MÉTODO PARA CONFIGURAR UMA ENTRADA PARA UM MOTOR DE VEÍCULO DE VOO

A presente invenção refere-se a entrada para um motor de veículo de vôo, como para um motor supersônico ou hipersônico, inclui um desviador interno de fluxo para desviar o fluxo da camada limite; e método de configurar. O desviador de fluxo é configurado para minimizar o rompimento para fluir fora do limite desviado, sendo configurado por meio do uso de um campo de fluxo que também é usado para configurar as paredes da entrada. O campo de fluxo que é usado para configurar uma forma de criação de entrada e uma forma de criação de desviador tem o mesmo gerador de fluxo, razão de contração, razão de compressão, razão de captura de massa, razão de pressão entre entrada e saída e/ou número de Mach, por exemplo. O desviador interno pode ser configurado de modo a permitir a seleção arbitrária de uma forma de borda de ataque para o desviador interno, por exemplo, para usar uma forma que ajuda a evitar a detecção por radar. An inlet for a flight vehicle engine, such as for a supersonic or hypersonic engine, includes an internal flow diverter to divert boundary layer flow. The flow diverter is configured to minimize disruption to flow outside the diverted boundary by being configured through use of a flow field that is also used to configure the walls of the inlet. The flow field that is used to configure an inlet-creating shape and a diverter-creating shape has the same flow generator, contraction ratio, compression ratio, mass capture ratio, pressure ratio between entrance and exit, and/or Mach number, for example. The internal diverter may be configured so as to allow arbitrary selection of a leading edge shape for the internal diverter, for example to use a shape that helps avoid radar detection.