BRPI0619996A2 - entrada de compressão isentrópica para uma aeronave supersõnica - Google Patents

Abstract

ENTRADA DE COMPRESSãO ISENTRóPICA PARA UMA AERONAVE SUPERSÈNICA. A presente invenção refere-se a uma entrada supersónica, que usa compressão isentrópica expandida para aperfeiçoar a força propulsora líquida por formação da superfície de compressão da entrada. Formação da compressão isentrópica expandida da superfície de compressão da entrada funciona para reduzir ângulos da superfície do rebordo de capota, desse modo, aperfeiçoando as características de resistência ao avanço de entrada e as características de resistência ao avanço de interferência. O uso de entradas supersónicas de acordo com a invenção também demonstrou reduções no pico de sobrepressão de estrondo sónico, enquanto o desempenho é mantido.

Description

Relatório Descritivo da Patente de Invenção para "ENTRADA DE COMPRESSÃO ISENTRÓPICA PARA UMA AERONAVE SUPERSÔ- NICA".

O presente pedido reivindica prioridade para O Pedido de Paten- te Provisório U.S. 60/750,345, depositado em 15 de dezembro de 2005, e intitulado "Entrada Supersônica Formada para Reduções Dramáticas na Re- sistência ao Avanço e Intensidade de Estrondo Sônico", que está incorpora- do ao presente por referência, em sua totalidade.

CAMPO DA INVENÇÃO

A presente invenção refere-se a entradas supersônicas para ae- ronaves supersônicas e, mais particularmente, a uma entrada supersônica formada para reduzir resistência ao avanço e intensidade de estrondo sôni- co.

ANTECEDENTES DA INVENÇÃO

Muitas aeronaves supersônicas utilizam motores de turbina a gás, que são capazes de propelir a aeronave a velocidades supersônicas. Mas, esses motores de turbina a gás operam, geralmente, em uma corrente subsônica, em um âmbito de cerca de Mach 0,3 a 0,6 na superfície a mon- tante do motor. A entrada desacelera a corrente de ar de entrada para uma velocidade compatível com as necessidades do motor de turbina a gás. Para obter isso, uma entrada supersônica está constituída de uma superfície de compressão e um caminho de corrente correspondente, usada para desace- lerar a corrente supersônica em um choque terminal forte. A jusante do cho- que terminal, a corrente subsônica é desacelerada adicionalmente, usando um difusor subsônico para uma velocidade que corresponde às necessida- des do motor de turbina a gás.

Tal como é conhecido na técnica, a eficiência da entrada super- sônica e do processo de difusão é uma função de quanto de pressão total é perdida na corrente de ar entre o lado de entrada da entrada e o lado de descarga. A recuperação de pressão total de uma entrada é definida por uma relação de pressão total na descarga para pressão total na corrente livre. As entradas supersônicas são, tipicamente "2D", com uma aber- tura retangular, ou axialmente simétricas, com uma abertura circular. A en- trada supersônica inclui um colar posicionado entre um difusor supersônico convergente e um difusor subsônico divergente. Entradas supersônicas, ge- ralmente, também são classificadas em três tipos: compressão interna, com- pressão mista e compressão externa.

Entradas de compressão interna obtêm compressão supersônica e subsônica completamente dentro do interior do duto de entrada. A principal vantagem teórica desse tipo de entrada é o ângulo de capota extremamente baixo, que resulta de um trem de choques completamente internalizado. Embora esse modelo de entrada pareça teoricamente vantajoso, na prática, ele exige um sistema de controle de choques complexo, que penaliza o de- sempenho, a fim de posicionar o trem de choques, para "dar partida" à en- trada e para manter a estabilidade de choque dinâmica, para evitar a alta sensibilidade da entrada à expulsão do trem de choques ("saída de funcio- namento"). Os desafios associados a esse tipo de entrada limitaram seu u- so, principalmente, a aplicações de mísseis que aspiram ar, configuradas para números mach altos. Abaixo de velocidades de cerca de 3,5 Mach, en- tradas de compressão mista e compressão externa oferecem uma concilia- ção mais prática entre desempenho e complexidade.

Tal como implica o nome, entradas de compressão mista ofere- cem uma mistura de compressão externa e interna e buscam um equilíbrio mais prático entre desempenho e complexidade do que o que é oferecido por modelos de compressão totalmente interna, no âmbito de Mach de apro- ximadamente 2,5 a 3,5. A parte interna do trem de choques de uma entrada de compressão mista é menos sensível a perturbações de corrente do que um modelo totalmente interno, e tem um ângulo de capota e resistência ao avanço mais baixos do que uma entrada de compressão externa configurada para a mesma velocidade. Mas, não obstante, a compressão mista requer um sistema de controle complexo para dar partida ao trem de choques inter- no e para controle de estabilidade, para evitar que a entrada não dê partida. Duas aplicações dignas de nota de compressão mista incluem as entradas das aeronaves XV-70 Valkyrie e SR-71 Blackbird.

Entradas de compressão externa são particularmente apropria- das para aplicações abaixo de cerca de Mach 2,5. Nesse âmbito de veloci- dade, a compressão externa oferece uma simplicidade de configuração que, tipicamente, compensa sua recuperação de pressão, em geral inferior. Como o trem de choques é completamente externo, os ângulos de capota e, por- tanto, características de resistência ao avanço instaladas, tendem a ser mais altas quando comparados com modelos de compressão interna e mista, à mesma velocidade. Mas, como o trem de choques em uma entrada de com- pressão externa fica totalmente fora do caminho de corrente interno, não está sujeito à súbita expulsão de estol de compressor, produzida pelas per- turbações de corrente a montante ou a jusante. Portanto, a estabilidade de choque da compressão externa é superior aos modelos de compressão mis- ta ou interna, necessitando de um sistema de controle de entrada significati- vãmente menos complicado. Exemplos dignos de nota de entradas que utili- zam compressão externa incluem aquelas usadas no Concorde, F-14 Tom- cat e F-15 Eagle.

Métodos de configuração de entrada tradicionais geralmente estavam focalizados em aperfeiçoar o desempenho do sistema de propulsão por maximização da recuperação de pressão de entrada total e, portanto, do impulso bruto do motor. Sistemas secundários complicados e entradas com geometria variável freqüentemente são usados para alcançar isso. Embora a recuperação de pressão alta definitivamente oferece determinados benefí- cios, maximizar a recuperação de pressão, tipicamente, é obtida às custas de uma resistência ao avanço significativo da entrada e complexidade da entrada, características que, tipicamente, vão de encontro a um modelo ro- busto e de operação a baixo custo.

Por exemplo, tentativas para aumentar a recuperação de pres- são incluem métodos baseados em ar de sangria, que, tal como é entendido na técnica, aperfeiçoam a recuperação de pressão através do controle de intensidade de choques e remoção da camada de limite. O Concorde usava um método de extração de ar de sangria no colar de entrada que enfraque- cia a intensidade do choque terminal, desse modo, aperfeiçoando a recupe- ração de pressão total. Mas, métodos baseados em ar de sangria tipicamen- te usam uma parte grande da corrente de entrada para produzir os resulta- dos desejados e sofrem penalidades correspondentes relacionadas à resis- tência ao avanço, quando a corrente de sangria é eventualmente descarre- gada de volta ao ar. Adicionalmente, são necessários, tipicamente, amplos sistemas secundários, que consistem em equipamento de direcionamento de corrente complexo.

O posicionamento de rampa de entrada é outro método usado para aperfeiçoar a recuperação de pressão, através da colocação mais favo- rável do sistema de choque de compressão, particularmente, a condições de fora de projeto. O Concorde, F-14 e F-15 são todos eles exemplos de aero- naves que usam o posicionamento de rampa para recuperação de pressão aperfeiçoada. Porém, o posicionamento de rampa requer dispositivos de ati- vação elétricos e hidráulicos e um sistema de controle de entrada, resultan- do em um grande aumento do número e complexidade de partes da entrada. Esses sistemas introduzem pontos de defeito potenciais e aumentam, signi- ficativamente, os custos de desenvolvimento e operação.

O processo de configuração de entrada supersônica tradicional começa com a escolha da geometria da superfície de compressão, que me- lhor atenda às necessidades de desempenho e integração da aplicação pre- tendida, por exemplo, a velocidade do modelo de aeronave e/ou número Mach de choque terminal. Para uma entrada de compressão externa, uma configuração de superfície de compressão, tipicamente, está focalizada nos choques gerados pela entrada, à velocidade de navegação de modelos su- persônicos, em um local imediatamente à frente do ponto culminante da ca- pota ou rebordo de capota, geralmente designado como focalização de cho- que sobre bordo. Essa disposição, em geral, oferece uma boa recuperação de pressão, baixa resistência ao avanço de desperdício, e um ambiente de corrente subsônica pós-choque previsível, que se presta para técnicas analí- ticas mais básicas e explica o rastreamento da técnica até os dias mais re- motos de construção de entradas supersônicas. A prática de configuração de entrada de compressão externa também usa o ângulo de rebordo de capota para alinhar o rebordo de capota com a corrente supersônica local na vizinhança do choque terminal e do re- bordo de capota. Alinhar o rebordo com a corrente local ajuda a evitar a for- mação de um perfil de área de corrente de difusor subsônico adverso ou uma estrutura de choque interna complexa na região de rebordo, que reduz a recuperação de pressão da entrada e eficiência de bombeamento de cor- rente, bem como uma estabilidade de corrente de difusor prejudicial.

Mas, tal como é entendido na técnica, à medida que a velocida- de dos modelos supersônicos aumenta, o mesmo ocorre com a quantidade de compressão necessária para desacelerar a corrente para um número Mach de choque terminal fixo. Compressão adicional implica na necessidade de mais desligamento de corrente do eixo de entrada, resultando em um aumento correspondente no ângulo de rebordo de capota (a fim de alinhar o ângulo do rebordo de capota com a corrente local no choque terminal). Qualquer aumento no ângulo do rebordo de capota resulta em área frontal de entrada adicional, aumentando a resistência ao avanço da entrada, à medida que a velocidade aumenta. Essa tendência negativa é uma razão principal pela qual entradas de compressão externa convencionais perdem viabilidade a números Mach supersônicos altos.

Uma tentativa para controlar a resistência ao avanço do rebordo de capota, tal como descrita na Patente U.S. No. 6,793,175, emitida para Sanders, incluir configurar a entrada para minimizar o formato e o tamanho da capota. O conceito de Sanders envolve formar uma entrada retangular tradicional em uma geometria de 3-D mais complexa, mas de desempenho mais alto, que, em uma vista frontal, inicialmente se assemelha a um setor circunferencial de uma entrada axialmente simétrica, mas agora, com a su- perfície de compressão no raio externo e a capota no raio interno. O lado da vista frontal, mas, como está localizado em um raio interno, o arco físico da capota é reduzido. Afirma-se que a resistência ao avanço da capota é dimi- nuída eficientemente através de uma redução em distância circunferencial. A viabilidade desse conceito de entrada é reduzida pelos desafios de integra- ção de aeronave criados pela geometria de 3-D. Pó exemplo, o formato em corte transversal pode ser mais difícil de integrar de um ponto de vista de acondicionamento do que um modelo axialmente simétrico equivalente para sistemas de propulsão envoltos. Além disso, o formato complexo da entrada pode criar padrões de distorção complexos, que necessitam de técnicas de correção em larga escala no difusor subsônico ou o uso de motores com características operacionais mais robustas.

Um outro método para reduzir o ângulo de rebordo de capota para reduzir a resistência ao avanço envolve diminuir o ângulo de desvio de corrente aumentando o número Mach de choque terminal da entrada. Po- rém, o aperfeiçoamento em resistência ao avanço instalada ao usar um nú- mero Mach de choque terminal mais alto freqüentemente é contrabalançado pela perda de impulso pela redução na recuperação de pressão, resultante do choque terminal mais forte. Tal como é entendido pelos que são versados na técnica, aumentar o número Mach de choque terminal também enfrenta limitações significativas na prática, uma vez que são introduzidos componen- tes de corrente viscosos. Números Mach de choque terminal mais altos a - gravam á interação da camada de limite de choque e reduzem a condição da camada de limite de base de choque. O aumento da intensidade de choque na região de base também reduz a margem de excitação da entrada, redu- zindo a capacidade de controle de corrente subcrítica. Além disso, o aumen- to em número Mach de choque terminal, essencialmente, aumenta a proba- bilidade da necessidade de um controle de camada de limite ou sistema de controle de entrada complexo.

As superfícies de compressão de entrada são tipicamente classi- ficadas como 'retas' ou 'isentrópicas'. Uma superfície isentrópica geralmente representa uma superfície curvada continuamente, que produz uma série contínua de pequenos choques infinitamente fracos durante o processo de compressão. Por outro lado, uma superfície reta geralmente representa uma rampa plana ou seções cênicas, que produzem choques oblíquos ou cênicos distintos. Embora uma entrada que usa uma superfície isentrópica possa ter, teoricamente, uma recuperação de pressão melhor do que uma entrada que usa uma superfície reta, configurada para as mesmas condições operacio- nais, efeitos viscosos reais se combinam para reduzir o desempenho geral de entradas isentrópicas e podem levar a uma condição de camada de limite mais deficiente, quando comparada com suas contrapartes de superfície reta equivalentes. Tanto os tipos de entrada retos como isentrópicos, configura- dos convencionalmente para o mesmo número Mach de choque terminal, também produzem um ângulo de desvio de corrente similar no rebordo de capota e, consequentemente, ângulos de rebordo de capota similares. Como tal, nem o modelo de entrada de superfície reta nem o modelo de entrada isentrópica convencional oferece uma vantagem de resistência ao avanço de capota uma em relação à outra.

Como tal, o modelo convencional não oferece nenhuma amplitu- de significativa para ajustar a disposição geométrica da entrada e do rebordo de capota ao configurar uma superfície de compressão de entrada mecani- camente simples, usando a focalização de choque-no-rebordo convencional. Como as características de resistência ao avanço da capota isoladas são relativamente inflexíveis, historicamente, a atenuação da resistência ao a- vanço da entrada tem se limitado a minimizar os efeitos de interferência da estrutura de ar de entrada.

SUMÁRIO DA INVENÇÃO

Modalidades da invenção usam uma compressão isentrópica expandida por formação da superfície de compressão de um modelo de en- trada. Tal como usado no presente, o termo "compressão isentrópica expan- dida" refere-se a uma superfície de compressão isentrópica caracterizada por uma série de linhas de Mach, na qual pelo menos uma pluralidade des- sas linhas de Mach não estão focalizadas no ponto de focalização onde o choque inicial e o choque terminal se encontram. Essa ausência de focaliza- ção das linhas de Mach resulta em um nível de compressão total menor do que o nível de compressão gerado por uma superfície de compressão isen- trópica convencional configurada com os mesmos critérios. O método de configuração de compressão isentrópica expandida pode ser aplicado a qualqüer conceito de entrada de compressão externa ou compressão mista, incluindo entradas axialmente simétricas, parcialmente cônicas e bidimensi- onais. Os ângulos de capota para entradas de compressão externa, configu- radas com uma superfície de compressão isentrópica expandida, podem ser reduzidos para aproximar-se dos que são usados por entradas de compres- são mista tradicionais, combinando a robustez da estabilidade de choque inerente à geometria de compressão externa com o alto desempenho insta- lado da geometria de compressão mista.

A formação da entrada de compressão expandida, a ser explica- da mais detalhadamente abaixo, oferece um aumento na amplitude de confi- guração para elevar a região de capota, enquanto permite controle sobre outros parâmetros de configuração de entrada essenciais, tais como número Mach de choque terminal, distorção da corrente de difusão e recuperação de pressão total. A formação da entrada de compressão isentrópica expandida também pode possibilitar uma redução em ângulos de superfície de capota e, como resultado, pode ser configurada para aperfeiçoar a resistência ao avanço da entrada e características de resistência ao avanço de interferên- cia. A inclinação reduzida da capota também pode baixar a contribuição da entrada para a característica de estrondo sônico do veículo total durante o vôo supersônico e diminuir o potencial de interferência cruzada aerodinâmi- ca entre entradas ligadas proximamente.

Modalidades da invenção podem incluir uma entrada supersôni- ca, que compreende um bordo de ataque, configurado para gerar uma onda de choque inicial e uma superfície de compressão posicionada a jusante do bordo de ataque e com pelo menos uma seção curvada, configurada para gerar compressão isentrópica. A entrada supersônica também pode incluir um rebordo de capota separado espacialmente da superfície de compres- são, de modo que o rebordo de capota e a superfície de compressão defi- nem uma abertura de entrada para receber uma corrente supersônica. A superfície de compressão pode estar configurada para gerar uma segunda onda de choque que, durante a operação da entrada supersônica a uma ve- locidade de navegação predeterminada, estende-se da superfície de com- pressão para cruzar a onda de choque inicial em um ponto substancialmente adjacente ao rebordo de capota. A compressão isentrópica gerada pela se- ção curvada pode estar caracterizada por uma série de linhas de Mach, on- de, durante a operação da entrada supersônica à velocidade de navegação predeterminada, pelo menos uma pluralidade das linhas de Mach não estão focalizadas no ponto substancialmente adjacente ao rebordo de capota.

BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS

Embora a especificação termine com reivindicações que ressal- tam, particularmente, e reivindicam claramente modalidades da invenção, acredita-se que as mesmas são melhor entendidas da descrição abaixo, to- mada em conjunto com os desenhos anexos, que ilustram, de modo não restritivo, o melhor modo atualmente considerado para executar modalida- des da invenção, e no qual números de referência iguais designam partes iguais ao longo das figuras, nas quais:

Figura 1-A mostra um corte transversal de uma entrada de com- pressão externa de superfície reta convencional;

Figura 1-B mostra uma solução de corrente não viscosa para a entrada de compressão externa de superfície reta convencional da figura 1 - A;

Figura 2-A mostra um corte transversal de uma entrada de com- pressão externa de compressão isentrópica expandida de acordo com uma modalidade da invenção;

Figura 2-B mostra uma solução de corrente não viscosa para a superfície de compressão isentrópica tradicional;

Figura 2-C mostra uma solução de corrente não viscosa para a superfície de compressão isentrópica expandida mostrada na figura 2-A;

Figura 3-A mostra um corte transversal de uma entrada de com- pressão externa de compressão isentrópica expandida e difusor subsônico de acordo com uma modalidade da invenção, mostrando um exemplo de adaptação deficiente entre área de secção transversal entre entrada e motor;

Figura 3-B mostra um corte transversal de uma entrada de com- pressão externa de compressão isentrópica expandida e difusor subsônico de acordo com uma modalidade da invenção, mostrando um exemplo de adaptação adequada entre área de secção transversal entre entrada e mo- tor;

Figura 4-A mostra um corte transversal da linha de centro de uma entrada de compressão externa axialmente simétrica de superfície bi- cônica convencional ou reta dupla, configurada para uma velocidade de cor- rente de Mach 1,9;

Figura 4-B mostra um corte transversal da linha de centro de uma entrada de compressão externa de uma compressão isentrópica ex- pandida, axialmente simétrica, configurada para velocidade de corrente local de Mach 1,9, de acordo com uma modalidade da invenção;

Figura 5-A mostra os resultados da recuperação de pressão total não viscosa, a Mach 1,9, para diversas configurações de entrada unicônica e bicônica, axialmente simétrica, convencionais;

Figura 5-B mostra os resultados da recuperação de pressão total não viscosa, a Mach 1,9, para diversas configurações de entrada isentrópi- ca, axialmente simétrica, de acordo com uma modalidade da invenção;

Figura 6-A mostra resultados de coeficiente de resistência ao avanço de capota, a Mach 1,9, para diversas configurações de entrada uni- cônica e bicônica, axialmente simétrica, convencionais;

Figura 6-B mostra resultados de coeficiente de resistência ao avanço de capota, a Mach 1,9, para diversas configurações de entrada isen- trópica, axialmente simétrica, de acordo com uma modalidade da invenção;

Figura 7-A mostra resultados de consumo de combustível espe- cífico, a Mach 1,9, para diversas configurações de entrada unicônica e bicô- nica, axialmente simétrica, convencionais;

Figura 7-B mostra resultados de consumo de combustível espe- cífico, a Mach 1,9, para diversas configurações de entrada isentrópica, axi- almente simétrica, de acordo com uma modalidade da invenção;

Figura 8-A mostra uma solução de número Mach baseada em CFD de semi plano, a Mach 1,9, para uma configuração de entrada bicônica, axialmente simétrica, convencional; Figura 8-B mostra uma solução de número Mach baseada em CFD de semi plano, a Mach 1,9, para uma configuração de entrada isentrô- pica, axialmente simétrica, de acordo com uma modalidade da invenção;

Figura 9-A mostra diversas soluções de número Mach baseadas em CFD de semi plano, para diversas relações de corrente de massa de MFR, a Mach 1,9, para uma configuração de entrada bicônica, axialmente simétrica, convencional;

Figura 9-B mostra diversas soluções de número Mach baseadas em CFD de semi plano, para diversas relações de corrente de massa de MFR, a Mach 1,9, para uma configuração de entrada isentrópica, axialmente simétrica, de acordo com uma modalidade da invenção;

Figura 10 mostra dados de relação de corrente de massa, base- adas em CFD, como função da área de obstrução de corrente de massa da entrada, a Mach 1,9, para diversas entradas axialmente simétricas conven- cionais e entradas isentrópicas de acordo com uma modalidade da invenção;

Figura 11 mostra dados de recuperação de pressão, baseados em CFD1 como função da relação de corrente de massa, a Mach 1,9, para diversas entradas axialmente simétricas convencionais e entradas isentrópi- cas de acordo com uma modalidade da invenção;

Figura 12 mostra dados de coeficiente de resistência ao avanço aditivos, baseados em CFD, como função da relação de corrente de massa, a Mach 1,9, para diversas entradas axialmente simétricas convencionais e entradas isentrópicas de acordo com uma modalidade da invenção;

Figura 13 mostra dados de coeficiente de resistência a avanço da capota, baseados em CFD, como função da relação de corrente de mas- sa, a Mach 1,9, para diversas entradas axialmente simétricas convencionais e entradas isentrópicas de acordo com uma modalidade da invenção;

Figura 14 mostra dados de consumo de combustível específico como função da relação de corrente de massa, a Mach 1,9, para diversas entradas axialmente simétricas convencionais e entradas isentrópicas de acordo com uma modalidade da invenção;

Figura 14-B mostra dados de consumo de combustível específi- co a uma corrente aproximadamente crítica, a Mach 1,9, para diversas en- tradas axialmente simétricas convencionais e entradas isentrópicas de acor- do com uma modalidade da invenção;

Figura 15 mostra um coeficiente de resistência ao avanço da capota, baseado em CFD, como função da relação de corrente de massa em números Mach locais na configuração e fora da configuração para uma en- trada axialmente simétrica convencional e uma entrada isentrópica de acor- do com uma modalidade da invenção;

Figura 16-A a figura 16-C mostram, em cada caso, uma vista de cima, vista frontal e vista lateral de uma configuração de aeronave a jato su- persônico;

Figura 17 mostra uma solução de pressão baseada em CFD de superfícies de asa e fuselagem, à corrente livre de Mach 1,9, para uma en- trada axialmente simétrica convencional instalada no lado esquerdo da ae- ronave e uma entrada isentrópica, axialmente simétrica, de acordo com uma modalidade da invenção, instalada no lado direito da aeronave; e

Figura 18 mostra as assinaturas de estrondo sônico da aeronave de estudo, à velocidade de navegação de Mach 1,8, para uma entrada axi- almente simétrica convencional na aeronave de estudo e uma entrada isen- trópica, axialmente simétrica, de acordo com uma modalidade da invenção na aeronave de estudo.

DESCRIÇÃO DETALHADA DA INVENÇÃO

A presente invenção é descrita, agora, mais detalhadamente, com referência às figuras, nas quais são mostradas diversas modalidades da invenção. O tema dessa descrição pode, no entanto, ser concretizado em muitas formas diferentes e não deve ser interpretado como estando limitado às modalidades descritas no presente.

Modalidades da invenção referem-se à formação de entrada su- persônica, que aperfeiçoa a força propulsora líquida através de superfícies de compressão isentrópica expandida. Tal como descrito acima, "compres- são isentrópica expandida" refere-se a uma superfície de compressão isen- trópica caracterizada por uma série de linhas de Mach que não necessaria- mente estão focalizadas no ponto onde o choque oblíquo inicial e o choque terminal se encontram. De acordo com modalidades da invenção, um aper- feiçoamento de desempenho total pode ser obtido usando configurações de entrada de compressão isentrópica expandida, mesmo quando a entrada apresenta características de recuperação de pressão total relativamente de- ficientes. Além disso, entradas que usam formação de compressão isentró- pica expandida podem obter aperfeiçoamentos líquidos sem apoio de siste- mas secundários complicados ou geometria variável.

A figura 1-A mostra um corte transversal de uma entrada de compressão externa 100 de superfície reta, configurada usando focalização de choque-no-rebordo. A entrada inclui uma superfície de compressão 110 com uma construção de superfície reta dupla, com uma primeira superfície reta 111 em um ângulo de desvio inicial 110a e uma segunda superfície reta 112 em um segundo ângulo de desvio 110b. A entrada 100 também inclui um rebordo de capota 120, que está posicionado em um ângulo de capota de 110c, medido a partir da linha central da entrada 100. A superfície de compressão 110 passa para a projeção 130, que define o colar 135, a parte mais estreita do caminho de corrente da entrada 100. Depois do colar 135, um difusor 140 cria um caminho de corrente divergente, que fornece uma corrente subsônica ao motor (não mostrado na figura 1-A).

Durante o vôo, a entrada 100 encontra a corrente supersônica na direção indicada pela seta A e captura a corrente de ar mostrada na regi- ão B. Um choque inicial 200 forma-se quando a corrente supersônica encon- tra, inicialmente, a superfície de compressão 110. Um choque secundário 210 forma-se na transição entre a primeira superfície reta 111 e a segunda superfície reta 112 da superfície de compressão 110. Finalmente, um cho- que terminal 220 forma-se na transição entre a segunda superfície reta e a projeção 130. Um choque de capota 230 é mostrado estendendo-se para cima do rebordo de capota 120.Tal como mostrado na figura 1-A, deve ser observado que o choque inicial 200, o choque secundário 210 e o choque terminal 220 estão focalizados no ponto de focalização de choque 240. A focalização de choque no rebordo de capota ou na proximidade do mesmo é usada para maximizar a captura da área de corrente B, para reduzir a resis- tência aditiva ao avanço causada por vazamento de corrente em excesso em torno da entrada.

A figura 1-B mostra uma solução de corrente não viscosa para a entrada de compressão externa 100 de superfície reta, mostrada na figura 1- A. Uma solução de corrente não viscosa, onde a solução não é responsável pela viscosidade do fluido, que pode ser adquirida usando técnicas analíti- cas, tal como método de características (MOC). As técnicas computacionais básicas que definem o processo subjacente do método de características são bem-conhecidas dos que são versados na técnica e estão disponíveis como código no domínio público. Comparadas com resultados viscosos de ferramentas de ordem mais alta, tal como dinâmica de fluidos computacional (CFD), soluções não viscosas podem ser obtidas rapidamente e sem neces- sidade de amplos resultados de computação. Soluções não viscosas nor- malmente possuem um nível de fidelidade adequado para realizar exames paramétricos iniciais e definição de espaço de projeto. Mas, tal como fica evidente para os que são versados na técnica, análise de CFD e mesmo cálculos manuais, podem ser usados exclusivamente como ferramenta analí- tica.

A solução de corrente não viscosa, mostrada na figura 1-B, da entrada de superfície reta, mostrada na figura 1-A, ilustra o conceito de pro- jeto padrão de choque focalizado na região do rebordo de capota 240. A ma- lha característica de solução ilustra o choque inicial 200, o choque secundá- rio 210 e o choque terminal 220 e demonstra visualmente a compressão da corrente supersônica, antes do choque terminal 220. Tal como entendido pelos que são versados na técnica, a focalização de choque pode ser confi- gurada com alguma margem embutida, focalizando os choques em alguma distância curta antes do rebordo de capota, para ajustar as flutuações de posição de choque resultantes de variações na velocidade do veículo e a- normalidades atmosféricas e da corrente de ar.

A figura 2-A mostra uma secção transversal de uma entrada 300 de compressão expandida ou compressão externa isentrópica modificada de acordo com uma modalidade da invenção. A entrada 300 inclui uma superfí- cie de compressão 310 com uma superfície reta inicial 340 configurada em um ângulo de desvio inicial 310a. A superfície de compressão 310 também inclui uma segunda superfície de compressão 311, que inclui uma seção curva 312, seguida de uma seção reta 313. Embora apenas a seção curva 312 da segunda superfície de compressão 311 gere compressão isentrópica, toda a superfície de compressão 310 é referida no presente como uma su- perfície de compressão isentrópica expandida. Para comparação, um exem- plo de uma superfície de compressão isentrópica 500 tradicional é mostrada em uma linha tracejada. A entrada 300 inclui um rebordo de capota 320, que está posicionado em um ângulo de capota 310b, medida a partir da linha central da entrada 300. A superfície de compressão 310 passa para a proje- ção 330, que define o colar 335, a parte mais estreita do caminho de corren- te da entrada 300. Depois do colar 335, um difusor subsônico 350 produz um caminho de corrente divergente, que fornece corrente subsônica ao motor (não mostrado na figura 2-A).

Tal como no caso da entrada mostrada na figura 1-A, a entrada 300 encontra a corrente supersônica de corrente livre na direção indicada pela seta A e captura a corrente de ar mostrada na região B. Embora um choque inicial 400 se forme quando a corrente supersônica encontra inicial- mente a superfície de compressão 310, deve ser observado que a superfície de compressão 310 não gera o choque secundário mostrado na figura 1-A. Um choque terminal 410 forma-se na transição entre a superfície de com- pressão 310 e a projeção 330. Um choque de capota 420 é mostrado esten- dendo-se para cima a partir do rebordo de capota 320. Tal como mostrado na figura 2-A, o choque inicial 400 e o choque terminal 410 estão focalizados no ponto de focalização de choque 430.

Usando a prática de projeto convencional e ferramentas analíti- cas, tais como MOC e CFD, uma superfície de compressão isentrópica tradi- cional 500, mostrada em uma linha tracejada na figura 2-A (o choque termi- nal associado à superfície de compressão isentrópica tradicional 500 não é mostrado na figura 2-A), pode ser gerada para um determinado tipo de en- trada e condições de projeto. A figura 2-B mostra uma solução de corrente não viscosa para a superfície de compressão isentrópica tradicional 500 na figura 2-A. De acordo com a prática de projeto isentrópico tradicional, o cho- que inicial 510 e o choque terminal 520 estão focalizados na região do re- bordo de capota 320, formando um ponto de focalização 530. Além disso, a superfície de compressão isentrópica tradicional 500 inclui uma superfície reta inicial 540, seguida de uma seção curva 550, que pode estar configura- da para gerar compressão isentrópica da corrente supersônica. A seção cur- va 550 pode ser seguida de outra seção reta 560. Tal como entendido pelos que são versados na técnica e tal como ilustrado pela solução de corrente não viscosa na figura 2-B, uma superfície de compressão isentrópica tradi- cional 500 está caracterizada pela focalização de linhas de Mach, que se irradiam da seção curva 550 no ponto de focalização 530. Tal como mostra- do na figura 2-B, linhas de Mach geradas pela seção curva 550 ilustram a compressão isentrópica, quando as linhas de Mach se unem ao longo de seu comprimento, eventualmente se focalizando no ponto de focalização 530.

Usando a superfície de compressão isentrópica tradicional como linha de base, ferramentas analíticas, tais como MOC e CFD, podem ser usadas para definir uma geometria de compressão isentrópica expandida, com um nível de compressão médio menor do que a superfície de compres- são isentrópica tradicional. Condições limite, tais como nível de compressão, número Mach local (por exemplo, número mach sobre a asa), número Mach de choque terminal, ângulo cônico inicial ou de desvio, e outras, conhecidas na técnica, podem ser usadas pelas ferramentas analíticas para identificar a geometria de superfície que atinge as condições limite. Mudanças iterativas das condições limite podem ser usadas para modificar a geometria da super- fície de compressão 310 de um modo controlado e previsível, oferecendo um método para chegar a um alvo de projeto desejável (por exemplo, otimizan- do a superfície de compressão de uma entrada isentrópica expandida para um motor específico).

Tal como usada no presente, compressão refere-se à diferença em número Mach entre um local imediatamente depois de um choque inicial 400 e um número Mach médio ao longo do choque terminal 410. O nível de compressão de uma superfície de compressão isentrópica expandida refere- se à diferença entre a compressão de uma superfície de compressão isen- trópica tradicional e a compressão de uma superfície de compressão isen- trópica expandida, quando as duas superfície são configuradas para as mesmas condições de projeto. Tal como é entendido pelos que são versa- dos na técnica, ferramentas analíticas podem ser configuradas para usar diversos valores de entrada (por exemplo, o número Mach de choque termi- nal médio, nível de compressão isentrópica etc), para enviesar a superfície de compressão 310. Como exemplo, a superfície de compressão 310 pode ser enviesada a fim de controlar o número Mach de alvo na base do choque terminal 410a.

Outros métodos ou maneiras também podem ser aplicados para gerar geometria de compressão isentrópica 310. Por exemplo, a formação da superfície pode ser produzida com base em métrica de projeto alternado, diferente do que o nível de compressão. Métrica alternada pode incluir, mas não deve estar limitada a, distribuição de ângulo de corrente ao longo do comprimento do choque terminal ou distorção de corrente média.

A figura 2-C mostra uma solução de corrente não viscosa para a modalidade de projeto de entrada de compressão isentrópica expandida, mostrado na figura 2-A. Tal como mostrado, o choque inicial 400 e o choque terminal 410 convergem na região do rebordo de capota 320. Contrariamen- te à linhas de Mach mostradas nas figuras 1-B e 2-B, a solução de malha de Mach traçada da figura 2-C ilustra como a série de linhas de Mach irradiam da seção curva 312 que não está focalizada no ponto de focalização 430. Em vez disso, as linhas de Mach na figura 2-B incluem uma região de com- pressão expandida, mostrada na região 450 da figura 2-B, que está dirigida para dentro da abertura de entrada ou para fora do rebordo de capota 320. Em vez de focalizar-se inteiramente no ponto de focalização 430, tal como mostrado nas figuras 1-B e 2-B, as linhas de Mach na região 450 estendem- se em direção à superfície de compressão 310 e cortam a região 450 do choque terminal. Tal como é evidente para alguém versado na técnica, a natureza difusa, ou falta de foco no ponto de focalização 430, das linhas de Mach indica que um porão da compressão de corrente tradicional na vizi- nhança do rebordo de capota, tal como mostrado na figura 2-B, está agora estendendo-se para dentro, em direção à superfície de compressão 310, em vez de estar limitada à vizinhança do ponto de focalização 430, à frente do rebordo de capota 320.

Como resultado, a região superior (ou região anular externa de uma entrada axialmente simétrica) da área de corrente capturada, na região 450, sobre uma compressão desfocalizada ou expandida, e, em conseqüên- cia, sofre menos desvio de corrente local no rebordo de capota. O desvio de corrente local menor na região de reborda de capota 320 resulta em um ân- gulo de rebordo de capota 310b mais baixo, tal como mostrado na figura 2- A, quando o rebordo de capota é alinhado com a corrente local na capota. Tal como descrito mais detalhadamente abaixo, um ângulo de rebordo com capota mais baixo, de acordo com modalidades da invenção, pode ser usa- do para reduzir a resistência ao avanço da capota.

Tal como mostrado nas figuras 2-A e 2-C, o choque terminal 410, em sua base 410a, é substancialmente ortogonal à superfície de com- pressão, mas, depois, apresenta um arqueamento ou curvatura quando o choque terminal se aproxima da região do rebordo de capota. O arqueamen- to ou curvatura observado é acionado por um gradiente de velocidade ao longo do comprimento do choque terminal. O gradiente de velocidade do choque terminal abrange um âmbito de Mach maior da superfície de com- pressão para o rebordo de capota do que o gradiente de velocidade do cho- que terminal 410 mostrado nas figuras 1-A e 1-B, ou o choque terminal mos- trado na figura 2-B. O nível de arqueamento do choque terminal, na figura 2- A, na vizinhança do rebordo de capota 320 é representativo do ângulo de corrente local na vizinhança do rebordo de capota. À medida que o arquea- mento se torna menos pronunciado, devido à compressão local 440 diminuí- da, resultante da geometria de compressão isentrópica expandida 310, o ângulo de corrente local alinha-se mais perto da direção de corrente de cor- rente livre. Isso é visto na curvatura da região 450, quando o choque termi- nal se aproxima do ponto de focalização 430. Domo a capota também está alinhada com o ângulo de corrente local no rebordo de capota 320, o ângulo de capota 310b é reduzido.

De acordo com modalidades da invenção, a superfície de com- pressão 310 usa uma superfície de compressão isentrópica expandida com um processo de compressão distribuído mais pronunciadamente em direção à base do choque terminal 410a. Embora a superfície de compressão 310 gere menos compressão do que a superfície de compressão isentrópica tra- dicional 500, a superfície de compressão 310 pode ser configurada para re- ter na base do choque terminal um número Mach de choque terminal de alvo similar ao da solução de compressão isentrópica tradicional para uma entra- da configurada para os mesmos parâmetros de projeto de entrada essenci- ais. Mantendo um número Mach de choque terminal similar na base 410a, a entrada de compressão isentrópica expandida pode ser configurada para evitar a introdução de uma grave interação de choque-camada de limite.

O número Mach de choque terminal na base do choque terminal pode ser mantido usando uma superfície de compressão isentrópica expan- dida, embora possa ser observada uma perda de recuperação de pressão total, devido à compressão de corrente que se estende para dentro e depois do choque terminal na região 450 próxima ao rebordo de capota 320. Tal como é entendida na técnica, uma perda de recuperação de pressão total pode resultar uma redução no desempenho do motor. Tal como mostrado detalhadamente abaixo, a redução em resistência ao avanço da capota, co- mo resultado de um ângulo de rebordo de capota reduzido, compensa a re- dução em desempenho de motor, resultante da perda observada na recupe- ração de pressão total. Além disso, a simplicidade mecânica do projeto de entrada mostrado na figura 1-A pode ser mantida em projetos de entrada de compressão isentrópica expandida de acordo com modalidades da invenção.

Deve ser observado que a superfície de compressão 310 mos- trada na figura 2-A pode ser considerada um modelo híbrido. O projeto de entrada de compressão isentrópica expandida de acordo com modalidades da invenção inclui uma superfície reta inicial 340 no bordo de ataque da ge- ometria de compressão e uma modelação isentrópica na segunda superfície de compressão 311.

A figura 3-A mostra um corte transversal de uma entrada de compressão externa 600 de compressão isentrópica expandida, axialmente simétrica, e um difusor subsônico 620 de acordo com uma modalidade da invenção, que demonstra um exemplo de adaptação de área deficiente entre entrada e motor. Entender as características de ajuste entre área de captura de entrada e área de nacela pode ajudar a determinar o tamanho do benefí- cio de resistência ao avanço instalada, que pode ser realizada usando com- pressão isentrópica expandida. Por exemplo, uma área de entrada 601, tal como mostrada na figura 3-A, que é pequena comparada com a área de na- cela máxima 602 resulta em um perfil geométrico de capota que pode não se beneficiar significativamente de uma redução no ângulo de capota no rebor- do de entrada 610. Ajuste de área deficiente resulta em uma área frontal de capota gradiente, definida como a diferença em área de nacela máxima 602 e área de entrada 601. Quando a área frontal cresce, as linhas elevadas da nacela 630 tornam mais difícil influenciar significativamente através da mo- delação no rebordo de capota 610, reduzindo o aperfeiçoamento na resis- tência ao avanço e no estrondo sônico disponível através da geometria da compressão isentrópica expandida.

Capacidade de corrente específica mais alta é uma marca de qualidade de projeto de turbomáquinas modernas e a demanda de corrente maior para um determinado tamanho de ventilador permite que o diâmetro de captura da entrada cresça em relação ao diâmetro do motor. Isso pode ser usado em combinação com modalidades da invenção para possibilitar uma combinação mais aerodinâmica entre a área de entrada na entrada e a área de nacela máxima, tal como mostrada na figura 3-B.

A figura 3-B mostra um corte transversal de uma entrada de compressão externa 700 de compressão isentrópica expandida, axialmente simétrica, e um difusor subsônico 720 de acordo com uma modalidade da invenção, que demonstra um exemplo de uma boa adaptação entre entrada e motor.Tal como mostrado na figura 3-B, por exemplo, uma área de entrada 701 aproxima-se da área de nacela máxima 702, resultando em um perfil de capota geométrico que pode beneficiar-se significativamente de uma redu- ção do ângulo de capota no rebordo de entrada 710. Para geometria de en- trada 700, que está bem ajustada entre diâmetro de entrada 701 e diâmetro de nacela máximo 702, reduções do ângulo de capota podem produzir uma elevação mais aerodinâmica, que se estende adicionalmente à ré ao longo da nacela e que pode produzir aperfeiçoamentos mais significativos em ca- racterísticas de resistência ao avanço e estrondo sônico, em comparação com as que resultam de uma entrada com um ajuste de área deficiente. Co- mo tal, o ajuste de entrada para área de motor pode ser adaptada para cap- turar totalmente os benefícios de resistência ao avanço e estrondo sônico do projeto de entrada de compressão isentrópica expandida.

Tal como descrito acima, os benefícios de desempenho obtidos por redução do ângulo de rebordo de capota podem ser compensados em outro lugar no projeto de entrada. Em relação a uma entrada convencional, por exemplo, entrada 100 da figura 1-A, uma entrada de compressão isen- trópica expandida, projetada para as mesmas condições operacionais, pode sofrer uma distorção de corrente aumentada e uma espessura de camada de limite adicional dentro do difusor sônico. Para algumas configurações de entrada de compressão isentrópica expandida, uma redução na recuperação de pressão total também é comprovada devido a um número Mach supersô- nico mais alto ao longo do comprimento externo do choque terminal.

Além disso, o forte gradiente de velocidade produzido pela com- pressão isentrópica expandida ao longo do comprimento do choque terminal, particularmente, quando se aproxima do rebordo de capota, cria uma veloci- dade pós-choque e um campo de pressão menos uniformes dentro do difu- sor. A velocidade pós-choque e o campo de pressão menos uniformes po- dem ser vistos pelo motor como um aumento de distorção. Tal como é en- tendido pelos que são versados na técnica, a distorção adicional pode ser tolerada pela turbomáquina, desde que gradiente parte do defeito de corren- te passe através do ventilador, evitando que seja arrastado pelo compressor mais sensível. Tal como fica evidente, isso pode ser obtido usando motores de passagem secundária mais alta ou motores que desviam uma quantidade mais alta de corrente em torno do compressor, em oposição através do mesmo. Porém, deve ser entendido que outras configurações de motor são consideradas e podem ser usadas com entradas de acordo com a invenção.

Além disso, deve ser entendido que a camada de limite atrás da base do choque terminal pode aumentar como resultado de mudanças de geometria de superfície interna, necessárias para desacelerar suavemente a corrente capturada na dianteira do motor. Quando o ângulo de rebordo de capota é reduzido, o ângulo de superfície do difusor também pode ser redu- zido imediatamente atrás da base do choque terminal para manter o perfil da área de difusão. Como resultado, pode ser introduzido um ângulo de desvio mais pronunciado, imediatamente a ré da base do choque terminal na proje- ção do difusor, em vez de uma superfície de transição mais suave para den- tro do difusor sônico. A interrupção de ângulo ou o ângulo de desvio gradien- te amplifica a reaceleração de corrente pós-choque próxima ao pico da pro- jeção e aumenta a espessura da camada de limite a jusante.

Ao determinar a eficiência de diversas modalidades da invenção, uma função de custo baseada no consumo de combustível específico (SFC) foi escolhida para comparar os benefícios relativos do conceito de entrada de compressão isentrópica expandida contra os de configurações de super- fície reta convencionais. A análise inicial baseou-se na análise de corrente não viscosa para povoar a função de custo para modalidades da entrada de compressão isentrópica expandida. Além disso, algumas modalidades e/ou resultados essenciais do projeto de entrada de compressão isentrópica ex- pandida foram determinados usando Overflow, um pacote de software de dinâmica de fluidos computacional viscosa (CFD), tridimensional, de alta fi- delidade, desenvolvido pela NASA.

A análise de compressão de entrada não viscosa foi realizada usando ferramentas analíticas baseadas no método de características. Um programa de MOC pode ser configurado para operar em uma opção de mo- do de projeto, na qual são introduzidas as características de uma superfície de compressão, por exemplo, um número Mach de corrente livre local, nú- mero Mach de choque terminal, ângulos de superfície e margem de rebordo de choque. O programa de MOC pode depois ser configurado para gerar a geometria da superfície de compressão e coordenadas de rebordo de capo- ta, necessárias para satisfazer as condições de limite prescritas. Quando uma superfície é definida, a definição da geometria pode depois ser usada dentro do código de MOC em um modo de análise direta, no qual a geome- tria prescrita pode ser avaliada em condições fora do projeto ou em combi- nação com uma definição de geometria da parede externa da nacela.

Deve ser entendido que o código de MOC é capaz de executar disposições de entrada tanto bidimensionais como axialmente simétricas usando superfície reta simples, superfície reta múltipla ou superfície de compressão isentrópicas expandidas ou tradicionais. Distribuições de núme- ro Mach de superfície definidas pelo usuário também podem ser introduzidas como condições limite para definir uma superfície feita sob medida. Observe que o número Mach de choque terminal não pode ser especificado para dis- posições de superfície de compressão de entrada retas, uma vez que é um desvio de uma configuração dada. Porém, para superfícies isentrópicas, o número Mach terminal é uma entrada necessária, a fim de fornecer ao MOC um alvo de objetivo para completar o processo de desvio de corrente isen- trópica ao longo da superfície de compressão.

Além da definição da superfície geométrica e a localização do rebordo de capota, parâmetros de saída essenciais do código de MOC inclui a recuperação de pressão total da série de choques, coeficiente de resistên- cia aditiva ao avanço (relacionado a vazamento), coeficiente de resistência ao avanço da onda de choque da capota, e distorção de corrente. Também é computada uma definição espacial da geometria de choque terminal, incluin- do número Mach local pré-choque e pós-choque e ângulo de corrente ao longo do comprimento do choque. O número Mach local e coeficiente de da- dos de pressão também são computados ao longo da superfície de com- pressão da corrente livre para a base do choque terminal. Como com as fi- guras 1 -Β, 2-B e 2-C, a rede de solução de MOC pode ser traçada grafica- mente, a fim de visualizar a disposição de ondas de choque e linhas de Mach.

A análise de CFD foi realizada usando o Overflow da NASA, um código de computador de diferença finita, de média determinada por Rey- nolds, disponível para o público e usado para modelar o campo de corrente dentro e em torno da configuração de entrada nacela difusor. O código usa uma integração dependente de tempo de uma condição inicial, normalmente corrente livre, que depois converge para uma solução de estado estacioná- rio. O código de computador usa grade emborcada estruturada, bem como opções de modelação não viscosas e viscosas. Cálculos pós-processamento foram usados para identificar parâmetros essenciais, tais como recuperação de pressão do difusor subsônico, resistência aditiva ao avanço, resistência ao avanço da capota, expressões de distorção de corrente, bloqueio de cor- rente da ponta e do ponto central e SFC instalado.

A equação de custos baseada em SFC, usada para o processo de análise, segue o formato típico para uma disposição de usina elétrica ins- talada, com resistência aditiva ao avanço e resistência ao avanço da capota subtraídos do empuxo líquido dentro da equação. A fórmula refere-se a uma configuração de entrada de linha de base (de superfície reta). A equação segue:

<formula>formula see original document page 25</formula>

As variáveis da equação são definidas como:

ε recuperação de pressão total da entrada

DAdd resistência aditiva ao avanço, Ibf

Dcowi resistência ao avanço da capota, Ibf

FN empuxo líquido, Ibf

SFC consumo de combustível específico, Ibm/hr/lbf

WFE corrente de combustível do motor, Ibm/hr

Deve ser entendido que a partida em recuperação de pressão Deve ser entendido que a partida em recuperação de pressão total em relação à linha de base é ajustada através de um derivado baseado no ciclo do motor, que descreve a mudança em corrente de combustível a empuxo constante e corrente de ar de motor físico constante. Esse derivado foi Iinearizado à velocidade de navegação de projeto supersônico usando uma inspeção de recuperação de três pontos para o motor de estudo aplica- do. A superfície externa do bocal foi modelada como uma superfície cônica reta, mas sua resistência ao avanço associada não foi incluída no termo de resistência ao avanço de capota.

Todas as análises foram realizadas presumindo condições de estado estacionário, usando compressão totalmente externa, axialmente si- métrica, de geometria fixa, e uma velocidade de projeto de Mach 1,9, cor- respondente ao número Mach local presumido a uma velocidade de navega- ção da aeronave de corrente livre de Mach 1,8. Um número Mach de choque terminal constante de 1,3, medido na base do choque, foi escolhido para equilibrar as questões de desempenho e estabilidade de corrente. Tal como é conhecido na técnica, o choque cônico inicial, que se origina da ponta de pico da superfície de compressão foi colocado próximo ao rebordo de capo- ta, a uma velocidade de projeto para baixo vazamento de corrente.

Ao analisar a superfície de compressão reta, usando a análise inicial baseada em MOC, foi considerada uma ampla variedade de configu- rações. Configurações de superfície unicônicas (uma reta), com semi- ângulos cônicos iniciais de 8 graus a 34 graus, medidos em relação à linha do centro, foram avaliados em incrementos de 2 graus. Configurações de superfície bicônicas (duas retas) também foram avaliadas e incluíram todas as combinações de superfície de semi-ângulos cônicos iniciais de 8 graus a 34 graus (em incrementos de 2 graus) e ângulos de desvio de segunda su- perfície de 2 graus a 16 graus (em incrementos de 2 graus). O desprendi- mento de choque limitou o nível máximo do ângulo de desvio total que pôde ser analisado.

Uma convenção de nomenclatura é usada para descrever a ge- ometria da superfície de compressão de cada configuração. Para a família de superfícies retas, foi usada uma nomenclatura de quatro dígitos, sendo que os dois primeiros dígitos referem-se ao semi-ângulo inicial da entrada,os segundos dois dígitos representam o ângulo de desvio adicional apresenta- do pela segunda superfície. Por exemplo, 1016 Bicônico é uma configuração de entrada de superfície reta com IOgraus de semi-ângulo inicial para a su- perfície de compressão inicial, seguidos de 16 graus de desvio adicional na segunda superfície cônica.

A figura 4-A mostra um corte transversal de linha central de uma entrada de compressão externa axialmente simétrica, bicônica, convencional 800, projetada para uma velocidade de corrente local de Mach 1,9. A entra- da de superfície reta bicônica 800 foi usada como entrada de referência de linha de base, para fins de análise, e usou 18 graus de um semi-ângulo 801a - de desvio na superfície de compressão cônica inicial 801 e um desvio adi- cional de 8 graus 802a na segunda superfície de compressão 802. A entrada de linha de base 800 também inclui um ângulo de inversão da projeção do corpo central 803 de 3.1 graus. Ângulo de inversão da projeção refere-se ao ângulo entre a extremidade a ré da superfície de compressão em relação à superfície imediatamente a jusante, no ponto onde o caminho de corrente passa para dentro do difusor subsônico. O tamanho do ângulo de inversão da projeção é determinado por diversas variáveis de projeto, incluindo o per- fil de difusão necessário para o ciclo de motor aplicado e o tamanho do ân- gulo de capota. Por exemplo, a um número Mach de choque terminal cons- tante, um ângulo de capota menor exige um ângulo de inversão maior, para manter o mesmo perfil de difusão subsônica. Se o ângulo de inversão não for aumentado quando o ângulo de capota foi diminuído, poderia ocorrer, de outro modo, uma contração significativa do caminho de corrente subsônica a jusante, contrariando as necessidades de projeto de uma entrada de com- pressão externa.

A entrada 800 gera um ângulo de corrente local no rebordo de capota 804 de 14,1 graus, com um ângulo de rebordo de capota externo 804a- de 19,5 graus. O ângulo da superfície no interior da capota, no rebor- do,está alinhado com o ângulo de corrente local no choque terminal. Tal co- mo explicado acima, essa prática de projeto evita a formação de choques complexos ou condições de corrente adversas no rebordo de capota. Portan- to, o ângulo de corrente local, no rebordo de capota, definido acima, deter- mina o ângulo inicial ao longo da superfície interior da capota. Necessaria- mente, o ângulo de capota externo é maior do que o ângulo na superfície interna da capota, a fim de proporcionar volume de parede para considera- ções estruturais e de fabricação e para permitir uma transição suave da ele- vação do rebordo de capota, à ré, para o diâmetro de nacela máximo. Para esse exemplo de entrada, foi selecionado um ângulo de capota externo de 19,5 graus, para atender essas exigências de projeto. Essa configuração, que recebeu a designação de 1808 Bicônico, de acordo com a convenção de nomenclatura, é conhecida na técnica como oferecendo uma recuperação de pressão total e número Mach razoáveis, tal como é mostrado na análise abaixo.

Para as superfícies de compressão isentrópica expandida de acordo com modalidades da invenção,semi-ângulos cônicos iniciais de 7 graus a 26 graus foram estudados a incrementos não maiores do que 2 graus. Valores de compressão isentrópica variando de 20 por cento a 100 por cento, em incrementos não maiores do que 10 por cento, foram avalia- dos em cada incremento de semi-ângulo cônico inicial. Observe que com- pressão de 100 por cento representa uma superfície isentrópica configurada de modo tradicional (não híbrida), enquanto 0 por cento representa uma su- perfície reta, onde nenhuma compressão à ré do da superfície reta inicial é atribuível à compressão isentrópica.

Uma convenção de nomenclatura também é usada para a famí- lia de compressão isentrópica expandida. Uma convenção de nomenclatura de quatro dígitos identifica as características da entrada de compressão i- sentrópica expandida,sendo que os primeiros dois dígitos referem-se, nova- mente, ao semi-ângulo cônico inicial. Os segundos dois dígitos, porém, re- presentam o nível de compressão isentrópica em por cento.Por exemplo, 1280 Isentrópico é uma configuração de entrada de compressão isentrópica expandida, com 12 graus de semi-ângulo cônico inicial para a superfície de compressão inicial, seguida de uma superfície de compressão isentrópica que produz 80 por cento de compressão isentrópica total.

A figura 4-B mostra um corte transversal de linha central de uma entrada de compressão externa isentrópica, axialmente simétrica 900, proje- tada para velocidade de corrente local de Mach 1,9 de acordo com uma mo- dalidade da invenção. A entrada de compressão isentrópica expandida 900 usou 8 graus de semi-ângulo de desvio 901 - no cone ou superfície de com- pressão inicial 901. A superfície de compressão isentrópica expandida 902 gera um nível de compressão de 90 por cento. A entrada de compressão isentrópica expandida 900 também inclui um ângulo de inversão da projeção do corpo central 903 de 11,5 graus. A entrada 900 gera um ângulo de cor- rente local no rebordo de capota 904 de 3,2 graus, com um ângulo de rebor- do de capota externo 904§ de 12,0 graus. Essa configuração de entrada, recebeu a designação de 0890 Isentrópica de acordo com a convenção de nomenclatura, é uma entrada de compressão isentrópica expandida de a- cordo com uma modalidade da invenção, que aperfeiçoa o desempenho da estrutura aérea e a avaliação do estrondo sônico.

Tanto a configuração de compressão isentrópica bicônica como a expandida usam uma pequena quantidade de embotamento no rebordo de capota, para evitar uma geometria de bordo de ataque pouco prática e im- possivelmente aguçada. Além disso, o caminho de corrente do difusor sub- sônico foi configurado para contrair-se ligeiramente por uma curta distância longitudinal, imediatamente à ré da base do choque terminal. Uma ligeira contração inicial reduz a necessidade de uma imediata mudança de passo no ângulo de desvio da projeção, que, de outro modo, seria usado para in- troduzir, rapidamente, o perfil necessário de área de difusão subsônica. Re- duzindo o tamanho do ângulo de desvio, é minimizada a tendência da cor- rente de ciliar na base do choque terminal, a condições de corrente supercrí- ticas, fora de projeto, aperfeiçoando a recuperação de pressão total e a inte- gridade da camada de limite a jusante. É sabido pelos que são versados na técnica que a contração do caminho de corrente inicial em entradas de com- pressão externa pode ser usada, sem efeito negativo para o desempenho geral da entrada a condições de projeto, desde que seja usado cuidado em sua aplicação.

Foi usado um modelo de computador para ciclo de motor de tur- boventilador analítico para a análise apresentada no presente. Esse ciclo é representativo de motores tais como o turboventilador General Electric F404 e o turboventilador Rolls-Royce Tay 650. O motor analítico consistiu em um ciclo de relação de alto-bypass de duas bobinas, com bocal de área variável. Características de temperatura operacional foram baseadas em uma exigên- cia de vida útil da seção quente de 2000 hr a de navegação supersônico. A configuração do motor foi dimensionada para exigências de empuxo coeren- tes com um veículo da classe de peso de decolagem bruto de 45.359 kg (100.000 Ib), usando uma disposição de dois motores. O ventilador foi di- mensionado para atender o empuxo de decolagem necessário a uma veloci- dade média de jato, capaz de atingir o Estágio IV das exigências de ruído de aeroporto, com 10 dB de margem cumulativa. Deve ser entendido que mo- dalidades da invenção podem ser usadas em diversos motores e ajustadas para otimizar o desempenho para um conjunto dado de características de corrente de motor.

As configurações da entrada e da nacela usadas no presente estudo foram dimensionadas com base nas características da corrente de ar de de navegação do ciclo do motor operando a uma potência contínua má- xima. O planejamento da corrente de ar corrigido, relativamente constante, do ciclo de estudo do motor, como função de número Mach, eliminou a ne- cessidade de um sistema de controle de área de colar de entrada variável, permitindo o uso de uma disposição de geometria de corpo central de entra- da fixa. Aplicando níveis representativos de extração de ar de sangria da aeronave e offtake de cavalo-vapor, o modelo de ciclo do motor forneceu informações sobre o empuxo líquido, corrente de combustível e sensibilidade de recuperação de pressão, que, em conjunto com a função de custo base- ada em SFC, foram usadas para avaliar o projeto da entrada.

As figura 5 a 7 mostram resultados da análise baseada em MOC,na qual traçados de contorno são sobrepostos no espaço de projeto de entrada para apresentar resultados importantes. Os traçados dos projetos de entrada de superfície reta são mostrados nas figuras 5-A, 6-A e 7-A, que incluem o semi-ângulo cônico inicial traçado no eixo horizontal e o ângulo de desvio da segunda superfície, traçado no eixo vertical. Os traçados dos pro- jetos de entrada isentrópica, de acordo com modalidades da invenção, são mostrados nas figuras 5-B, 6-B e 7-B, que incluem o nível de compressão em por cento, traçado no eixo vertical, com o semi-ângulo cônico inicial tra- çado no eixo horizontal.

Tal como fica evidente para os que são versados na técnica, o número Mach de choque terminal varia como função do ângulo de desvio de corrente total produzido pela superfície de compressão da entrada. Para uma entrada de compressão externa, axialmente simétrica, projetada para um valor de corrente livre local de Mach 1,9, um ângulo de desvio de semi plano total de 26 graus fornece um número Mach de choque terminal de a- proximadamente 1,3, o valor usado como um alvo de projeto para a análise no presente e representativo de boa prática de projeto, para garantir uma estabilidade de choque e corrente adequada. Como tal, é apenas a 26 graus de desvio total, representado nas figuras 5-A, 6-A e 7-A como uma linha tra- cejada através do espaço de projeto de superfície reta,que podem ser feitas comparações de objetivo com os resultados isentrópicos, todos os quais também foram gerados usando um número Mach de choque terminal de alvo de 1,3.

A figura 5-A mostra resultados de recuperação de pressão total não viscosa a Mach 1,9 de velocidade de corrente local para diversas confi- gurações de entrada bicônica convencional e a figura 5-B mostra resultados de recuperação de pressão total não viscosa a Mach 1,9 de velocidade de corrente local para diversas configurações de entrada isentrópica de acordo com modalidades da invenção. Observa-se que a recuperação de pressão aumenta, em geral, quando o ângulo de desvio aumenta. Um aumento do ângulo de desvio produz um aumento da compressão de corrente a montan- te geral e, portanto, uma redução da intensidade do choque terminal. Essa diminuição de intensidade de choque produz uma diminuição corresponden- te de perda de pressão sobre o choque terminal. Na figura 5-A, deve ser ob- servado que o desempenho de recuperação está maximizado ao longo da linha de desvio de corrente constante de 26 graus, quando se aproxima do contorno de recuperação de pressão total de 0,96 e ocorre em cerca de 18 graus do semi-ângulo cônico inicial e 8 graus do ângulo de desvio da segun- da superfície ou no ponto de projeto 1808 Bicônico. Na figura 5-B, a recupe- ração de pressão também melhora com nível de compressão. O ponto de projeto 0890 Isentrópico, tal como indicado na figura, mostra uma pressão de recuperação similar ao 1808 Bicônico.Mas, deve ser observado que o 0890 Isentrópico propositalmente omite o potencial de recuperação de pico por razões comerciais, que estão indicadas abaixo.

A figura 6-A mostra resultados do coeficiente de resistência ao avanço da capota à velocidade de corrente local de Mach 1,9 para diversas configurações de entrada bicônica convencional e a figura 6-B mostra resul- tados do coeficiente de resistência ao avanço à velocidade de corrente local de Mach 1,9 para diversas configurações de entrada isentrópica de acordo com modalidades da invenção. Valores de resistência ao avanço de superfí- cie reta são praticamente constantes a um ângulo de desvio total equivalen- te, porque o ângulo de capota varia pouco a um número Mach de choque terminal constante. Tal como é evidente para os que são versados na técni- ca, o ângulo de capota e a resistência ao avanço total aumentam quando o ângulo de desvio total aumenta.

Tal como confirmado na figura 6-B, a resistência ao avanço da capota diminui a um semi-ângulo inicial fixo com nível de compressão de- crescente, porque compressão decrescente implica em uma redução simul- tânea do ângulo de capota. Limitações no ajuste da entrada-área da nacela para o ciclo de motor usado, forçam que se forme uma região de mínima resistência ao avanço de capota local a semi-ângulos cônicos iniciais mais baixos. Além disso, semi-ângulos cônicos iniciais maiores limitam a quanti- dade de compressão necessária da superfície isentrópica, reduzindo sua eficiência para baixar o ângulo de capota e, portanto, da resistência ao a- vanço. Não obstante, deve ser observado que o 0890 Isentrópico apresenta uma característica de resistência ao avanço da capota muito aperfeiçoada, quando comparada com o 1808 Bicônico. Tal como descrito acima, esse aperfeiçoamento pode ser atribuído à redução em ângulo de capota, como resultado de menos desvio de corrente local no rebordo de capota para os projetos de entrada de compressão isentrópica expandida. Para fins de aná- lise, os dados do coeficiente de resistência ao avanço são normalizados, usando a área de capota para todos os resultados de entrada isolados.

A figura 7-A mostra resultados de consumo de combustível es- pecíficos à velocidade de corrente local de Mach 1,9 para diversas configu- rações de entrada bicônica convencional e a figura 7-B mostra resultados de consumo de combustível específicos à velocidade de corrente local de Mach 1,9 para diversas configurações de entrada isentrópica de acordo com mo- dalidades da invenção. As figuras 7-A e 7-B apresentam o contraste de SFC instalado entre o projeto de entrada de superfície reta e modalidades do pro- jeto de entrada de compressão isentrópica expandida, sendo que os resulta- dos são apresentados em termos de por cento de mudança do valor compu- tado para a entrada de linha de base 1808 Bicônico. Portanto, um valor ne- gativo representa um aperfeiçoamento em SFC em relação ao ponto de refe- rência.

Tal como indicado pelos resultados na figura 7-A ao longo da linha tracejada, que representa um ângulo de desvio de corrente total, cons- tante, de 26 graus (número Mach de choque terminal constante dè 1.3), não é visto nenhum aperfeiçoamento em SFC em relação ao ponto de linha de base do 1808 Bicônico. Esse resultado foi esperado, uma vez que não são possíveis aperfeiçoamentos significativos em resistência ao avanço de capo- ta ou recuperação de pressão total ao longo dessa linha de ângulo de desvio constante, tal como descrito previamente. Na verdade, tal como mostrado na figura, o ponto de linha de base de 1808 Bicônico obtém o melhor SFC ao longo da linha de 26 graus da linha de ângulo de desvio constante. Ângulos de desvio maiores (número Mach de choque terminal mais baixo)possibilitam uma recuperação de pressão aperfeiçoada, mas esse benefício é crescen- temente compensado por resistência ao avanço de capota adicional resul- tante de ângulos de capota mais altos. O resultado líquido é um SFC mais alto em relação ao ponto de linha de base. Inversamente, ângulos de desvio menores resultam em um aperfeiçoamento limitado em SFC em relação ao ponto de linha de base, mas esses resultados são irrelevantes, porque o número Mach de choque terminal resultante dos ângulos de desvio mais baixos é maior do que o indicado pela prática de projeto supersônico comum.

Tal como mostrado na figura 7-B, quase todo o espaço do proje- to de entrada isentrópica mostra aperfeiçoamento em SFC em relação ao ponto de linha de base do 1808 Bicônico. No espaço de projeto isentrópico, a redução da resistência ao avanço de capota (figura 6-B) produzida por ní- veis de compressão isentrópica menores que 100 por cento faz uma permu- ta favorável contra a recuperação de pressão total reduzida (figura 5-B) den- tro da equação de custo baseada em SFC. Tal como mostrado na figura 7-B, os aperfeiçoamentos de SFC instalado estimados do projeto de entrada de compressão isentrópica expandida 0890 Isentrópico é maior do que 8 por cento em relação ao 1808 Bicônico. Esses resultados indicam que um aper- feiçoamento de SFC adicional seria possível com uma combinação de níveis de compressão ainda mais baixos e semi-ângulos cônicos iniciais mais altos, mas a análise de CFD subseqüente mostrou que efeitos viscosos impedem um aperfeiçoamento significativo em relação à configuração do 0890 Isen- trópico nessa região do espaço de projeto, tal como descrito mais abaixo.

Modalidades da invenção de entradas de compressão isentrópi- ca expandida, incluindo o 0890 Isentrópico, foram analisadas usando ferra- mentas de análise viscosas de CFD de fidelidade mais alta. As configura- ções foram escolhidas para cobrir um âmbito completo de parâmetros de projeto (semi-ângulo inicial e nível de compressão), características operacio- nais (distorção e bloqueio de corrente), e desempenho instalado. Duas con- figurações de projeto de entrada de superfície reta foram selecionadas ao longo da linha de desvio de corrente de 26 graus para análise viscosa de CFD: a entrada de linha de base 1808 Bicônico e a entrada 2600 Unicônico. Deve ser observado que o 2600 Unicônico é similar ao projeto de entrada do bombardeiro B-58, que era capaz de velocidade de vôo de Mach 2.

A figura 8-A mostra uma solução de número Mach baseada em um semi plano de dinâmica de fluido computacional (CFD), a uma velocida- de de corrente local de Mach 1.9, para uma configuração de entrada de 1808 Bicônico, com uma face de ventilador localizada em 850. A figura 8-B mostra uma solução de número Mach baseada em um semi plano de CFD, a uma velocidade de corrente local de Mach 1.9, para uma configuração de entrada de 0890 Isentrópico, com uma face de ventilador localizada em 860 de acordo com uma modalidade da invenção. A análise de CFD foi realizada a uma velocidade de navegação de projeto e corrente de ar quase crítica. Na figura 8-A, a solução do 1808 Bicônico apresenta uma estrutura de choque bem definida e um forte choque de capota.

Na figura 8-B, a entrada do 0890 Isentrópico mostra indícios de região de compressão desfocalizada atrás do choque cônico inicial. Essa desfocalização de compressão é um artefato do processo de compressão isentrópica expandida e está descrito previamente. Um choque de capota mais fraco resultante de um ângulo de capota diminuído também é evidente, tal como mostrado na figura 4-B. A espessura da camada de limite ao longo do corpo central do difusor do 1808 Bicônico na figura 8-A, parece ser menor do que a espessura da camada de limite ao longo do corpo central do difusor do 0890 Isentrópico na figura 8-B, indicando a influência adversa do ângulo de desvio adicional na projeção do corpo central para a entrada de compres- são isentrópica expandida.

A figura 9-A mostra um gráfico de soluções de número Mach baseadas em CFD em semi plano a diversas relações de corrente de massa (MFR, definida como a relação da corrente de massa capturada pela entrada para a corrente que passa através da área de rebordo de capota projetada para corrente livre), a uma velocidade de corrente local de Mach 1,9 para uma configuração de entrada de 1808 Bicônico e a figura 9-B mostra um gráfico de soluções de número Mach, baseadas em CFD de semi plano a diversas relações de corrente de massa, a Mach 1,9 para uma configuração de entrada isentrópica de acordo com uma modalidade da invenção. Tal co- mo é entendido pelos que são versados na técnica, a relação de corrente de massa foi controlado na análise de CFD por meio de uma geometria de obtu- rador de corrente de massa inserido a jusante do caminho de corrente sub- sônica.

Com referência à figura 9-A, deve ser observado que o choque terminal é puxado crescentemente à ré, para dentro do difusor, à medida que a relação de corrente de massa (área de obstrução) aumenta. A uma relação de corrente de 0,9786, pode ser observado um espaço vazio entre a ponta do choque terminal e o rebordo de capota, indicando uma pequena quantidade de vazamento de corrente (a corrente é ligeiramente sub-crítica). A uma relação de corrente de massa de 0,9876, o choque terminal está ago- ra essencialmente ligado ao rebordo de capota, indicando vazamento míni- mo (a corrente é quase crítica). A uma relação de corrente de massa de 0,9881, a corrente é ligeiramente supercrítica, com o choque terminal arras- tado mais profundamente em sua base dentro do difusor. A uma relação de corrente de massa de 0,9883, a estrutura de choque super-crítica torna-se mais adversa, que, tal como é evidente para os que são versados na técni- ca, aumenta a espessura da camada de limite e reduz a área de corrente a jusante a um valor menor do que o na entrada de sucção. Como resultado da camada de limite aumentada, a série de choques pode ser expelida, com vazamento aumentado. Essa expulsão da série de choques é demonstrada pela solução de CFD final na figura 9-A, com um MFR de 0,9119.

Com referência à figura 9-B, o choque terminal é puxado cres- cente à ré com crescente corrente de massa, tal como na figura 9-A. As so- luções na figura 9-B não foram levadas até o ponto em que a série de cho- ques foi expelida, mas elas fornecem a comprovação de que a entrada de compressão isentrópica expandida pode tolerar um arrasto significativo da base do choque terminal a valores de corrente super-críticos, tal como a en- trada bicônica na figura 9-A. Isso é comprovado pelas soluções na figura 9-B a valores de MFR de 0,9851 e 0,9860, onde a base de choque terminal está angulada muito profundamente no caminho de corrente do difusor subsôni- co. Tal como indicado pela capacidade de suportar um arrasto significativo do choque terminal dentro do difusor a jusante, a um MFR alto, tanto o 1808 Bicônico na figura 9-A como o 0890 Isentrópico na figura 9-B mostram uma tolerância moderada por corrente de massa supercrítica.

A figura 10 mostra um traçado de gráfico de relação de corrente de massa baseada em CFD (eixo y) como uma função da área de obturação de corrente de massa de entrada (eixo x) a uma velocidade de corrente local de Mach 1,9 para quatro configurações de entrada: 1808 Bicônico, 0890 I- sentrópico, 0895 Isentrópico e 1470 Isentrópico. O traçado de MFR versus área de obturação de corrente de massa pode fornecer uma indicação da capacidade de bombeamento de corrente de cada entrada e qualquer sensi- bilidade correspondente à influência de características de camada de limite de difusor. Por exemplo, entradas que apresentam uma corrente de massa mais alta para uma determinada área de obturação sugere que essas confi- gurações sofrem menos bloqueio de corrente induzida por camada de limite a jusante. Também uma entrada que apresenta uma queda na relação da corrente de massa em uma área de obturação mais baixa indica que a confi- guração tem um perfil de difusão que é mais sensível à formação da camada de limite com crescente corrente de massa. Da figura 10 pode ser visto que as entradas com níveis de compressão mais altos passam mais corrente por unidade de área de obturação. Isso é porque entradas com níveis mais altos de compressão têm ângulos de inversão de projeção do corpo central mais baixos, devido aos ângulos de capota mais altos. Um ângulo de inversão de projeção do corpo central mais baixo produz uma camada de limite a jusante mais suave e, portanto, menos bloqueio de corrente.

A figura 11 mostra um traçado de gráfico de recuperação de pressão total baseada em CFD (eixo y) como função da relação de corrente de massa (eixo x) a uma velocidade de corrente local de Mach 1,9 para qua- tro configurações de entrada: 1808 Bicônico, 0890 Isentrópico, 0895 Isentró- pico e 1470 Isentrópico. Diferentemente de resultados anteriores usando MOC, essas análises baseadas em CFD incluem perdas de difusor subsôni- co viscoso. A região de corrente quase crítica para cada configuração de entrada é evidente na figura 11, com base no ponto de recuperação de pico e a perda rápida de recuperação a valores de corrente mais altos. Devido à intensidade de choque terminal reduzida na vizinhança do rebordo de capo- ta, níveis de compressão isentrópica mais altos fornecem uma recuperação melhor. Tal como observado anteriormente, a entrada do 0890 Isentrópico demonstra características de recuperação ligeiramente piores do que o 1808 Bicônico.

A figura 12 mostra um traçado de gráfico do coeficiente de resis- tência aditiva ao avanço, baseado em CFD (eixo y) como função da relação de corrente de massa (eixo x) a uma velocidade corrente local de Mach 1,9 para quatro configurações de entrada: 1808 Bicônico, 0890 Isentrópico, 0895 Isentrópico e 1470 Isentrópico. Resistência aditiva ao avanço é o componen- te da resistência ao avanço gerada pela entrada, resultante de vazamento de corrente em excesso em torno da entrada. Os dados msotrados na figura 12 indicam que a diferença no coeficiente de resistência ao avanço aditivo para as configurações de entradas traçadas é pequena e os valores peque- nos para as entradas do 1808 Bicônico, 0890 Isentrópico, 0895 Isentrópico, provêm que as entradas estejam operando a uma corrente quase crítica. Tal como é evidente para os que são versados na técnica, o coeficiente de resis- tência aditiva ao avanço aumenta muito rapidamente quando o vazamento de corrente aumenta.

A figura 13 mostra um traçado de gráfico do coeficiente de resis- tência ao avanço da capota (eixo y) como função da relação de corrente de massa (eixo x) a uma velocidade de corrente local de Mach 1,9 para quatro configurações de entrada: 1808 Bicônico, 0890 Isentrópico, 0895 Isentrópico e 1470 Isentrópico. A figura 13, tal como os resultados baseados em MOC na figura 6, demonstra as diferenças de desempenho potenciais entre os projetos de entrada de superfície reta e os projetos de entrada de compres- são isentrópica expandida de acordo com modalidades da invenção. Tal co- mo mostrado na figura 13, a resistência ao avanço da capota aumenta cons- tantemente com MFR, sendo que os níveis mais baixos de compressão isen- trópica produzem a menor quantidade de resistência ao avanço de capota, devido aos seus ângulos de capota mais baixos, tal como descrito acima. A 38 configuração de entrada do 1808 Bicônico convencional apresenta uma quantidade significativamente maior de resistência ao avanço de capota, em alguns casos, duas vezes a resistência ao avanço de capota do que as três entradas isentrópicas mostradas na figura 13.

Deve ser observado que apesar dos dados de resistência ao avanço de capota mais baixa de qualquer configuração na figura 13, a en- trada do 1470 Isentrópico foi incapaz de obter tanto condições de resistência ao avanço de capota como de corrente de vazamento baixo. Tal como mos- trado na figura 12, o coeficiente de resistência aditiva ao avanço obtenível para a entrada do 1470 Isentrópico é de cerca de 0,02, devido às rígidas características de crescimento da camada de limite do difusor subsônico. Gomo tal, efeitos viscosos evitaram que a entrada do 1470 Isentrópico obti- vesse um valor de resistência aditiva ao avanço baixo, quando comparado com outras modalidades de entrada de compressão isentrópica expandida da invenção. Essa característica de crescimento da camada de limite do di- fusor subsônica é vista, em geral, em todas as entradas de compressão i- sentrópica expandida de baixa compressão, impedindo as mesmas de capi- talizar plenamente seus aspectos de resistência ao avanço de capota, de outro modo baixa.

A figura 14-A mostra um traçado de gráfico de consumo do combustível específico instalado, com base em CFD (eixo y), como função da relação de corrente de massa (eixo x) a uma velocidade de corrente local de Mach 1.9, para quatro configurações de entrada: 1808 Bicônico, 0890 Isentrópico, 0895 Isentrópico e 1470 Isentrópico. Os resultados mostrados na figura 14-A são gerados usando análise baseada em CFD e a equação de custo de SPC apresentada acima. Tal como foi feito para os resultados baseados em MOC, os dados de SFC são apresentados como uma percen- tagem do valor da linha de base do 1808 Bicônico a uma corrente de massa quase crítica, com valores negativos indicando um aperfeiçoamento de de- sempenho relativo. A entrada do 0890 Isentrópico, a uma corrente quase crítica, indica um aperfeiçoamento de cerca de 9,9 por cento sobre a linha de base do 1808 Bicônico a uma corrente quase crítica. A figura 14-B mostra um traçado de gráfico de consumo de combustível específico instalado, com base em CFD (eixo y), uma porcenta- gem de corrente erítica próxima a uma velocidade de corrente local de Ma- ch 1,9, para duas entradas convencionais e oito entradas isentrópicas de acordo com modalidades da invenção. Embora apenas as entradas do 1808 Bicônico, 0890 Isentrópico, 0895 Isentrópico e 1470 Isentrópico foram mos- tradas nas figuras 10 a 14-A, por razões de clareza e simplicidade, a análise de CFD foi usada para avaliar oito entradas de compressão isentrópica ex- pandida: 0890 Isentrópico, 0895 Isentrópico, 1090 Isentrópico, 1470 Isentró- pico, 1490 Isentrópico, 1850 Isentrópico, 1870 Isentrópico. As entradas isen- trópicas foram escolhidas para cobrir um âmbito completo de parâmetros de projeto (semi-ângulo inicial e nível de compressão), características operacio- nais (distorção e bloqueio de corrente) e desempenho instalado. Novamente, os dados de SFC são apresentados como uma percentagem do valor do 1808 Bicônico de linha de base, a uma corrente de massa quase crítica, sendo que valores negativos indicam um aperfeiçoamento de desempenho relativo.

Usando resultados da análise de CFD das entradas de superfí- cie reta e as entradas de compressão isentrópica expandida, os dados de SFC para cada entrada a uma corrente quase crítica, são apresentados na figura 14-B. Para essas entradas capazes de obter uma corrente de massa quase crítica e resistência ao avanço aditivo baixa (todas, exceto as de 1070 Isentrópico, 1470 Isentrópico e 1850 Isentrópico), os resultados baseados em CFD espalham as previsões baseadas em MOC1 mostradas na figura 7- B. Na figura 7-B e na figura 14-B, aperfeiçoamentos de desempenho, que se aproximam de 10 por cento, são indicados para entradas de compressão isentrópica expandida que usam níveis de compressão moderadamente al- tos (maiores do que cerca de 70 por cento). Essas configurações que usam menos compressão (cerca de 70 por cento ou menos) tinham um desempe- nho mais baixo, porque seus aspectos de resistência ao avanço aditivo altos dominaram o benefício da resistência ao avanço da capota de seus ângulos de rebordo de capota mais baixos. Tal como mostrado acima, as características de desempenho da entrada de projeto do projeto de entrada de compressão isentrópica expan- dida mostraram um aperfeiçoamento e validação usando ferramentas de análise de alta fidelidade. Para validar adicionalmente as conclusões da in- venção, as características fora de projeto a um número Mach supersônico mais baixo também foram analisadas. Para determinar características fora de projeto, o 1808 Bicônico foi avaliado contra a modalidade do 0895 Isen- trópico da invenção.

A figura 15 mostra um traçado de gráfico do coeficiente de resis- tência ao avanço da capota (eixo y) baseado em CFD, como função da rela- ção da corrente de massa, a números Mach de projeto e fora de projeto para a entrada do 1808 Bicônico e a entrada do 0895 Isentrópico. Os dados de coeficiente de resistência ao avanço de capota para o 1808 Bicônico são mostrados para números Mach de corrente local 1,9, 1,7 e 1,5. Dados de coeficiente de resistência ao avanço de capota para o 0895 Isentrópico são mostrados para números Mach de corrente local 1,9, 1,7, 1,5 e 1,3. Deve ser observado que a configuração do 0895 Isentrópico mantém uma vantagem de resistência ao avanço de capota sobre a entrada de superfície reta sobre os âmbitos de Mach e âmbitos de relação de corrente de massa. Embora não mostrado nas figuras, também foi observado um aperfeiçoamento mo- desto na resistência aditiva ao avanço fora de projeto para o 0895 Isentrópi- co em relação ao 1808 Bicônico.

Finalmente, uma análise intensiva, baseada em CFD, foi realiza- da em modalidades do projeto de entrada de compressão isentrópica ex- pandida, integrada com uma aeronave de estudo supersônica representati- va. Os resultados foram comparados com uma entrada de superfície reta convencional (de linha de base), integrada com a aeronave de estudo. A a- nálise de entrada integrada foi usada para determinar o efeito da entrada de compressão isentrópica expandida sobre a propagação do estrondo sônico. A análise do estrondo sônico foi realizada integrando as configurações de entrada de compressão convencional e isentrópica expandida e analisando os resultados com uma combinação de métodos de CFD e de propagação de estrondo sônico tradicional. Para fins de integração, os polares de resis- tência ao avanço do veículo e características de ângulo de ataque foram ge- rados para a configuração da aeronave de estudo, analisada usando o soft- ware Overflow, uma ferramenta analítica de CFD.

Aproximadamente nove milhões de pontos de grade foram usa- dos para modelar as configurações. Metodologia de Euler foi aplicada às superfícies da asa e fuselagem, enquanto Navier-Stokes viscoso foi usado para solucionar o campo de corrente altamente complexo dentro da região de entrada nacela mastro. Incrementos de fricção foram aplicados aos resul- tados de Euler de asa-fuselagem para levar em conta efeitos viscosos. Re- sultados de CFD baseados em Overflow foram usados para capturar o cam- po de corrente aerodinâmico de campo próximo tridimensional total em torno da aeronave e iniciar o processo de propagação de estrondo sônico. A for- mação do formato da extremidade frontal do veículo, tal como descrita abai- xo, foi modelada na posição recuada, para reduzir as despesas analíticas, o que não influencia a determinação da contribuição da entrada para a assina- tura de solo do estrondo sônico, porque a formação da assinatura, produzida pela formação da extremidade frontal, é amplamente independente dos cho- ques de asa e entrada e não altera os mesmos para um sistema de choque não fundido. A estrutura de grade de CFD de Overflow usada para a análise de campo próximo de estrondo sônico inclui um bloco de grade adicional abaixo da aeronave, para obter uma resolução de campo de corrente alto para uma distância maior do veículo.

As assinaturas de pressão de plano de simetria de campo pró- ximo extraídos das soluções de CFD foram usadas para iniciar a propagação de estrondo sônico usando o código de Thomas, um algoritmo desenvolvido pelo Centro de Pesquisa de Ames da NASA para extrapolar pressões de campo próximo, para determinar características de estrondo sônico a nível do solo.

A figura 16-A, a figura 16-B e a figura 16-C mostram, em cada caso, uma vista de cima, uma vista frontal e uma vista lateral, da configura- ção da aeronave de estudo usada para análise. A aeronave é uma platafor- ma da classe de peso de decolagem bruta de 45.359 kg (100.000 Ib), proje- tada para uma velocidade de navegação de longo alcance de Mach 1,8. Tal como mostrado nas figuras 16-A e 16-C, o veículo capitaliza amplamente em aperfeiçoamentos de distribuição de área-volume, resultantes do progresso recente em técnicas de formação de estrondo sônico baixo. Evitando a incer- teza e o alto risco de desenvolvimento associados a conceitos de corrente laminar de gradiente escala, a configuração usa o enflechamento variável de asa (a figura 16-A mostra as asas tanto na posição estendida como na posi- ção enflechada), para garantir boas qualidades de desempenho e manuseio na decolagem, aproximação e pouso. A própria asa incorpora um bordo de ataque subsônico e mantém excelentes características de volume interno.

Tal como mostrado nas figuras 16-A e 16-C, uma tecnologia de formação é incorporada na fuselagem dianteira para obter uma extensão longitudinal para vôo supersônico. Essa técnica de formação está prevista, teoricamente, para reduzir amplamente o impulso de estrondo sônico frag- mentando a onda de sobrepressão inicial do veículo em uma série de pe- quenos choques de intensidade reduzida. O alongamento eficiente do veícu- lo também ajuda a evitar a aglutinação dos pequenos choques em um pa- drão de sobrepressão de onda N, de alto impulso. A inclusão da tecnologia de formação, descrita na Patente U.S. No. 6,698,684, que está incorporada ao presente em sua totalidade, possibilita uma redistribuição de área de fu- selagem para o mesmo alvo de sobrepressão de estrondo de pico. A nova área de distribuição proporciona um volume de cabine comparável ao de jatos corporativos e uma margem de volume de fuselagem à ré aperfeiçoada para uma margem de segurança de projeto para empenagem e reforço es- trutural.

A aeronave de estudo incorpora uma disposição de nacela pod- ded, acima da asa, de dois motores, que oferece latitude de posicionamento e benefícios acústicos. A localização acima da asa está prevista para ofere- cer proteção contra sobrepressão sônica de campo afastado durante o vôo supersônico, bem como ruído reduzido no ambiente do aeroporto.

Deve ser entendido que a proteção da asa reduz a propagação para baixo de uma parte substancial da energia de choque pela entrada na- cela à velocidade supersônica. Mas, embora efetiva em reduzir a intensidade do estrondo sônico, a interação do choque de entrada com a superfície su- perior da asa também reduz o desempenho aerodinâmico da asa e cria uma configuração de veículo que é particularmente sensível à integração do sis- tema de propulsão e a intensidade de choque da entrada. Portanto, entradas locais, que obtêm aperfeiçoamentos de desempenho através da forma aero- dinâmica da capota, tal como o projeto de entrada de compressão isentrópi- ca expandida da invenção, geram choques de capota mais fracos, que resul- tam em contribuição menor para as características de estrondo sônico do veículo e um benefício de desempenho geral do veículo, pelo fato de que a interação de choque de entrada estrutura aérea é reduzida.

O nível efetivo de aperfeiçoamentos no desempenho da aerona- ve e características de estrondo sônico dependem da configuração efetiva da aeronave e características de vôo. Como tal, os dados de desempenho e estrondo sônico apresentados abaixo indicam um nível representativo de aperfeiçoamento que pode ser obtido através do uso de uma formação da entrada de compressão isentrópica expandida apenas na aeronave de estu- do. Os resultados são comparados entre duas configurações de veículo, um que usa a entrada de linha de base convencional, 1808 Bicônico, e a outra, que usa a entrada de 0890 Isentrópico.

A figura 17 mostra uma vista de cima de uma solução de pres- são de superfície baseada em CFD de superfícies de asa e fuselagem a Ma- ch 1,8 de corrente livre com a entrada convencional de 1808 Bicônico mos- trada no lado esquerdo da aeronave e a entrada de 0890 Isentrópico mos- trado no lado direito da aeronave. Devido à simetria da aeronave e à análise, a figura 17 está dividida pela metade para simplicidade de apresentação e para comparação direta entre a integração da entrada convencional e a en- trada de compressão isentrópica expandida. As superfícies da nacela foram removidas subseqüentemente da imagem mostrada na figura 17, para per- mitir a visualização da interação de choque-asa abaixo das nacelas. Deve ser observado que a entrada de compressão isentrópica expandida das mo- dalidades da invenção reduziram a intensidade do choque, tal como mostra- do na figura 17. A intensidade de choque mais baixa também resulta em uma linha de intersecção aft-riding, mais favorável, com a superfície superior da asa, o que é benéfico da perspectiva da resistência ao avanço.

Um aperfeiçoamento em resistência ao avanço de de navegação para a aeronave de estudo de mais de 7 por cento foi observado ao usar entradas integradas usando compressão isentrópica expandida. Esses resul- tados indicam que as características de desempenho do projeto de entrada de compressão isentrópica expandida, vistas durante o trabalho de análise 10 isolado, podem ser substancialmente mantidas quando as nacelas são inte- gradas com uma estrutura aérea.

A figura 18 apresenta soluções de sobrepressão de estrondo sônico de campo afastado de assinaturas de estrondo sônico de aeronave tanto para a entrada convencional 1808 Bicônico na aeronave de estudo como a entrada 0890 Isentrópica na aeronave de estudo. A figura 18 traça a mudança de pressão do ambiente (eixo y) contra o tempo em milissegundos (eixo x). A figura 18 compara resultados para uma condição de de navega- ção de 15.544,8 m (51.000 pés) e Mach 1,8. Como resultado de seus aspec- tos de choque mais fracos, a sobrepressão de pico da aeronave que usa a entrada 0890 Isentrópico foi reduzida em 9 por cento na máxima de dianteira 1000 e em quase 16 por cento na máxima à ré 1001, quando comparada com resultados usando 1808 Bicônico. Tempo de subida 1002 até o primeiro pico também é retardado em quase 10 por cento.

Embora a análise acima inclua o uso da configuração de aero- nave mostrada nas figuras 16-A, 16-B e 16-C, fica evidente para os que são versados na técnica que os projetos de entrada de compressão isentrópica expandida, de acordo com modalidades da invenção, podem ser usados em configurações de aeronave alternativas. Além disso, a localização, disposi- ção, número e tamanho de projetos de entrada de compressão isentrópica expandida podem ser alterados de acordo com modalidades da invenção sem afastar-se do alcance e espírito da invenção.

O projeto de entrada de compressão isentrópica expandida au- menta a latitude de projeto para elevar a região de capota da entrada, en- quanto permite controle sobre outros parâmetros de projeto de entrada es- senciais, tais como número Mach de choque terminal, distorção de corrente do difusor e recuperação de pressão total. Tal como mostrado, ângulos de superfície de capota reduzidos podem aperfeiçoar a resistência ao avanço da entrada e características de resistência ao avanço de interferência. A in- clinação reduzida da capota também reduz a contribuição da entrada para as características de estrondo sônico total do veículo durante vôo supersôni- co e diminui o potencial da interferência cruzada aerodinâmica entre entra- das ligadas de modo próximo.

Os projetos de entrada de compressão isentrópica expandida de acordo com modalidades da invenção obtêm aperfeiçoamentos em relação a projetos de entrada de superfície reta convencionais, sem o uso de sistemas secundários complicados ou geometria variável. Mas, considera-se que a invenção possa ser combinada com outros sistemas, tais como métodos de corrente de desvio de entrada, sistemas de controle de camada de limite baseados em ar de sangria, tirantes de suporte do corpo central formados aerodinamicamente, técnicas e métodos de controle de camada de limite baseados em tratamento de superfície, ou outros sistemas e métodos. I- gualmente, considera-se que entradas de acordo com modalidades da in- venção possam ser combinadas com diversos sistemas de propulsão, inclu- indo, mas não limitados a, turbina de gás, motor sem partes móveis, motor de combustão supersônico sem partes móveis, ou de ciclo combinado.

Novamente, deve ser entendido que o método de projeto de compressão isentrópica expandida pode ser aplicado a qualquer conceito de entrada de compressão externa ou compressão mista, incluindo entradas axialmente simétricas, parcialmente cônicas e bidimensionais. Na verdade, ângulos de capota para entradas de compressão externas podem ser redu- zidos para aproximar-se dos usados em entradas de compressão mista tra- dicionais, usando as modalidades de invenção, fundindo a robustez da esta- bilidade de choque inerente da geometria de compressão externa com o alto desempenho instalado de compressão mista. As descrições precedentes de modalidades específicas da in- venção são apresentadas para fins de ilustração e descrição. Não preten- dem ser completos nem limitar a invenção às formas precisas descritas. Ob- viamente, muitas modificações e variações são possíveis em vista dos énsi- namentos acima. Embora as modalidades tenham sido escolhidas é descri- tas para melhor explicar os princípios da invenção e suas aplicações práti- cas, desse modo possibilitando outras pessoas versadas na técnica a utilizar do melhor modo a invenção, diversas modalidades com diversas modifica- ções apropriadas para o uso específico também são possíveis. O alcance da invenção deve ser definido apenas pelas reivindicações anexas ao presente e pelos seus equivalentes.

Claims (28)

1. Entrada supersônica, que compreende: um bordo de ataque, configurado para gerar uma onda de choque inicial, uma superfície de com- pressão, posicionada a jusante do bordo de ataque e com pelo menos uma seção curvada, configurada para gerar compressão isentrópica, um rebordo de capota, separado espacialmente da superfície de compressão, de modo que o rebordo de capota e a superfície de compressão definem uma abertu- ra de entrada para receber uma corrente supersônica, sendo que a superfí- cie de compressão está configurada para gerar uma segunda onda de cho- que que, durante a operação da entrada supersônica, a uma velocidade de cruzeiro predeterminada, estende-se da superfície de compressão, para cru- zar a onda de choque inicial em um ponto substancialmente adjacente ao rebordo de capota; e a compressão isentrópica gerada pela seção curvada está caracterizada por uma série de linhas de Mach, sendo que, durante a operação da entrada supersônica, à velocidade de cruzeiro predeterminada, pelo menos uma pluralidade das linhas de Mach não está focalizada no pon- to substancialmente adjacente ao rebordo de capota.

2. Entrada supersônica de acordo com a reivindicação 1, sendo que nenhuma das linhas de Mach está focalizada no ponto substancialmente adjacente ao rebordo de capota.

3. Entrada supersônica de acordo com a reivindicação 1, sendo que a segunda onda de choque inclui uma região arqueada adjacente ao ponto, e a pelo menos uma pluralidade de linhas de Mach cruza a segunda onda de choque na região arqueada.

4. Entrada supersônica de acordo com a reivindicação 3, sendo que, à medida que a região arqueada da segunda onda de choque se apro- xima do ponto de focalização, a tangente da região arqueada aproxima-se de uma direção ortogonal à corrente supersônica, em uma condição de cor- rente livre.

5. Entrada supersônica de acordo com a reivindicação 3, sendo que um número Mach de choque varia ao longo do comprimento da segunda onda de choque e o número Mach de choque adjacente à superfície de compressão é substancialmente menor do que o número Mach de choque adjacente ao ponto.

6. Entrada supersônica de acordo com a reivindicação 3, sendo que um número Mach de choque varia ao longo do comprimento da segunda onda de choque e um primeiro gradiente do número Mach de choque sobre a região arqueada da segunda onda de choque é maior do que um segundo gradiente do número Mach de choque ao longo da segunda onda de choque, da superfície de compressão para a região arqueada.

7. Entrada supersônica de acordo com a reivindicação 3, sendo que um ângulo de desvio de corrente da corrente supersônica varia ao longo do comprimento do segundo choque e o ângulo de desvio de corrente do segundo choque adjacente ao rebordo de capota é menor do que o ângulo de desvio de corrente da segunda onda de choque adjacente à superfície de compressão.

8. Entrada supersônica de acordo com a reivindicação 1, sendo que o rebordo de capota está substancialmente alinhado com um ângulo de corrente adjacente ao rebordo de capota.

9. Entrada supersônica de acordo com a reivindicação 1, sendo que a superfície de compressão inclui uma seção substancialmente reta a montante da seção curvada.

10. Entrada supersônica de acordo com a reivindicação 1, sendo que a abertura de entrada é uma abertura de entrada axialmente simétrica.

11. Entrada supersônica de acordo com a reivindicação 1, sendo que a abertura de entrada é uma abertura de entrada axialmente não- simétrica.

12. Entrada supersônica de acordo com a reivindicação 1, sendo que o rebordo de capota e a superfície de compressão, pelo menos em par- te, formam uma entrada de compressão externa.

13. Entrada supersônica de acordo com a reivindicação 1, sendo que o rebordo de capota e a superfície de compressão, pelo menos em par- te, formam uma entrada de compressão mista.

14. Sistema de propulsão supersônico, que compreende: um motor com uma entrada de ar e um sistema de descarga; uma seção difuso- ra. subsônica, ligada à entrada de ar do motor e configurada para difundir uma corrente para uma condição subsônica predeterminada, apropriada pa- ra o motor; uma seção de compressão supersônica, ligada ao difusor por um colar e incluindo uma superfície de compressão e um rebordo de capota, sendo que o rebordo de capota está espacialmente separado da superfície de compressão, de modo que o rebordo de capota e a superfície de com- pressão definem uma abertura de entrada, para receber uma corrente su- persônica; sendo que a superfície de compressão está configurada para ge- rar uma onda de choque inicial, a partir de um bordo de ataque da superfície de compressão, e uma segunda onda de choque, que se estende de uma seção a jusante da superfície de compressão, para cruzar a onda de choque inicial em um ponto substancialmente adjacente ao rebordo de capota, sen- do que a superfície de compressão compreende pelo menos uma seção cur- vada, caracterizada por uma série de linhas de Mach, sendo que, durante a operação do motor supersônico, a uma velocidade de cruzeiro predetermi- nada, pelo menos uma pluralidade das linhas de Mach não está focalizada no ponto substancialmente adjacente ao rebordo de capota.

15. Sistema de propulsão supersônico de acordo com a reivindi- cação 14, sendo que nenhuma das linhas de Mach está focalizada no ponto substancialmente adjacente ao rebordo de capota.

16. Sistema de propulsão supersônico de acordo com a reivindi- cação 14, sendo que a segunda onda de choque inclui uma região arqueada adjacente ao ponto e pelo menos uma pluralidade de linhas de Mach cruza a segunda onda de choque na região arqueada.

17. Sistema de propulsão supersônico de acordo com a reivindi- cação 16, sendo que, à medida que a região arqueada da segunda onda de choque se aproxima do ponto, a tangente da região arqueada aproxima-se de uma direção ortogonal à corrente supersônica, em uma condição de cor- rente livre.

18. Sistema de propulsão supersônico de acordo com a reivindi- cação 16, sendo que um número Mach de choque varia ao longo do com- primento da segunda onda de choque e o número Mach de choque adjacen- te à superfície de compressão é substancialmente menor do que o número Mach de choque adjacente ao ponto.

19. Sistema de propulsão supersônico de acordo com a reivindi- cação 16, sendo que um número Mach de choque varia ao longo do com- primento da segunda onda de choque e um primeiro gradiente do número Mach de choque sobre a região arqueada da segunda onda de choque é maior do que um segundo gradiente do número Mach de choque ao longo da segunda onda de choque, da superfície de compressão para a região arqueada.

20. Sistema de propulsão supersônico de acordo com a reivindi- cação 14, sendo que o rebordo de capota está substancialmente alinhado com um ângulo de corrente adjacente ao rebordo de capota.

21. Aeronave supersônica, que compreende: uma fuselagem aérea, configurada para vôo supersônico; pelo menos um motor, montado na fuselagem aérea, com uma entrada de ar e um sistema de descarga; uma seção difusora subsônica, ligada à entrada de ar do motor e configurada pa- ra difundir uma corrente para uma condição subsônica predeterminada, a - propriada para o motor; uma seção de compressão supersônica, ligada ao difusor subsônico por um abertura e incluindo uma superfície de compressão e um rebordo de capota, sendo que o rebordo de capota está especialmente separado da superfície de compressão, de modo que o rebordo de capota e a superfície de compressão definem uma abertura de entrada para receber uma corrente supersônica, sendo que a superfície de compressão está con- figurada para gerar uma onda de choque inicial, a partir de um bordo de ata- que da superfície de compressão, e uma segunda onda de choque, que se estende de uma seção a jusante da superfície de compressão, para cruzar a onda de choque inicial em um ponto substancialmente adjacente ao rebordo de capota, sendo que a superfície de compressão compreende uma seção curvada, caracterizada por uma série de linhas de Mach, sendo que, durante a operação do motor supersônico, a uma velocidade de cruzeiro predetermi- nada, pelo menos uma pluralidade das linhas de Mach não está focalizada no ponto substancialmente adjacente ao rebordo de capota.

22. Entrada supersônica de acordo com a reivindicação 21, sen- do que nenhuma das linhas de Mach está focalizada no ponto substancial- mente adjacente ao rebordo de capota.

23. Aeronave supersônica de acordo com a reivindicação 21, sendo que a segunda onda de choque inclui uma região arqueada adjacente ao ponto, e a pelo menos uma pluralidade de linhas de Mach cruza a segun- da onda de choque na região arqueada.

24. Aeronave supersônica de acordo com a reivindicação 23, sendo que, à medida que a região arqueada da segunda onda de choque se aproxima do ponto, a tangente da região arqueada aproxima-se de uma di- reção ortogonal à corrente supersônica, em uma condição de corrente livre.

25. Aeronave supersônica de acordo com a reivindicação 23, sendo que o número Mach de choque varia ao longo do comprimento da segunda onda de choque e o número Mach de choque adjacente à superfí- cie de compressão é substancialmente menor do que o número Mach de choque adjacente ao ponto.

26. Aeronave supersônica de acordo com a reivindicação 23, sendo que um número Mach de choque varia ao longo do comprimento da segunda onda de choque e um primeiro gradiente do número Mach de cho- que sobre a região arqueada da segunda onda de choque é maior do que um segundo gradiente do número Mach de choque ao longo da segunda onda de choque, da superfície de compressão para a região arqueada.

27. Aeronave supersônica de acordo com a reivindicação 21, sendo que o rebordo de capota está substancialmente alinhado com um ân- gulo de corrente adjacente ao rebordo de capota.

28. Método para desacelerar uma corrente supersônica para um sistema de propulsão supersônico; sendo que o método compreende: nave- gar a uma velocidade supersônica predeterminada; receber uma corrente supersônica em uma entrada com uma superfície de compressão e um re- bordo de capota, sendo que o rebordo de capota está espacialmente sepa- rado da superfície de compressão, de modo que o rebordo de capota e a superfície de compressão definem uma abertura de entrada para receber uma corrente supersônica; gerar uma onda de choque inicial a partir de um bordo de ataque da superfície de compressão da entrada; gerar uma segun- da onda de choque que, durante a operação da entrada supersônica a uma velocidade supersônica predeterminada, se estende da superfície de com- pressão para cruzar a onda de choque inicial em um ponto substancialmente adjacente ao rebordo de capota; gerar compressão isentrópica da corrente supersônica por uma seção curvada da superfície de compressão, que está caracterizada por uma série de linhas de Mach, sendo que, durante a opera- ção da entrada supersônica na velocidade supersônica predeterminada, pelo menos uma pluralidade das linhas de Mach, que se estendem da seção cur- vada, não está focalizada no ponto substancialmente adjacente ao rebordo de capota.