de molde externa 304 do radome 102 é definido pela porção traseira 306 do radome 102 tendo a borda traseira 308, a porção dianteira 310 do radome 102 tendo a borda dianteira 312, e a porção central 314 do radome 102 se estendendo entre a porção traseira 306 e a porção dianteira 310. No exemplo ilustrado da figura 4, a porção dianteira 310 do radome 102 se estende longitudinalmente (por exemplo, ao longo do eixo geométrico x) a partir da borda dianteira 312 do radome 102 para a superfície dianteira 406 da antena dianteira 402, como indicado pela distância ilustrada “D1” da figura 4. A porção central 314 do radome 102 se estende longitudinalmente a partir da superfície dianteira 406 da antena dianteira 402 para a superfície traseira 410 da antena traseira 404, como indicado pela distância ilustrada “D2” da figura 4. A porção traseira 306 do radome 102 se estende longitudinalmente a partir da superfície traseira 410 da antena traseira 404 para a borda traseira 308 do radome 102, como indicado pela distância ilustrada “D3” da figura 4. Uma extensão longitudinal total do radome 102 é igual à soma das distâncias D1, D2 e D3 ilustradas na figura 4.
[0032] A figura 4 inclui adicionalmente uma vista em seção transversal superposta (ilustrada em tracejado) da linha de molde externa 204 do radome conhecido 202 da figura 2, tomada ao longo do plano longitudinal de exemplo 124 da figura 1. Em uma implementação conhecida do radome 202, a antena dianteira 402 e a antena traseira 404 mostradas na figura 4 são, em contraste, posicionadas como mostrado em tracejado e respectivamente indicadas por correspondentes números de referência 402' e 404'. Assim, as respectivas posições da antena dianteira 402 e da antena traseira 404 são movidas para baixo (por exemplo, mais perto à superfície superior 122 da fuselagem 104 da aeronave 100) quando implementadas em conexão com o radome 102 da figura 4 em relação às posições correspondentes da antena dianteira 402' e da antena traseira 404' quando implementadas em conexão com o radome conhecido 202 da figura 4.
[0033] O abaixamento da antena dianteira 402 e da antena traseira 404 para suas respectivas posições, como mostrado na figura 4, permite que o radome 102 seja fechado (por exemplo, por intermédio do ângulo de fechamento 316) de uma maneira que seja mais conducente a manter o fluxo de ar afixado em relação ao ângulo de fechamento 216 associado com o radome conhecido 202, que resulta em fluxo de ar separado. O abaixamento da antena dianteira 402 e da antena traseira 404 para suas respectivas posições, como mostrado na figura 4, também permite que a extensão longitudinal (por exemplo, a distância “D1”) da porção dianteira 310 do radome 102 da figura 4 seja reduzida em relação à extensão longitudinal da porção dianteira 210 do radome conhecido 202, reduzindo assim a área de cobertura do radome 102.
[0034] A figura 5 é uma vista em seção transversal da linha de molde externa de exemplo 304 do radome de exemplo 102 das figuras 1, 3 e 4, tomada ao longo do segundo plano transversal de exemplo 126 da figura 1. O segundo plano transversal 126 intercepta o ápice e/ou extensão vertical máxima (por exemplo, ao longo do eixo geométrico z) do radome 102 das figuras 1, 3 e 4. Como mostrado na figura 5, o radome 102 cobre a antena dianteira 402 da figura 4. No exemplo ilustrado da figura 5, a antena dianteira 402 inclui a superfície superior 408, uma primeira superfície lateral de exemplo 502, e uma segunda superfície lateral de exemplo 504 posicionada oposta à primeira superfície lateral 502. O radome 102 também cobre a antena traseira 404 da figura 4 (não visível na figura 5), e uma pluralidade de orelhas de afixação estruturais 506. As orelhas de afixação estruturais 506 podem afixar (por exemplo, direta ou indiretamente) uma ou mais porções do radome 102 a uma fuselagem de uma aeronave (por exemplo, a fuselagem 104 da aeronave 100 da figura 1).
[0035] Como mostrado na figura 5, um perfil transversal da linha de molde externa 304 do radome 102 é definido por uma primeira porção lateral de exemplo 508 do radome 102 tendo uma primeira borda lateral de exemplo 510, uma segunda porção lateral de exemplo 512 do radome 102 posicionada oposta à primeira porção lateral 508 e tendo uma segunda borda lateral de exemplo 514, e uma porção central de exemplo 516 do radome 102 se estendendo entre a primeira porção lateral 508 e a segunda porção lateral 512. No exemplo ilustrado da figura 5, a primeira porção lateral 508 do radome 102 se estende transversalmente (por exemplo, ao longo do eixo geométrico y) a partir da primeira borda lateral 510 do radome 102 para a primeira superfície lateral 502 da antena dianteira 402, como indicado pela distância ilustrada “D4” da figura 5. A porção central 516 do radome 102 se estende transversalmente a partir da primeira superfície lateral 502 da antena dianteira 402 para a segunda superfície lateral 504 da antena dianteira 402, como indicado pela distância ilustrada “D5” da figura 5. A segunda porção lateral 512 do radome 102 se estende transversalmente a partir da segunda superfície lateral 504 da antena dianteira 402 para a segunda borda lateral 514 do radome 102, como indicado pela distância ilustrada “D6” da figura 5. Uma extensão transversal total do radome 102 é igual à soma das distâncias D4, D5 e D6 ilustradas na figura 5.
[0036] A figura 5 inclui adicionalmente uma vista em seção transversal superposta (ilustrada em tracejado) da linha de molde externa 204 do radome conhecido 202 da figura 2, tomada ao longo de um plano transversal que intercepta o ápice e/ou extensão vertical máxima (por exemplo, ao longo do eixo geométrico z) do radome conhecido 202 da figura 2. Como mostrado na figura 5, a extensão transversal total do radome 102 (por exemplo, como definida pela soma das distâncias “D4”, “D5” e “D6”) é reduzida em relação à extensão transversal total do radome conhecido 202, reduzindo assim a área de cobertura do radome 102.
[0037] No exemplo ilustrado das figuras 4 e 5, o tamanho e formato (por exemplo, a linha de molde externa 304) do radome 102 são configurados, com base em os tamanhos, formatos e locais da antena dianteira 402, a antena traseira 404, e as orelhas de afixação estruturais 506, para reduzir a área de cobertura do radome 102 enquanto também satisfaz as exigências de espessura de revestimento, exigências de vão entre antena e radome, exigências de ventilação e/ou descompressão, e/ou outras exigências de interstício estrutural associadas com o radome 102 e/ou a aeronave (por exemplo, a aeronave 100 da figura 1) à qual o radome 102 deve ser montado. Por exemplo, as exigências de ventilação e/ou descompressão podem ditar que o radome 102 seja capaz de suportar uma quantia especificada de pressão em resposta a um evento de descompressão rápida. As exigências de espessura de revestimento podem ditar que o radome 102 tenha uma espessura de revestimento mínima de pelo menos 5,638 mm (0,222 polegada) e uma espessura de revestimento máxima de não mais que 6,194 mm (0.244 polegada) próximo à antena dianteira 402, e uma espessura de revestimento mínima de pelo menos 6,680 mm (0,263 polegada) e uma espessura de revestimento máxima de não mais que 7,239 (0,285 polegada) próximo à antena traseira 404. As exigências de vão entre antena a radome podem ditar que um vão mínimo de pelo menos 7,239 mm (0,5 polegada) deva existir entre qualquer superfície interna do radome 102 (por exemplo, uma linha de molde interna em relação à linha de molde externa 304) e qualquer superfície da antena dianteira 402 e/ou da antena traseira 404. Outras exigências de interstício estrutural podem ditar exigências de folga de interstício similares entre a superfície interna do radome 102 e outras estruturas (por exemplo, as orelhas de afixação estruturais 506 da figura 5) recobertas pelo radome 102. O radome 102 das figuras 1 e 3 a 5 é configurado de modo que a área de cobertura do radome 102 (por exemplo, como definida pelas respectivas extensões longitudinal e transversal da linha de molde externa 304) seja reduzida enquanto também satisfaça a espessura de revestimento de exemplo, interstício entre antena e radome, ventilação e/ou descompressão, e/ou exigências de interstício estrutural, discutidas acima.
[0038] Em adição à configuração do radome 102 das figuras 1 e 3 a 5 de modo que a área de cobertura do radome 102 seja reduzida enquanto também satisfaça a espessura de revestimento de exemplo, interstício entre antena e radome, ventilação e/ou descompressão, e/ou exigências de interstício estrutural discutidas acima, o ângulo de fechamento 316 do radome 102 é também configurado para manter fluxo de ar afixado e/ou reduzir uma probabilidade de fluxo de ar separado ocorrer próximo à porção traseira 306 e/ou à borda traseira 308 do radome 102 durante um voo de uma aeronave (por exemplo, a aeronave 100 da figura 1) à qual o radome 102 deve ser montado.
[0039] A figura 6A é um gráfico de exemplo 600 ilustrando ângulos de fechamento de exemplo, avaliados em conexão com a configuração da linha de molde externa de exemplo 304 do radome de exemplo 102 das figuras 1 e 3 a 5. O gráfico 600 da figura 6 ilustra um primeiro ângulo de fechamento de exemplo 602 da linha de molde externa 304, um segundo ângulo de fechamento de exemplo 604 da linha de molde externa 304, e um terceiro ângulo de fechamento de exemplo 606 da linha de molde externa 304. O primeiro ângulo de fechamento 602 é cerca de vinte e três graus (23°), o segundo ângulo de fechamento 604 é cerca de vinte graus (20°), e o terceiro ângulo de fechamento 606 é cerca de dezessete graus (17°).
[0040] A figura 6B é um primeiro mapa de fricção de revestimento de exemplo 608 correspondente ao primeiro ângulo de fechamento de exemplo 602 da figura 6A. o primeiro mapa de fricção de revestimento 608 ilustra fricção de revestimento prevista através da linha de molde externa 304 do radome 102 para um voo modelado e/ou velocidade de aeronave de cerca de Mach 0,8 (987.84 Km/h). Uma ausência de fricção de revestimento (por exemplo, um valor de fricção de revestimento de zero) no primeiro mapa de fricção de revestimento 608 é indicativa de fluxo de ar separado, enquanto uma presença de fricção de revestimento (por exemplo, um valor de fricção de revestimento diferente de zero) no primeiro mapa de fricção de revestimento 608 é indicativo de fluxo de ar afixado. Como mostrado no primeiro mapa de fricção de revestimento 608 da figura 6B, o primeiro ângulo de fechamento 602 de vinte e três graus (23°) causa fluxo de ar separado próximo à porção traseira 306 e/ou à borda traseira 308 do radome 102, como indicado pela ausência de fricção de revestimento (por exemplo, um valor de fricção de revestimento de zero) na figura 6B próximo à porção traseira 306 e/ou à borda traseira 308 do radome 102. Assim, o primeiro ângulo de fechamento 602 de vinte e três graus (23°) não é uma escolha adequada para configurar o radome 102.
[0041] A figura 6C é um segundo mapa de fricção de revestimento de exemplo 610 correspondente ao segundo ângulo de fechamento de exemplo 604 da figura 6A. O segundo mapa de fricção de revestimento 610 ilustra a fricção de revestimento prevista através da linha de molde externa 304 do radome 102 para um voo modelado e/ou velocidade de aeronave de cerca de Mach 0,8 (987.84 Km/h). Uma ausência de fricção de revestimento (por exemplo, um valor de fricção de revestimento de zero) no segundo mapa de fricção de revestimento 610 é indicativa de fluxo de ar separado, enquanto uma presença de fricção de revestimento (por exemplo, um valor de fricção de revestimento diferente de zero) no segundo mapa de fricção de revestimento 610 é indicativa de fluxo de ar afixado. Como mostrado no segundo mapa de fricção de revestimento 610 da figura 6C, o segundo ângulo de fechamento 604 de vinte graus (20°) também causa fluxo de ar separado próximo à porção traseira 306 e/ou à borda traseira 308 do radome 102, como indicado pela ausência de fricção de revestimento (por exemplo, um valor de fricção de revestimento de zero) na figura 6C próximo à porção traseira 306 e/ou à borda traseira 308 do radome 102. Embora a extensão e/ou grau do fluxo de ar separado mostrado na figura 6C não seja tão severo quanto aquele mostrado na figura 6B, o fluxo de ar separado, não obstante, existe. Assim, o segundo ângulo de fechamento 604 de vinte graus (20°), embora seja uma melhor escolha que o primeiro ângulo de fechamento 602 de vinte e três graus (23°), ainda não é uma escolha adequada para configurar o radome 102.
[0042] A figura 6D é um terceiro mapa de fricção de revestimento de exemplo 612 correspondente ao terceiro ângulo de fechamento de exemplo 606 da figura 6A. o terceiro mapa de fricção de revestimento 612 ilustra fricção de revestimento prevista através da linha de molde externa 304 do radome 102 para um voo modelado e/ou velocidade de aeronave de cerca de Mach 0,8 (987.84 Km/h). Uma ausência de fricção de revestimento (por exemplo, um valor de fricção de revestimento de zero) no terceiro mapa de fricção de revestimento 612 é indicativa de fluxo de ar separado, enquanto uma presença de fricção de revestimento (por exemplo, um valor de fricção de revestimento diferente de zero) no terceiro mapa de fricção de revestimento 612 é indicativa de fluxo de ar afixado. Como mostrado na figura 6D, o terceiro ângulo de fechamento 606 de dezessete graus (17°) mantém fluxo de ar afixado e/ou reduz uma probabilidade de fluxo de ar separado próximo à porção traseira 306 e/ou à borda traseira 308 do radome 102, como indicado pela presença de fricção de revestimento (por exemplo, um valor de fricção de revestimento diferente de zero) próximo à porção traseira 306 e/ou à borda traseira 308 do radome 102. Assim, o terceiro ângulo de fechamento 606 de dezessete graus (17°) é uma escolha adequada para configurar o radome 102. A redução substancial do ângulo de fechamento do radome 102 em relação ao terceiro ângulo de fechamento 606 de dezessete graus (17°) pode criar uma negociação negativa com relação à configuração (por exemplo, redução) da área de cobertura total do radome 102. Por exemplo, embora a implementação de um ângulo de fechamento de dez graus (10°) possa igualmente manter fluxo de ar afixado e/ou reduz uma probabilidade de fluxo de ar separado próximo à porção traseira 306 e/ou à borda traseira 308 do radome 102, a redução do ângulo de fechamento por esta extensão adversamente resulta em um aumento substancial na extensão longitudinal da porção traseira 306, e/ou a área de cobertura total, do radome 102. O aumento da área de cobertura do radome impulsiona as exigências de ventilação excessiva para mitigar a potencial falha estrutura no caso de rápida descompressão., consequentemente, a desejável ângulo de fechamento (por exemplo, o ângulo de fechamento 316 das figuras 3 e 4) da linha de molde externa 304 e/ou o radome 102 das figuras 1 e 3 a 5 é entre dezesseis graus (16°) e dezoito graus (18°), e preferivelmente cerca de dezessete graus (17°).
[0043] Em adição à configuração do tamanho e formato (por exemplo, a linha de molde externa 304) do radome 102 das figuras 1 e 3 a 5 para reduzir a área de cobertura do radome 102 com base em exigências de espessura de revestimento, exigências de vão entre antena e radome, exigências de ventilação e/ou descompressão, e/ou outras exigências de interstício estrutural do radome 102, enquanto ao mesmo tempo mantém fluxo de ar afixado e/ou a redução de uma probabilidade de fluxo de ar separado próximo à porção traseira 306 e/ou à borda traseira 308 do radome 102, o radome 102 é ainda configurado com relação a uma influência de regra de área transsônica atribuível ao local do radome 102 na fuselagem 104 da aeronave 100. A regra de área transsônica dita que o formato de uma aeronave deve se alterar em área em seção transversal tão suavemente quanto possível. A aplicação da regra de área transsônica ao projeto de uma aeronave (por exemplo, a aeronave 100 da figura 1) resulta em reduzidos níveis e/ou contagens de arraste que ocorrem em velocidades transsônicas e supersônicas da aeronave, particularmente entre Mach 0,7 e Mach 1,2 (864,36 e 14817,6 Km/h). Assim, a aplicação da regra de área transsônica ao projeto de uma aeronave pode prover melhorias e/ou benefícios operacionais para a aeronave quando está se deslocando a velocidades entre Mach 0,7 e Mach 1,2 (864,36 e 14817,6 Km/h).
[0044] A figura 7 é um gráfico de exemplo 700 ilustrando a área em seção transversal transversa da aeronave de exemplo 100 da figura 1 como uma função da posição ao longo do eixo geométrico longitudinal de exemplo 114 da aeronave 100. Uma primeira curva de exemplo 702 do gráfico 700 ilustra a área em seção transversal transversa da aeronave 100 na ausência do radome 102 das figuras 1 e 3 a 5. Uma segunda curva de exemplo 704 do gráfico 700 ilustra a área em seção transversal transversa da aeronave 100 incluindo o radome 102 das figuras 1 e 3 a 5. Uma zona de influência de exemplo 706 associada com o radome 102 é definida como a extensão longitudinal entre a borda dianteira 312 do radome 102 e a borda traseira 308 do radome 102. A figura 8 é uma ampliação do gráfico de exemplo 700 da figura 7 focando sobre a zona de influência de exemplo 706 da figura 7. Como mostrado no gráfico 700 das figuras 7 e 8, a taxa de alteração máxima (por exemplo, a inclinação máxima) da primeira curva 702 ocorre em relação a aumentos na área em seção transversal transversa da aeronave 100 atribuíveis às nacelas (por exemplo, a primeira nacela 110 das figuras 1 e 7) e às asas (por exemplo, a primeira asa 106 das figuras 1 e 7) da aeronave 100.
[0045] No exemplo ilustrado das figuras 7 e 8, o local no qual o radome 102 é montado na fuselagem 104 da aeronave 100 (por exemplo, o local da zona de influência 706) em relação às nacelas e/ou às asas da aeronave é configurado de acordo com a regra de área transsônica para reduzir a taxa de alteração da área em seção transversal transversa da aeronave 100 em relação à taxa de alteração da área em seção transversal da aeronave 100 na ausência do radome 102. Por exemplo, como discutido acima em conexão com a figura 1, a primeira superfície anular dianteira 116 da primeira nacela 110 define (juntamente com a segunda superfície anular dianteira 118 da segunda nacela 112, não mostrada na figura 7) o primeiro plano transversal 120. O segundo plano transversal 126 da figura 1 intercepta o ápice e/ou extensão vertical máxima do radome 102. Como mostrado na figura 7, a extensão longitudinal do radome 102 sobrepõe o primeiro plano transversal 120, e o segundo plano transversal 126 é alinhado com, e/ou é aproximadamente coplanar em relação a, o primeiro plano transversal 120.
[0046] Pelo posicionamento do radome 102 na fuselagem 104 em relação às nacelas (por exemplo, primeira e segunda nacelas 110, 112) e/ou às asas (por exemplo, primeira e segunda asas 106, 108) da aeronave 100 da maneira acima mencionada (por exemplo, alinhando o segundo plano transversal 126 com o primeiro plano transversal 120), a posição e/ou local da zona de influência 706 associada com o radome 102 é configurada para reduzir a taxa de alteração da área em seção transversal transversa da aeronave 100 em relação à taxa de alteração da área em seção transversal da aeronave 100 na ausência do radome 102. Por exemplo, como mostrado na figura 8, a colocação do radome 102 provê alterações na inclinação da segunda curva 704 dentro da zona de influência 706, que são mais suaves e/ou mais graduais em relação às correspondentes alterações na inclinação da primeira curva 702 dentro da zona de influência 706. Tal suavização pode ser vista, por exemplo, em uma primeira área suavizada de exemplo 802 e uma segunda área suavizada de exemplo 804 do gráfico 700 da figura 8. A figura 9 é uma ampliação do gráfico de exemplo 700 da figura 8 focando sobre a primeira área suavizada de exemplo 802 da figura 8.
[0047] A configuração acima descrita do radome 102 das figuras 1 e 3 a 5 resulta em melhorias e/ou benefícios operacionais para uma aeronave (por exemplo, a aeronave 100 da figura 1) implementando o radome 102 em lugar do radome conhecido 202 das figuras 2, 4 e 5. Por exemplo, o radome conhecido 200 das figuras 2, 4 e 5 tem um comprimento máximo (por exemplo, medido ao longo do eixo geométrico x) de 300,228 cm (118,2 polegadas), uma largura máxima (por exemplo, medida ao longo do eixo geométrico y) de 133,604 cm (52,6 polegadas), e uma altura máxima (por exemplo, medida ao longo do eixo geométrico z) de 27,94 cm (11,0 polegadas). O ângulo de fechamento 216 do radome conhecido 202 das figuras 2, 4 e 5 é 37,0 graus, e a área molhada do radome conhecido 202 das figuras 2, 4 e 5 é 4,357 m2 (46,9 pés quadrados). Em contraste, o radome 102 tem um comprimento máximo (por exemplo, medido ao longo do eixo geométrico x) de 298,45 cm (117,5 polegadas), uma largura máxima (por exemplo, medida ao longo do eixo geométrico y) de 111,76 cm (44,0 polegadas), e uma altura máxima (por exemplo, medida ao longo do eixo geométrico z) de 28,19 cm (11,1 polegadas). O ângulo de fechamento 316 do radome 102 das figuras 1 e 3 a 5 é 17,0 graus, e a área molhada do radome 102 das figuras 1 e 3 a 5 é 3,76 m2 (40,5 pés quadrados). Com base nesses parâmetros respectivos do radome 102 e do radome conhecido 202, espera-se que uma aeronave implementando o radome 102 em lugar do radome conhecido 202 se beneficiará de uma redução em arraste e/ou uma redução em queima de combustível, atribuíveis ao tamanho, formato e local do radome 102.
[0048] A figura 10 é um fluxograma representativo de um método de exemplo 1000 para configurar o radome de exemplo 102 das figuras 1, 3 a 5 e 7 a 9 para integração com a aeronave de exemplo 100 da figura 1. O método 1000 da figura 10 começa com configurar uma linha de molde externa de um radome para reduzir a área de cobertura do radome enquanto também satisfaz as exigências de espessura de revestimento, exigências de vão entre antena e radome, exigências de ventilação e/ou descompressão, e/ou outras exigências de interstício estrutural associadas com o radome (bloco 1002). Por exemplo, a linha de molde externa 304 do radome 102 das figuras 1, 3 a 5 e 7 a 9 pode ser configurada para reduzir a área de cobertura do radome 102 enquanto também satisfaz as exigências de espessura de revestimento de exemplo, as exigências de vão entre antena e radome de exemplo, e as exigências de ventilação e/ou descompressão de exemplo, associadas ao radome 102 e/ou à aeronave 100 da figura 1, como discutido acima em conexão com as figuras 4 e 5.
[0049] O método 1000 da figura 10 inclui adicionalmente configurar um ângulo de fechamento da linha de molde externa do radome para reduzir a área de cobertura do radome enquanto também reduz uma probabilidade de fluxo de ar separado ocorrer próximo a uma porção traseira do radome durante um voo da aeronave (bloco 1004). Por exemplo, o ângulo de fechamento 316 da linha de molde externa 304 do radome 102 das figuras 1, 3 a 5 e 7 a 9 pode ser configurado para reduzira área de cobertura do radome 102 enquanto também reduz uma probabilidade de que fluxo de ar separado ocorra próximo à porção traseira 306 e/ou à borda traseira 308 do radome 102 durante um voo (por exemplo, condições de cruzeiro e de descida) da aeronave 100 da figura 1. Em alguns exemplos, o ângulo de fechamento pode ser configurado para ser cerca de dezessete graus (17°). Em alguns exemplos, o voo da aeronave pode incluem a velocidade de Mach 0,8 (987.84 Km/h).
[0050] O método 1000 da figura 10 inclui adicionalmente montar o radome em uma fuselagem da aeronave em um local que reduza a taxa de alteração de uma área em seção transversal transversa da aeronave (bloco 1006). Por exemplo, o radome 102 das figuras 1, 3 a 5 e 7 a 9 pode ser montado na fuselagem 104 da aeronave 100 da figura 1 em um local que reduz uma taxa de alteração da área em seção transversal da aeronave 100 em relação à taxa de alteração da área em seção transversal da aeronave 100 na ausência do radome 102. Em alguns exemplos, a extensão longitudinal do radome 102 sobrepõe a superfície anular dianteira de uma nacela (por exemplo, a primeira superfície anular dianteira 116 da primeira nacela 110 da figura 1) da aeronave 100 Quando o radome 102 é montado no local. Em alguns exemplos, a superfície anular dianteira da nacela define um primeiro plano transversal (por exemplo, o primeiro plano transversal 120 da figura 1). Em alguns exemplos, um segundo plano transversal (por exemplo, o segundo plano transversal 126 da figura 1) que intercepta um ápice do radome 102 é aproximadamente coplanar ao primeiro plano transversal quando o radome 102 é montado no local. Em seguida ao bloco 1006, o método de exemplo 1000 da figura 10 termina.
[0051] A partir do que foi dito anteriormente, será reconhecido que os aparelhos de radome descritos vantajosamente incluem uma linha de molde externa tendo um ângulo de fechamento configurado para reduzir uma área de cobertura do radome e também para manter fluxo de ar afixado e/ou reduzir uma probabilidade de fluxo de ar separado ocorrer próximo a uma porção traseira do radome durante um voo da aeronave à qual o radome deve ser montado. Os aparelhos de radome descritos aqui são também vantajosamente configurados para ser montados em uma fuselagem da aeronave em um local que reduz uma taxa de alteração de uma área em seção transversal transversa da aeronave em relação à taxa de alteração da área em seção transversal da aeronave na ausência do radome, satisfazendo assim a regra de área transsônica. As vantagens acima mencionadas resultam em melhorias e/ou benefícios operacionais (por exemplo, reduzido arraste, reduzida queima de combustível, etc.) para uma aeronave implementando o radome em lugar do radome conhecido descrito acima.
[0052] Em alguns exemplos, um radome a ser montado em uma aeronave é descrito. Em alguns exemplos descritos, o radome compreende uma linha de molde externa tendo um ângulo de fechamento. Em alguns exemplos descritos, o ângulo de fechamento é configurado para reduzir uma área de cobertura do radome. Em alguns exemplos descritos, o ângulo de fechamento é também configurado para reduzir uma probabilidade de fluxo de ar separado ocorrer próximo a uma porção traseira do radome durante um voo da aeronave. Em alguns exemplos descritos, o radome deve ser montado em uma fuselagem da aeronave em um local que reduz uma taxa de alteração de uma área em seção transversal transversa da aeronave.
[0053] Em alguns exemplos descritos, o ângulo de fechamento é cerca de 17 graus. Em alguns exemplos descritos, o voo inclui a velocidade de Mach 0,8 (987.84 Km/h).
[0054] Em alguns exemplos descritos, a extensão longitudinal do radome sobrepõe a superfície anular dianteira de uma nacela da aeronave quando o radome é montado no local. Em alguns exemplos descritos, a superfície anular dianteira da nacela define um primeiro plano transversal. Em alguns exemplos descritos, um segundo plano transversal que intercepta um ápice do radome deve ser aproximadamente coplanar ao primeiro plano transversal quando o radome é montado no local. Em alguns exemplos descritos, o radome é para cobrir uma primeira antena e uma segunda antena quando o radome é montado no local. Em alguns exemplos descritos, a segunda antena é posicionada depois da primeira antena ao longo da fuselagem da aeronave.
[0055] Em alguns exemplos descritos, a linha de molde externa do radome é também configurada para satisfazer exigências de espessura de revestimento e exigências de vão entre antena e radome.
[0056] Em alguns exemplos, uma aeronave é descrita. Em alguns exemplos descritos, a aeronave compreende um radome incluindo uma linha de molde externa tendo um ângulo de fechamento. Em alguns exemplos descritos, o ângulo de fechamento é configurado para reduzir uma área de cobertura do radome. Em alguns exemplos descritos, o ângulo de fechamento é também configurado para reduzir uma probabilidade de fluxo de ar separado ocorrer próximo a uma porção traseira do radome durante um voo da aeronave. Em alguns exemplos descritos, o radome é montado em uma fuselagem da aeronave em um local que reduz uma taxa de alteração de uma área em seção transversal transversa da aeronave.
[0057] Em alguns exemplos descritos, o ângulo de fechamento é cerca de 17 graus. Em alguns exemplos descritos, o voo inclui a velocidade de Mach 0,8 (987.84 Km/h).
[0058] Em alguns exemplos descritos, a extensão longitudinal do radome sobrepõe a superfície anular dianteira de uma nacela da aeronave. Em alguns exemplos descritos, a superfície anular dianteira da nacela define um primeiro plano transversal. Em alguns exemplos descritos, um segundo plano transversal que intercepta um ápice do radome é aproximadamente coplanar ao primeiro plano transversal. Em alguns exemplos descritos, o radome cobre uma primeira antena e uma segunda antena. Em alguns exemplos descritos, a segunda antena é posicionada depois da primeira antena ao longo da fuselagem da aeronave.
[0059] Em alguns exemplos, um método é descrito. Em alguns exemplos descritos, o método compreende configurar um ângulo de fechamento de uma linha de molde externa de um radome de uma aeronave. Em alguns exemplos descritos, o ângulo de fechamento é configurado para reduzir uma área de cobertura do radome. Em alguns exemplos descritos, o ângulo de fechamento é também configurado para reduzir uma probabilidade de fluxo de ar separado ocorrer próximo a uma porção traseira do radome durante um voo da aeronave. Em alguns exemplos descritos, o método compreende montar o radome em uma fuselagem da aeronave em um local que reduz uma taxa de alteração de uma área em seção transversal transversa da aeronave.
[0060] Em alguns exemplos descritos, o ângulo de fechamento é cerca de 17 graus. Em alguns exemplos descritos, o voo inclui a velocidade de Mach 0,8 (987.84 Km/h).
[0061] Em alguns exemplos descritos, a extensão longitudinal do radome sobrepõe a superfície anular dianteira de uma nacela da aeronave quando o radome é montado no local. Em alguns exemplos descritos, a superfície anular dianteira da nacela define um primeiro plano transversal. Em alguns exemplos descritos, um segundo plano transversal que intercepta um ápice do radome é aproximadamente coplanar ao primeiro plano transversal quando o radome é montado no local. Em alguns exemplos descritos, o radome é para cobrir uma primeira antena e uma segunda antena quando o radome é montado no local. Em alguns exemplos descritos, a segunda antena é posicionada depois da primeira antena ao longo da fuselagem da aeronave.
[0062] Em alguns exemplos descritos, o método compreende adicionalmente configurar a linha de molde externa do radome para satisfazer exigências de espessura de revestimento e exigências de vão entre antena e radome.
[0063] Ainda, a invenção compreende modalidades de acordo com as seguintes cláusulas:
[0064] Cláusula 1. Radome a ser montado em uma aeronave, o radome compreendendo: uma linha de molde externa tendo um ângulo de fechamento, o ângulo de fechamento sendo configurado para reduzir uma área de cobertura do radome e para reduzir uma probabilidade de fluxo de ar separado ocorrer próximo a uma porção traseira do radome durante um voo da aeronave, o radome a ser montado em uma fuselagem da aeronave em um local que reduz uma taxa de alteração de uma área em seção transversal transversa da aeronave.
[0065] Cláusula 2. Radome de acordo com a cláusula 1, em que o ângulo de fechamento é cerca de 17 graus.
[0066] Cláusula 3. Radome de acordo com qualquer uma das cláusulas 1 ou 2, em que o voo inclui a velocidade de Mach 0,8 (987.84 Km/h).
[0067] Cláusula 4. Radome de acordo com qualquer uma das cláusulas 1 a 3, em que a extensão longitudinal do radome sobrepõe a superfície anular dianteira de uma nacela da aeronave quando o radome é montado no local.
[0068] Cláusula 5. Radome de acordo com a cláusula 4, em que a superfície anular dianteira da nacela define um primeiro plano transversal, e em que um segundo plano transversal que intercepta um ápice do radome é a ser aproximadamente coplanar ao primeiro plano transversal quando o radome é montado no local.
[0069] Cláusula 6. Radome de acordo com qualquer uma das cláusulas 1 a 5, em que o radome é para cobrir uma primeira antena e uma segunda antena quando o radome é montado no local, a segunda antena posicionada depois da primeira antena ao longo da fuselagem da aeronave.
[0070] Cláusula 7. Radome de acordo com qualquer uma das cláusulas 1 a 6, em que a linha de molde externa do radome é configurada para satisfazer exigências de espessura de revestimento e exigências de vão entre antena e radome.
[0071] Cláusula 8. Aeronave compreendendo: Um radome incluindo uma linha de molde externa tendo um ângulo de fechamento, o ângulo de fechamento sendo configurado para reduzir uma área de cobertura do radome e para reduzir uma probabilidade de fluxo de ar separado ocorrer próximo a uma porção traseira do radome durante um voo da aeronave, o radome sendo montado em uma fuselagem da aeronave em um local que reduz uma taxa de alteração de uma área em seção transversal transversa da aeronave.
[0072] Cláusula 9. A aeronave de acordo com a cláusula 8, em que o ângulo de fechamento é cerca de 17 graus.
[0073] Cláusula 10. A aeronave de acordo com qualquer uma das cláusulas 8 ou 9, em que o voo inclui a velocidade de Mach 0,8 (987.84 Km/h).
[0074] Cláusula 11. A aeronave de acordo com qualquer uma das cláusulas 8 a 10, em que a extensão longitudinal do radome sobrepõe a superfície anular dianteira de uma nacela da aeronave.
[0075] Cláusula 12. A aeronave de acordo com a cláusula 11, em que a superfície anular dianteira da nacela define um primeiro plano transversal, e em que um segundo plano transversal que intercepta um ápice do radome é aproximadamente coplanar ao primeiro plano transversal.
[0076] Cláusula 13. A aeronave de acordo com qualquer uma das cláusulas 8 a 12, em que o radome cobre uma primeira antena e uma segunda antena, a segunda antena posicionada depois da primeira antena ao longo da fuselagem da aeronave.
[0077] Cláusula 14. A aeronave de acordo com qualquer uma das cláusulas 8 a 13, em que a linha de molde externa do radome é configurada para satisfazer exigências de espessura de revestimento e exigências de vão entre antena e radome.
[0078] Cláusula 15. Método compreendendo: configurar um ângulo de fechamento de uma linha de molde externa de um radome de uma aeronave, o ângulo de fechamento para reduzir uma área de cobertura do radome e para reduzir uma probabilidade de fluxo de ar separado ocorrer próximo a uma porção traseira do radome durante um voo da aeronave; e montar o radome em uma fuselagem da aeronave em um local que reduz uma taxa de alteração de uma área em seção transversal transversa da aeronave.
[0079] Cláusula 16. Método de acordo com a cláusula 15, em que o ângulo de fechamento é cerca de 17 graus.
[0080] Cláusula 17. Método de acordo com qualquer uma das cláusulas 15 a 16, em que o voo inclui a velocidade de Mach 0,8 (987.84 Km/h).
[0081] Cláusula 18. Método de acordo com qualquer uma das cláusulas15 a 17, em que a extensão longitudinal do radome sobrepõe a superfície anular dianteira de uma nacela da aeronave quando o radome é montado no local.
[0082] Cláusula 19. Método de acordo com a cláusula 18, em que a superfície anular dianteira da nacela define um primeiro plano transversal, e em que um segundo plano transversal que intercepta um ápice do radome é aproximadamente coplanar ao primeiro plano transversal quando o radome é montado no local.
[0083] Cláusula 20. Método de acordo com qualquer uma das cláusulas 15 a 19, compreendendo adicionalmente configurar a linha de molde externa do radome para satisfazer as exigências de espessura de revestimento e exigências de vão entre antena e radome.
[0084] Embora certos métodos de exemplo, aparelhos e artigos de exemplo de fabricação tenham sido descritos aqui, o escopo de cobertura desta patente não é limitado aos mesmos. Pelo contrário, esta patente cobre todos os métodos, aparelhos e artigos de fabricação que caem dentro do escopo das reivindicações desta patente.
Claims (7)
1. Radome (102) montado em uma fuselagem (104) de uma aeronave (100), a dita aeronave tendo uma nacela (110, 112), o radome (102), caracterizado pelo fato de que compreende: uma linha de molde externa (304) que é uma superfície externa e/ou exterior do radome, a linha de molde externa (304) tendo um ângulo de fechamento (316), formado entre uma porção traseira da linha de molde externa e uma superfície de uma fuselagem na qual o radome é montado, o ângulo de fechamento (316) é entre dezesseis graus e dezoito graus e sendo configurado para reduzir uma probabilidade de fluxo de ar separado ocorrer próximo a uma porção traseira (306) do radome (102) durante um voo da aeronave (100), o radome (102) sendo montado na fuselagem (104) da aeronave (100) em um local que reduz uma taxa de alteração de uma área em seção transversal transversa da aeronave (100), em que uma extensão longitudinal do radome (102) sobrepõe uma superfície anular dianteira (116, 118) da nacela (110, 112) da aeronave (100), e em que a superfície anular dianteira (116, 118) da nacela (110, 112) define um primeiro plano transversal (120), e em que um segundo plano transversal (126) que intercepta um ponto correspondendo à extensão vertical máxima do radome (102) é coplanar ao primeiro plano transversal (120).
2. Radome (102) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a aeronave é configurada para voar a uma velocidade de Mach 0,8 (987.84 Km/h).
3. Radome (102) de acordo com a reivindicação 1 ou 2, caracterizado pelo fato de que o radome (102) cobre uma primeira antena e uma segunda antena, a segunda antena posicionada depois da primeira antena ao longo da fuselagem (104) da aeronave.
4. Radome (102) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a aeronave tem uma seção transversal transversa que muda ao longo do comprimento da aeronave.
5. Método para montar um radome (102) em uma fuselagem (104) de uma aeronave (100), a dita aeronave tendo uma nacela (110, 112), o radome (102) compreendendo uma linha de molde externa (304) que é uma superfície externa e/ou exterior do radome, o método caracterizado pelo fato de que compreende: configurar um ângulo de fechamento (316) da linha de molde externa (304) do radome (102), o ângulo de fechamento (316) sendo formado entre uma porção traseira da linha de molde externa e uma superfície da fuselagem na qual o radome (102) é montado, o ângulo de fechamento (316) é entre dezesseis graus e dezoito graus e portanto reduzindo uma probabilidade de fluxo de ar separado ocorrer próximo a uma porção traseira do radome (102) durante um voo da aeronave (100); e montar o radome (102) na fuselagem (104) da aeronave (100) em um local que reduz uma taxa de alteração de uma área em seção transversal transversa da aeronave (100), em que uma extensão longitudinal do radome (102) sobrepõe uma superfície anular dianteira (116, 118) da nacela (110, 112) da aeronave (100) quando o radome (102) é montado no local, e em que a superfície anular dianteira (116, 118) da nacela (110, 112) define um primeiro plano transversal (120), e em que um segundo plano transversal (126) que intercepta um ponto correspondendo à extensão vertical máxima do radome (102) é para ser coplanar ao primeiro plano transversal (120) quando o radome (102) é montado no local.
6. Método de acordo com a reivindicação 5, caracterizado pelo fato de que o ângulo de fechamento (316) é de 17 graus.
7. Método de acordo com a reivindicação 5 ou 6, caracterizado pelo fato de que o voo inclui uma velocidade de Mach 0,8 (987.84 Km/h).
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