CHEVRON NOZZLE OF A GAS TURBINE ENGINE

The invention relates to the field of engine building, and more particularly to jet nozzles with noise reduction devices, and is intended for use in aircraft engines. A chevron nozzle of a gas turbine engine comprises an exhaust pipe (2), on the output end (3) of which there are chevrons (4) which a...

Ausführliche Beschreibung

Gespeichert in:

Bibliographische Detailangaben
Hauptverfasser:	ALEKSENTCEV, Aleksei Aleksandrovich, SINER, Aleksandr Aleksandrovich, KOPYSOV, Dmitry Vladislavovich, KRASHENNIKOV, Sergei Yuryevich, MIRONOV, Aleksei Konstantinovich, BEKURIN, Dmitry Borisovich, KOBELEV, Nikolai Valeryevich
Format:	Patent
Sprache:	eng ; fre ; rus
Schlagworte:	BLASTING COMBUSTION ENGINES HEATING HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS JET-PROPULSION PLANTS LIGHTING MECHANICAL ENGINEERING WEAPONS
Online-Zugang:	Volltext bestellen
Tags:	Tag hinzufügen Keine Tags, Fügen Sie den ersten Tag hinzu!

Beschreibung
Zusammenfassung:	The invention relates to the field of engine building, and more particularly to jet nozzles with noise reduction devices, and is intended for use in aircraft engines. A chevron nozzle of a gas turbine engine comprises an exhaust pipe (2), on the output end (3) of which there are chevrons (4) which are triangular in shape. The chevrons (4) have profiled contours (5) with edges (6). The chevrons (4) are inclined at an angle of 6-8 to the line of flow at the outlet of a secondary flow nozzle and at an angle of 4-6 to the line of flow at the outlet of a primary flow nozzle, respectively. The contours (5) of the chevrons (4) can be convex, concave or straight in shape. The claimed invention makes it possible to reduce noise and reduce aerodynamic losses during operation. L'invention concerne le domaine de la construction des moteurs et notamment des tuyères à réaction dotées de dispositifs antibruit et est destinée à être utilisée dans les moteurs d'avion. La tuyère à chevrons d'un moteur à turbine à gaz comprend un tuyau d'échappement (2) à l'extrémité arrière (3) duquel sont disposés des chevrons (4) de forme triangulaire. Les chevrons (4) possèdent des lèvres profilées (5) avec des bords (6). Les chevrons (4) sont inclinés à 6-8° par rapport à la ligne d'écoulement à la sortie de la tuyère de flux secondaire et à 6-8° par rapport à la ligne d'écoulement à la sortie de flux primaire. Les lèvres (5) des chevrons (4) peuvent être de forme convexe, concave ou droite. L'invention permet de réduire le bruit et diminuer les pertes aérodynamiques lors du fonctionnement. Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к реактивным соплам с устройствами подавления шума, и предназначено для использования в авиационных двигателях. Шевронное сопло газотурбинного двигателя включает выхлопную трубу (2), на выходном торце (3) которой расположены шевроны (4) треугольной формы. Шевроны (4) имеют профилированные кромки (5) с краями (6). Шевроны (4) наклонены, соответственно, под углом 6-8 к линии тока на выходе сопла наружного контура и под углом 4-6 к линии тока на выходе сопла внутреннего контура. Кромки (5) шевронов (4) могут быть выполнены выпуклой, вогнутой или прямой формы. Заявленное изобретение позволяет снизить шум и уменьшить аэродинамические потери при работе.