[특허]Method for designing flowfield molded hypersonic inlet for integrated turbojet and ram-scramjet applications

Lockheed Martin Corporation

검색어에 아래의 연산자를 사용하시면 더 정확한 검색결과를 얻을 수 있습니다.
검색연산자

검색도움말
검색연산자	기능	검색시 예
()	우선순위가 가장 높은 연산자	예1) (나노 (기계 \| machine))
공백	두 개의 검색어(식)을 모두 포함하고 있는 문서 검색	예1) (나노 기계) 예2) 나노 장영실
\|	두 개의 검색어(식) 중 하나 이상 포함하고 있는 문서 검색	예1) (줄기세포 \| 면역) 예2) 줄기세포 \| 장영실
!	NOT 이후에 있는 검색어가 포함된 문서는 제외	예1) (황금 !백금) 예2) !image
*	검색어의 *란에 0개 이상의 임의의 문자가 포함된 문서 검색	예) semi*
""	따옴표 내의 구문과 완전히 일치하는 문서만 검색	예) "Transform and Quantization"

과학기술 지식인프라 ScienceON

연합인증

연합인증 가입 기관의 연구자들은 소속기관의 인증정보(ID와 암호)를 이용해 다른 대학, 연구기관, 서비스 공급자의 다양한 온라인 자원과 연구 데이터를 이용할 수 있습니다.

이는 여행자가 자국에서 발행 받은 여권으로 세계 각국을 자유롭게 여행할 수 있는 것과 같습니다.

연합인증으로 이용이 가능한 서비스는 NTIS, DataON, Edison, Kafe, Webinar 등이 있습니다.

한번의 인증절차만으로 연합인증 가입 서비스에 추가 로그인 없이 이용이 가능합니다.

다만, 연합인증을 위해서는 최초 1회만 인증 절차가 필요합니다. (회원이 아닐 경우 회원 가입이 필요합니다.)

연합인증 절차는 다음과 같습니다.

최초이용시에는
ScienceON에 로그인 → 연합인증 서비스 접속 → 로그인 (본인 확인 또는 회원가입) → 서비스 이용

그 이후에는
ScienceON 로그인 → 연합인증 서비스 접속 → 서비스 이용

연합인증을 활용하시면 KISTI가 제공하는 다양한 서비스를 편리하게 이용하실 수 있습니다.

특허 상세정보

MyON담기

내보내기 페이스북 공유 트위터 공유 카카오톡 공유

Method for designing flowfield molded hypersonic inlet for integrated turbojet and ram-scramjet applications

특허상세정보
국가/구분	United States(US) Patent 등록
국제특허분류(IPC7판)	F02C-007/00 B64D-033/02 B64D-033/00
미국특허분류(USC)	060/768; 137/015.1; 244/053.B; 703/001
출원번호	UP-0187577 (2005-07-22)
등록번호	US-7568347 (2009-08-24)
발명자 / 주소	Leland, Bradley C. Klinge, John D. Lundy, Brian F.
출원인 / 주소	Lockheed Martin Corporation
대리인 / 주소	Bracewell & Giuliani LLP
인용정보	피인용 횟수 : 2 인용 특허 : 5

초록
▼

A diverterless hypersonic inlet (DHI) for a high speed, air-breathing propulsion system reduces the ingested boundary layer flow, drag, and weight, and maintains a high capture area for hypersonic applications. The design enables high vehicle fineness ratios, low-observable features, and enhances ramjet operability limits. The DHI is optimized for a particular design flight Mach number. A forebody segment generates and focuses a system of multiple upstream shock waves at desired strengths and angles to facilitate required inlet and engine airflow conditions. The forebody contour diverts boundary layer flow to the inlet sides, effectively reducing the thickness of the boundary layer that is ingested by the inlet, while maintaining the capture area required by the hypersonic propulsion system. The cowl assembly is shaped to integrate with the forebody shock system and the thinned boundary layer region.

대표
청구항
▼

What is claimed is: 1. A method of designing a hypersonic inlet for an aircraft, the method comprising: (a) establishing a centerline geometry for a flowfield generator (FFG); (b) establishing spanwise contours for the FFG; (c) gridding and running computational fluid dynamics (CFD) for the FFG; (d) iterating steps (a) through (c) until a desired inlet aperture flow characteristics uniformity, and geometrical constraints are achieved; (e) streamline tracing a diverterless hypersonic inlet (DHI) forebody within a three-dimensional, FFG CFD solution and transferring the streamlines into a computer aided design (CAD) environment; and (f) surfacing streamlines of the DHI forebody in the CAD environment and consolidating them with an inlet aperture design. 2. A method according to claim 1, wherein step (a) comprises performing a series of shock calculations to determine viable shock system configurations, including at least one of a shock and a shock angle, to achieve the desired inlet aperture flow characteristics; and based on the shock calculations, designing an FFG required to generate a desired shock system configuration. 3. A method according to claim 1, further comprising factoring an intended streamline cut position of approximately 10% to 40% of the inlet aperture. 4. A method according to claim 1, wherein step (b) comprises contouring each spanwise contour individually, wherein each spanwise contour affects a spanwise shape of generated shocks, lateral boundary layer migration, and a capture area of the inlet aperture. 5. A method according to claim 1, wherein step (c) comprises constructing streamline seed planes, applying aircraft constraints and inlet aperture geometry, assessing inlet aperture flowfield characteristics, assessing shock positions, and calculating streamlines forward from the inlet aperture to assess a capture area thereof. 6. A method according to claim 1, further comprising reassessing shock positions, inlet aperture flow characteristics, and capture area, and assessing boundary layer thickness and surface pressure gradients. 7. A method according to claim 1, further comprising evaluating off-design conditions and augmenting with DHI forebody flow control. 8. A method of designing a hypersonic inlet for an aircraft, the method comprising: (a) establishing a centerline geometry for a flowfield generator (FFG); (b) optimizing the FFG and a shock system configuration to fit aircraft geometrical constraints and engine airflow requirements; (c) establishing spanwise contours for the FFG, and contouring each spanwise contour individually, wherein each spanwise contour affects a spanwise shape of generated shocks, lateral boundary layer migration, and a capture area of a cowl; (d) gridding and running computation fluid dynamics (CFD) for the FFG by constructing streamline seed planes, applying aircraft constraints and inlet aperture geometry, assessing inlet aperture flowfield characteristics, assessing shock positions, and calculating streamlines forward from the inlet aperture to assess a capture area thereof; (e) iterating steps (a) through (d) until a desired inlet aperture flow characteristics and geometrical constraints are achieved; (f) streamline tracing a diverterless hypersonic inlet (DHI) forebody within a three-dimensional, FFG CFD solution and transferring the streamlines into a computer aided design (CAD) environment; and (g) surfacing streamlines of the DHI forebody in the CAD environment and consolidating them with an inlet aperture design 9. A method according to claim 8, wherein step (a) comprises performing a series of shock calculations to determine viable shock system configurations, including a at least one of a shock and shock angle, to achieve the desired inlet aperture flow characteristics; and designing an FFG based onthe shock calculations required to generate a desired shock system configuration. 10. A method according to claim 8, wherein step (b) comprises factoring an intended streamline cut position of approximately 10% to 40% of the inlet aperture. 11. A method according to claim 8, further comprising reassessing shock positions, inlet flowfield characteristics, and capture area, and assessing boundary layer thickness and surface pressure gradients. 12. The method according to claim 8, further comprising: gridding DHI geometry and running viscous CFD analysis; modifying the DHI geometry and confirming with follow-on viscous CFD runs; evaluating off-design conditions and augmenting with the DHI with forebody flow control; and integrating the DHI geometry with geometry of the aircraft for aerodynamic analysis.

이 특허에 인용된 특허 (5)

이 특허를 인용한 특허 피인용횟수: 2

IPC 상위 출원인

내보내기

상세정보
내보내기 구분	파일저장 인쇄 메일전송
구성항목	관리번호, 국가코드, 자료구분, 상태, 출원번호, 출원일자, 공개번호, 공개일자, 등록번호, 등록일자, 발명명칭(한글), 발명명칭(영문), 출원인(한글), 출원인(영문), 출원인코드, 대표IPC 관리번호, 국가코드, 자료구분, 상태, 출원번호, 출원일자, 공개번호, 공개일자, 공고번호, 공고일자, 등록번호, 등록일자, 발명명칭(한글), 발명명칭(영문), 출원인(한글), 출원인(영문), 출원인코드, 대표출원인, 출원인국적, 출원인주소, 발명자, 발명자E, 발명자코드, 발명자주소, 발명자 우편번호, 발명자국적, 대표IPC, IPC코드, 요약, 미국특허분류, 대리인주소, 대리인코드, 대리인(한글), 대리인(영문), 국제공개일자, 국제공개번호, 국제출원일자, 국제출원번호, 우선권, 우선권주장일, 우선권국가, 우선권출원번호, 원출원일자, 원출원번호, 지정국, Citing Patents, Cited Patents
저장형식	Text(ASCII format) Excel format PIAS분석(.xls)
메일정보	받는사람 (필수) @ 보내는사람 (선택) @ 제목 내용 KISTI 검색결과 이메일 서비스
안내	> 총 건의 자료가 검색되었습니다. > 다운받으실 자료의 인덱스를 입력하세요. (1-10,000) > 검색결과의 순서대로 최대 10,000건 까지 다운로드가 가능합니다. > 데이타가 많을 경우 속도가 느려질 수 있습니다.(최대 2~3분 소요) > 다운로드 파일은 UTF-8 형태로 저장됩니다. 파일의 내용이 제대로 보이지 않을실 때는 웹브라우저 상단의 보기 -> 인코딩 -> 자동선택 여부를 확인하십시오 > ~ > Text(ASCII format) Excel format

과학기술 지식인프라 ScienceON

ScienceON Chatbot

연합인증

특허 상세정보

Method for designing flowfield molded hypersonic inlet for integrated turbojet and ram-scramjet applications

초록
▼

대표
청구항
▼

이 특허에 인용된 특허 (5)

이 특허를 인용한 특허 피인용횟수: 2

IPC 상위 출원인

과제정보

상세정보조회

원문조회

IPC 상세정보(version : 201201)

연구과제 성과물(0)

참여연구원의 다른 문헌(0)

처리중입니다.

잠시만 기다려주세요.

ScienceON Chatbot

연합인증

특허 상세정보

Method for designing flowfield molded hypersonic inlet for integrated turbojet and ram-scramjet applications

초록 ▼

대표청구항 ▼

이 특허에 인용된 특허 (5)

이 특허를 인용한 특허 피인용횟수: 2

IPC 상위 출원인

과제정보

상세정보조회

원문조회

IPC 상세정보(version : 201201)

연구과제 성과물(0)

참여연구원의 다른 문헌(0)

처리중입니다.

잠시만 기다려주세요.

초록
▼

대표
청구항
▼