FLIGHT VEHICLE ENGINE INLET WITH INTERNAL DIVERTER, AND METHOD OF CONFIGURING

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. L'invention concerne une entrée pour un moteur de véhicule volant, par exemple pour un moteur supersonique ou hypersonique, comprenant un déflecteur d'écoulement interne pour dévier un flux de couche limite. Le déflecteur d'écoulement est conçu pour réduire au minimum une interruption de l'écoulement à l'extérieur de la limite déviée en étant configuré par l'utilisation d'un champ d'écoulement qui est également utilisé pour configurer les parois de l'entrée. Le champ d'écoulement qui est utilisé pour configurer une forme de création d'entrée et une forme de création de déflecteur a les mêmes générateur de flux, rapport de contraction, taux de compression, rapport de capture de masse, rapport de pression entre l'entrée et la sortie et/ou nombre de Mach, par exemple. Le déflecteur interne peut être configuré de façon à permettre une sélection arbitraire d'une forme de bord d'attaque pour le déflecteur interne, par exemple pour utiliser une forme qui aide à éviter une détection radar.