F - Mech Eng,Light,Heat,Weapons – 02 – C
Patent
F - Mech Eng,Light,Heat,Weapons
02
C
F02C 7/04 (2006.01) F02K 1/40 (2006.01)
Patent
CA 2703748
Embodiments of the invention relate to a supersonic inlet having a cowl lip configured to capture the conic shock and exhibit a zero or substantially zero cowl angle. The inlet may be configured to employ a relaxed isentropic compression surface and an internal bypass. The nacelle bypass may prevent flow distortions, introduced by the capture of the conic shock, from reaching the turbomachinery, thereby allowing the cowl angle to be reduced to zero or substantially zero. Such a cowl angle may reduce the inlet's contribution to the overall sonic boom signature for a supersonic aircraft while allowing for an increase in engine pressure recovery and a subsequent improvement in generated thrust by the engine.
Les modes de réalisation de l'invention se rapportent à une entrée supersonique munie d'une lèvre de tablier conçue pour capturer le choc conique et pour présenter un angle de tablier sensiblement nul. L'entrée peut être configurée pour utiliser une surface de compression isentropique détendue et un bipasse interne. Le bipasse de nacelle peut empêcher que les distorsions du flux provoquées par la capture du choc conique n'atteignent le turbomécanisme, ce qui permet de réduire l'angle de tablier à zéro ou quasiment à zéro. Un tel angle de tablier peut réduire la contribution de l'entrée à la signature du choc sonique global d'un aéronef supersonique tout en permettant une augmentation du rétablissement de la pression du moteur et une amélioration ultérieure de la poussée générée par le moteur.
Finlayson & Singlehurst
Gulfstream Aerospace Corporation
LandOfFree
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Profile ID: LFCA-PAI-O-1563970