[특허]Flush inlet for supersonic aircraft

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IPC분류정보
국가/구분	United States(US) Patent 등록
국제특허분류(IPC7판)	B64D-033/02
출원번호	US-0306745 (1981-09-29)
발명자 / 주소	Ball William H. (Mercer Island WA)
출원인 / 주소	The Boeing Company (Seattle WA 02)
인용정보	피인용 횟수 : 27 인용 특허 : 0

초록 ▼

A flush inlet and inlet air passage for supersonic aircraft including provisions for efficiently decelerating a supersonic airstream entering the inlet and converting such airstream to subsonic airflow within the inlet air passage prior to introduction into the aircraft\s jet propulsion engine. More specifically, a two-dimensional inlet and convergent/divergent inlet air passage for supersonic jet aircraft wherein the inlet is flush with the aircraft\s external surface, and the supersonic airflow entering the inlet is reduced to transonic or subsonic velocity by means of a series of weak shock waves as the airstream transits the convergent portion of the inlet passage and, thereafter, the subsonic or transonic flow is further decelerated as it transits the divergent portion of the inlet passage prior to introduction into the engine; such inlet including: (i) an expansion corner at the upstream leading edge of the inlet for turning and expanding the freestream airflow; (ii) provision for inflight optimization of the inlet cant angle at the expansion corner as a function of the actual Mach number; (iii) provision for inflight adjustment of the inlet passage boundary walls as a function of the speed and pressure of the inlet airflow; and (iv), means for removing excess low energy boundary layer air from the inlet passage surfaces to insure formation of a proper shock wave pattern to effect airflow deceleration. An exemplary supersonic flush inlet designed for operation at speeds of Mach 2.2, and below, has been illustrated; and, provision is made for increasing the pressure of the low energy boundary layer air extracted from the inlet passage to levels which readily permit of overboard discharge.

대표청구항 ▼

A flush supersonic air inlet and convergent/divergent inlet air passage for supersonic aircraft of the type having a jet propulsion engine, comprising, in combination: (a) a flush mounted air inlet formed in the surface of the aircraft body; (b) a convergent/divergent inlet air passage having a throat at the juncture of the convergent and divergent portions of said passage and extending from said flush mounted air inlet to the jet propulsion engine inlet; (c) an expansion corner defining an adjustable cant angle formed at the upstream leading edge of said flush mounted air inlet for turning the external airstream into said inlet and passage and expanding and accelerating the thus redirected airstream; (d) means for adjusting said expansion corner cant angle during inflight operation as a function of the actual Mach number at which the supersonic aircraft is operating for inflight optimization of said supersonic air inlet; (e) said convergent portion of said convergent/divergent air passage being shaped so as to generate a series of weak shock waves as the expanded and thus accelerated airstream moves towards said throat for progressively decelerating said airstream from supersonic velocities to at least transonic velocity at said throat; and, (f) said divergent portion of said convergent/divergent air passage serving to further decelerate said airstream from transonic velocity to subsonic velocity as said airstream moves from said throat to the jet propulsion engine inlet.

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