Motor a reacción de una aeronave supersónica.
Una instalación de un motor a reacción de una aeronave supersónica que dispone de una estructura de entrada de aire del motor que incluye:
una rampa de entrada y una faldilla que tienen un borde (43) separado hacia fuera de la rampa de tal forma que el aire que entra fluye entre la rampa y el borde, caracterizada por que la rampa está configurada para producir un primer grupo de ondas de choque oblicuas (42) que se expanden hacia fuera desde la parte delantera de la rampa hasta superar el borde (43), un segundo sistema de ondas de choque oblicuas (47) que se extiende hacia fuera desde la parte posterior de la citada rampa a continuación del primer sistema de ondas de choque oblicuas (42) para intersectar dentro del borde con una onda de choque terminal (49) que se extiende hacia fuera desde la parte posterior de la rampa; teniendo la rampa según un plano axial-radial, en la dirección del flujo:
una primera porción (41) que presenta una concavidad hacia fuera;
una segunda porción (44) que es recta y que se encuentra configurada para producir el citado primer sistema de ondas de choque oblicuas (42) que se extiende hacia adelante del citado borde y dentro de la trayectoria del flujo de aire hacia la estructura interior sin apenas proporcionar una compresión adicional;
una tercera porción (45) ubicada hacia atrás de la citada segunda porción (44), esta tercera porción (45) es cóncava en su parte externa y se ha configurado para producir un sistema de ondas de choque oblicuas (47) que se extiende desde la citada tercera porción (45) hacia una parte (en 50) donde se produce una onda de choque terminal (49) que se encuentra a cierta distancia del borde (43);
una cuarta porción (52) que es recta y se encuentra a continuación de la citada tercera porción (45), cercana a la onda de choque terminal (49); y
una quinta porción (54) que proporciona un giro inicial del flujo hacia el motor más allá de la onda de choque terminal (49), extendiéndose dicha quinta porción (54) de manera ininterrumpida desde dicha cuarta porción (52);
creando este sistema de entrada una compresión, un sistema de ondas de choque y una distribución de presión total que, de forma intencionada, no es uniforme a lo largo de cualquier plano axial ubicado a continuación de la onda de choque terminal.
Tipo: Patente Internacional (Tratado de Cooperación de Patentes). Resumen de patente/invención. Número de Solicitud: PCT/US2007/021624.
Solicitante: AERION CORPORATION.
Nacionalidad solicitante: Estados Unidos de América.
Dirección: 1325 AIRMOTIVE WAY, SUITE 370 RENO, NV 89502 ESTADOS UNIDOS DE AMERICA.
Inventor/es: CHASE,JAMES D, GARZON,GERMAN ANDRES.
Fecha de Publicación: .
Clasificación Internacional de Patentes:
- B64C30/00 TECNICAS INDUSTRIALES DIVERSAS; TRANSPORTES. › B64 AERONAVES; AVIACION; ASTRONAUTICA. › B64C AEROPLANOS; HELICOPTEROS (vehículos de colchón de aire B60V). › Aeronaves de tipo supersónico.
PDF original: ES-2617754_T3.pdf
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