турбореактивный двигатель с ослабленным шумом струи

Формула изобретения

1. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель для летательного аппарата, содержащий:

полую гондолу (1), имеющую продольную ось (L-L) и содержащую спереди воздухоприемное отверстие (2), а сзади воздуховыпускное отверстие (4);

вентилятор (6), размещенный аксиально в упомянутой гондоле (1) напротив упомянутого воздухоприемного отверстия (2) и способный вырабатывать холодный поток (7) упомянутого газотурбинного двигателя;

генератор (8), размещенный аксиально в упомянутой гондоле (1), позади упомянутого вентилятора (6), упомянутый генератор способен вырабатывать аксиальный горячий поток (9) упомянутого газотурбинного двигателя, окруженный упомянутым холодным потоком (7), и заключен в обтекатель (15) двигателя; и

внутренний обтекатель (14) канала вентилятора, коаксиально окружающий упомянутый генератор (8) горячего потока, с тем чтобы:

определять с гондолой (1) границы канала (13) кольцевого сечения для упомянутого холодного потока (7), канала, который заканчивается в упомянутом воздуховыпускном отверстии (4) гондолы (1);

определять с упомянутым обтекателем (15) двигателя границы промежуточной камеры (16) кольцевого сечения; и

сходиться через его заднюю часть с задней частью упомянутого обтекателя двигателя, так что соответственные задние кромки этих задних частей формируют кромку выпускного сопла упомянутого горячего потока в задней части упомянутой промежуточной камеры, при этом:

в задней части (16R) упомянутой промежуточной камеры (16) обеспечено средство (18, 29, 30, 31) сообщения, размещенное около упомянутой продольной оси (L-L) и допускающее размещение упомянутой промежуточной камеры (16) в сообщении с наружной стороной, поблизости от границы (19) между упомянутым холодным потоком (7) и упомянутым горячим потоком (9);

обеспечено множество заслонок (21), которые скомпонованы в упомянутой задней части (15R) упомянутого обтекателя (15) двигателя, при этом будучи распределенными по периферии задней части (15R) последнего;

упомянутые заслонки (21) открываются, только когда скорость упомянутого газотурбинного двигателя является большей, чем пороговое значение, соответствующее по меньшей мере крейсерской скорости летательного аппарата; и

в открытом положении упомянутые заслонки (21) отводят от упомянутого горячего потока (9) отдельные струи горячего воздуха (9d), протекающие в упомянутую промежуточную камеру (16) до покидания последней через упомянутое средство (18, 29, 30, 31) сообщения, при этом будучи распределенными вокруг упомянутой продольной оси (L-L).

2. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором упомянутое средство (18, 29, 30, 31) сообщения содержит множество отдельных проемов (29, 30, 31) сообщения, распределенных по периферии упомянутой задней части (16R) промежуточной камеры (16).

3. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором, на периферии упомянутого выпускного сопла (11) горячего потока (9), только одна из упомянутых задних кромок (14r, 15r) упомянутого внутреннего обтекателя (14) канала вентилятора или упомянутого обтекателя (15) двигателя насечена вырезами (29, 30), допускающими ослабление шума струи упомянутого газотурбинного двигателя, при этом упомянутые вырезы (29, 30) формируют, по меньшей мере частично, упомянутое средство сообщения.

4. Газотурбинный двигатель по п.3, в котором каждый вырез (29, 30) имеет, по меньшей мере, приблизительно форму треугольника, при этом отдельная струя горячего воздуха (9d) вытекает в соответствующий вырез (29, 30) через боковую кромку упомянутого выреза.

5. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором упомянутые задние кромки (14r, 15r) упомянутого внутреннего обтекателя (14) канала вентилятора и упомянутого обтекателя (15) двигателя устраивают между ними щель (18), при этом, по меньшей мере, участки упомянутой щели (18) формируют, по меньшей мере частично, упомянутое средство сообщения.

6. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором упомянутое пороговое значение является таким, что упомянутые заслонки (21) открываются при взлете летательного аппарата.

7. Газотурбинный двигатель по п.1 для летательного аппарата, содержащего множество таких газотурбинных двигателей, при этом упомянутое пороговое значение является таким, что упомянутые заслонки (21) открываются для скорости, которая должна быть принята в случае отказа, по меньшей мере, одного из упомянутых двигателей, теми из упомянутых газотурбинных двигателей, которые находятся в рабочем состоянии.

8. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором с каждой заслонкой (21) связана система (26) открывания и закрывания, чувствительная к значению физической величины, характеризующей состояние упомянутого горячего потока (9).

9. Газотурбинный двигатель по п.8, при этом каждая система (26) закрывания и открывания заслонки (21) содержит биметаллическую пластину.

10. Газотурбинный двигатель по п.9, в котором каждая заслонка (21) содержит эластичную пластину (24), допускающую взаимодействие с проемом (25), сделанным в упомянутой задней части (15R) обтекателя (15) двигателя, упомянутая эластичная пластина (24) является прикрепленной к упомянутой задней части (15R) вдоль кромки упомянутого проема (25), а система (26) с биметаллической пластиной является прикрепленной по одной стороне к упомянутой задней части (15R), а по другой стороне к упомянутой эластичной пластине (24).

11. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором упомянутые заслонки (21) открываются в направлении упомянутой промежуточной камеры (16).

12. Газотурбинный двигатель по п.8, в котором упомянутая система (26) закрывания и открывания каждой заслонки (21) находится на стороне упомянутой промежуточной камеры (16).

13. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором на стороне упомянутой промежуточной камеры (16) каждая заслонка (21) защищена открывающимся назад кожухом (22).

14. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором позади упомянутых заслонок (21) предусмотрены средства (22, 27, 28) для направления упомянутых струй горячего воздуха (9d).

15. Газотурбинный двигатель по п.13, в котором упомянутые средства направления состоят из упомянутых защитных кожухов (22).

Описание изобретения к патенту

Настоящее изобретение относится к газотурбинному двигателю с ослабленным шумом струи, предназначенному для установки на летательный аппарат.

Известно, что сзади турбовентиляторного газотурбинного двигателя холодный поток и горячий поток движутся в одном и том же направлении, по направлению нагнетательного потока упомянутого газотурбинного двигателя, и приходят в соприкосновение друг с другом. Поскольку скорости упомянутых потоков отличны друг от друга, результатом этого является сдвиг текучей среды при взаимопроникновении этих потоков, упомянутый сдвиг текучей среды порождает шум, называемый «шумом реактивной струи» в авиатехнике.

Для ослабления такого шума струи уже была представлена идея в отношении формирования турбулентности на границе между упомянутым горячим потоком и упомянутым холодным потоком. Поэтому уже было предложено создавать вырезы в кромке выпуска горячего потока, распределять упомянутые вырезы по периферии упомянутой кромки выпуска и придавать каждому из них, в целом, по меньшей мере приближенную форму треугольника, чье основание неотличимо от упомянутой кромки выпуска, и чья вершина находится впереди этой кромки выпуска. Эти вырезы обычно называются «шевронами» в авиатехнике.

Эти известные шевроны эффективны при ослаблении шума струи; однако они имеют недостаток, формируя значительное аэродинамическое сопротивление.

В дополнение, должно быть отмечено, что снижение шума струи по-настоящему полезно, только когда летательный аппарат, оборудованный упомянутым газотурбинным двигателем, близок к земле при высокой скорости упомянутого газотурбинного двигателя, для того чтобы не беспокоить людей, находящихся в аэропорту или поблизости от него. С другой стороны, в крейсерской фазе, при большой абсолютной высоте, ослабление шума струи имеет только небольшую значимость.

Поэтому на крейсерской скорости летные качества летательного аппарата излишне ухудшаются упомянутыми шевронами, создающими повышенное аэродинамическое сопротивление.

Цель настоящего изобретения состоит в том, чтобы устранить этот недостаток посредством формирования турбулентности на границе между упомянутыми горячим и холодным потоками, только когда ослабление шума струи действительно полезно.

Также из уровня техники известно техническое решение, которое раскрыто в публикации WO 02/29232 A (ROHR, INC; BRICE, DAVID, С; BARTON, BRIAN E; JULIA, K), 11 апреля 2002, и может рассматриваться как ближайший аналог настоящего изобретения.

В известном техническом решении предложен турбовентиляторный газотурбинный двигатель для летательного аппарата, содержащий:

- полую гондолу, имеющую продольную ось и содержащую спереди воздухоприемное отверстие, а сзади воздуховыпускное отверстие;

- вентилятор, размещенный аксиально в упомянутой гондоле напротив упомянутого воздухоприемного отверстия и способный формировать холодный поток упомянутого газотурбинного двигателя;

- генератор, размещенный аксиально в упомянутой гондоле, позади упомянутого вентилятора, упомянутый генератор способен вырабатывать аксиальный горячий поток упомянутого газотурбинного двигателя, окруженный упомянутым холодным потоком, и заключен в обтекатель двигателя; и

- внутренний обтекатель канала вентилятора, коаксиально окружающий упомянутый генератор горячего потока, с тем чтобы:

определять с гондолой границы канала кольцевого сечения для упомянутого холодного потока, канала, который заканчивается в упомянутом воздуховыпускном отверстии гондолы;

определять с упомянутым обтекателем двигателя границы промежуточной камеры кольцевого сечения; и

сходиться через его заднюю часть с задней частью упомянутого обтекателя двигателя, так что соответственные задние кромки этих задних частей формируют кромку выпускного сопла упомянутого горячего потока в задней части упомянутой промежуточной камеры.

Задачей настоящего изобретения является определение источника воздуха, который будет инжектироваться между упомянутым горячим потоком упомянутого генератора и упомянутого холодного потока упомянутого вентилятора.

Таким образом, настоящее изобретение характеризуется

- тем, что в задней части упомянутой промежуточной камеры обеспечено средство сообщения, размещенное поблизости упомянутой продольной оси и допускающее размещение упомянутой промежуточной камеры в сообщение с наружной стороной, поблизости от границы между упомянутым холодным потоком и упомянутым горячим потоком;

- тем, что обеспечено множество заслонок, которые скомпонованы в задней части упомянутого обтекателя двигателя, при этом будучи распределенными по периферии задней части последнего;

- тем, что упомянутые заслонки открываются, только когда скорость упомянутого газотурбинного двигателя является большей, чем пороговое значение, соответствующее по меньшей мере крейсерской скорости летательного аппарата; и

- тем, что в открытом положении упомянутые заслонки отводят от упомянутого горячего потока отдельные струи горячего воздуха, протекающие в упомянутую промежуточную камеру до покидания последней, через упомянутое средство сообщения, при этом будучи распределенными вокруг упомянутой продольной оси.

Поэтому в фазах полета, в которых скорость двигателя является меньшей, чем упомянутое пороговое значение, заслонки закрыты, и газотурбинный двигатель по изобретению работает подобно газотурбинному двигателю без шевронов, без ослабления шума струи и без увеличения аэродинамического сопротивления.

С другой стороны, на взлете, частота вращения газотурбинного двигателя является высокой и большей, чем упомянутое пороговое значение, так что заслонки открыты и отводят отдельные струи горячего воздуха. Эти отдельные струи, распределенные по периферии задней части обтекателя двигателя (в соответствии с распределением упомянутых заслонок), входят в упомянутую камеру и покидают ее через упомянутое средство сообщения, формируя турбулентность на границе между горячим и холодным потоками на манер шевронов. Поэтому они вызывают снижение шума струи, сопровождаемое повышением аэродинамического сопротивления,

Следует отметить, что, когда летательный аппарат находится в фазе захода на посадку в целях приземления (двигатель при низкой скорости), но пилот обязан повторно применить рычаг управления двигателем, так как упомянутое приземление является моментально невозможным, скорость двигателя, когда повторно применяется рычаг управления двигателем, становится высокой и сравнимой с таковой при взлете. Следовательно, при таком повторном применении рычага управления двигателем заслонки открыты и шум струи ослаблен, что является благоприятным, поскольку летательный аппарат в таком случае близок к земле.

Также следует отметить, что, когда летательный аппарат содержит множество газотурбинных двигателей, по меньшей мере один из которых отказал, скорость газотурбинных двигателей, которые являются действующими, является большей, чем их нормальная скорость, чтобы компенсировать упомянутый отказ, и в таком случае полезно, чтобы упомянутые заслонки были открыты для ослабления формируемого шума.

Упомянутое средство сообщения может содержать множество отдельных проемов сообщения, распределенных по периферии задней части упомянутой промежуточной камеры.

Такие отдельные проемы могут быть специально сделаны для целей настоящего изобретения. Однако, если на периферии упомянутого выпускного сопла горячего потока только одна из упомянутых задних кромок упомянутого внутреннего обтекателя канала вентилятора или упомянутого обтекателя двигателя насечена вырезами, допускающими ослабление шума струи газотурбинного двигателя без формирования чрезмерного аэродинамического сопротивления, полезно, чтобы упомянутые вырезы формировали, по меньшей мере частично, упомянутое средство сообщения. В дополнение, для оптимизации продувки упомянутых вырезов и поэтому повышения ослабления шума струи предпочтительно, чтобы каждый вырез имел по меньшей мере приблизительную форму треугольника, как указанная выше, чтобы отдельная струя горячего воздуха вытекала в соответствующий вырез через боковую кромку упомянутого выреза.

Более того, если обычным образом в определенных газотурбинных двигателях между упомянутыми задними кромками внутреннего обтекателя канала вентилятора и обтекателя двигателя образуется щель, по меньшей мере участки этой щели также могут формировать, по меньшей мере частично, упомянутое средство сообщения.

Предпочтительно, с каждой заслонкой связана система открывания и закрывания, чувствительная к значению физической величины, характеризующей состояние упомянутого горячего потока. Поэтому закрывание и открывание упомянутых заслонок может быть автоматическим, согласно скорости двигателя.

Например, такая система закрывания и открывания может содержать тарированную пружину, действующую на соответствующую заслонку в направлении закрывания. Поэтому посредством выбора надлежащей тарировки для этой пружины заслонка может оставаться закрытой, когда значение давления упомянутого горячего потока является меньшим, чем высокие значения, которые упомянутое давление имеет при высоких скоростях двигателя, и открывается в обратном случае.

Однако предпочтительно каждая система закрывания и открывания заслонки содержит биметаллическую пластину, приводимую в действие по температуре горячего потока, соответствующей взлетной скорости.

В предпочтительном варианте осуществления каждая заслонка содержит эластичную пластину, допускающую взаимодействие с проемом, сделанным в упомянутой задней части обтекателя двигателя, упомянутая эластичная пластина является прикрепленной к упомянутой задней части вдоль кромки упомянутого проема, а упомянутая биметаллическая пластина является прикрепленной по одной стороне к упомянутой задней части, а по другой стороне к упомянутой эластичной пластине.

Предпочтительно, с тем чтобы не создавать препятствия на пути горячего потока (с риском ухудшения рабочих характеристик упомянутого газотурбинного двигателя), упомянутым заслонкам полезно открываться в направлении упомянутой промежуточной камеры.

По причине, подобной вышеизложенному, система для закрывания и открывания каждой заслонки преимущественно находится на стороне упомянутой промежуточной камеры.

На стороне последней каждая заслонка может быть защищена открывающимся назад кожухом, чтобы предоставить возможность упомянутым струям горячего воздуха возможность достигать упомянутого средства сообщения.

Преимущественно, в частности, для того чтобы быть способным настраивать наклон упомянутых струй горячего воздуха относительно кромки выпускного сопла горячего потока, средство для направления упомянутых струй горячего воздуха предусмотрено позади упомянутых заслонок. Такое средство направления может состоять из стенок, барьеров и т.п. Оно также может состоять из упомянутых кожухов для защиты заслонок.

Фигуры прилагаемых чертежей раскрывают, каким образом может быть воплощено изобретение. На этих фигурах идентичные номера ссылок указывают подобные элементы.

Фиг.1 представляет, в схематическом осевом разрезе, известный газотурбинный двигатель, предназначенный для усовершенствования настоящим изобретением.

Фиг.2 и 3 схематически иллюстрируют принцип настоящего изобретения, примененный в газотурбинном двигателе по Фиг.1.

Фиг.4 и 5 схематически иллюстрируют на изображениях, соответственно подобных Фиг.2 и 3, применение вариантов настоящего изобретения к газотурбинному двигателю по Фиг.1.

Фиг.6 показывает в перспективе пример варианта осуществления заслонок, используемых в реализации настоящего изобретения.

Фиг.7 показывает в схематической перспективе заднюю часть обтекателя двигателя газотурбинного двигателя, соответствующего Фиг.2-5, упомянутая задняя часть оборудована множеством заслонок, распределенных по ее периферии и защищенных защитными кожухами.

Фиг.8 иллюстрирует, в увеличенной перспективе сзади, заслонку, защищенную защитным кожухом и оборудованную средством для направления струи горячего воздуха.

Фиг.9 иллюстрирует, также в увеличенной перспективе сзади, типовой вариант осуществления упомянутых средств направления, ассоциативно связанных с заслонками.

Фиг.10 показывает типовой вариант осуществления изобретения в виде, подобном Фиг.7.

Фиг.11 иллюстрирует типовой вариант осуществления по Фиг.10, задняя часть внутреннего обтекателя канала вентилятора представлена в качестве накладки упомянутой задней части обтекателя двигателя и содержит шевроны.

Фиг.12 и 13 дополнительно иллюстрируют другой типовой вариант осуществления на изображениях, сопоставимых с Фиг.10 и 11.

Фиг.14 - вариант осуществления, представленного на Фиг.10-13.

Фиг.15 представляет, в схематическом осевом разрезе, другой известный газотурбинный двигатель, отличный от представленного на Фиг.1 и также предназначенный для усовершенствования настоящим изобретением.

Фиг.16 и 17 схематически иллюстрируют, на изображениях, соответственно подобных Фиг.2 и 3, принцип настоящего изобретения, примененный в газотурбинном двигателе по Фиг.15.

Фиг.18 и 19 схематически иллюстрируют на изображениях, соответственно подобных Фиг.16 и 17, применение первого варианта настоящего изобретения в газотурбинном двигателе по Фиг.15.

Фиг.20 показывает на изображении, подобном Фиг.11, пример варианта осуществления задней части генератора горячего потока газотурбинного двигателя по Фиг.15, который может быть использован в первом варианте по Фиг.18 и 19.

Фиг.21 и 22 схематически иллюстрируют на изображениях, соответственно подобных Фиг.16 и 17, применение второго варианта настоящего изобретения в газотурбинном двигателе по Фиг.15.

Фиг.23 показывает на виде, подобном Фиг.11, пример варианта осуществления задней части генератора горячего потока газотурбинного двигателя по Фиг.15, который может быть использован во втором варианте по Фиг.21 и 22.

Турбовентиляторный газотурбинный двигатель известного типа для летательного аппарата, показанный на Фиг.1, содержит полую гондолу 1 с продольной осью L-L, содержащую спереди воздухоприемное отверстие 2, снабженное передней кромкой 3, и в его задней части 1R кольцевое воздуховыпускное отверстие 4, снабженное задней кромкой 5.

В осевом направлении внутри полой гондолы 1 размещены:

- вентилятор 6, направленный к воздухоприемному отверстию 2 и допускающий формирование холодного потока 7 для газотурбинного двигателя;

- центральный генератор 8, содержащий известным образом и не показанные компрессоры низкого давления и высокого давления, камеру сгорания и турбины низкого давления и высокого давления, упомянутый генератор 8 формирует осевой горячий поток 9 упомянутого газотурбинного двигателя, окруженный упомянутым холодным потоком 7, и является закрытым в обтекателе 15 двигателя;

- внутренний обтекатель 14 канала вентилятора, окружающий упомянутый генератор 8 горячего потока; и

- покрытия 12 ослабления звука, предназначенные для поглощения внутреннего шума, сформированного вентилятором 6 и генератором 8 потока.

Внутренний обтекатель 14 канала вентилятора определяет с гондолой 1 границы канала 13 вентилятора, кольцевого сечения, заканчивающегося кольцевым выпускным отверстием 4. Холодный поток 7 проходит через канал 13 вентилятора и покидает газотурбинный двигатель через упомянутое кольцевое воздуховыпускное отверстие 4.

В дополнение, обтекатель 14 определяет с обтекателем 15 двигателя границы промежуточной камеры 16 кольцевого сечения, окружающей упомянутый центральный генератор 8 и проходимой в продольном направлении потоком 17 воздуха для вентиляции упомянутого центрального генератора 8, поток 17 воздуха отводится в передней части из холодного потока 7.

Соответственные задние части 14R и 15R упомянутых обтекателей 14 и 15 сходятся друг с другом и их соответственные задние кромки 14 г и 15 г формируют кромку выходного сопла 11 горячего потока 9 в задней части 16R промежуточной камеры 16, наряду с устроением между ними щели 18, по меньшей мере через участки которой выходит упомянутый поток 17 воздуха вентиляции.

Поэтому в выпускном отверстии известного газотурбинного двигателя, представленного на фигуре чертежа, центральный горячий поток 9 окружен кольцевым холодным потоком 7. Очевидно на границе 19 между этими двумя потоками текучие среды в соприкосновении имеют разные скорости, которые по меньшей мере частично формируют шум струи, описанный выше.

Для ослабления этого шума струи кромка выпускного сопла 11 горячего потока 9 известным образом снабжена вырезами 2, распределенными по ее периферии. Эти вырезы 20 проходят прямо сквозь толщину двух задних кромок 14r и 15r и формируют значительное аэродинамическое сопротивление.

Как упомянуто выше, цель настоящего изобретения состоит в том, чтобы убрать эти сквозные вырезы, и чтобы сделать это, нужно модифицировать заднюю часть 16R промежуточной камеры 16 образом, схематично проиллюстрированным фигурами 2 и 7.

Как показано на этих фигурах чертежей, на периферии задней части 15R обтекателя 15 двигателя и на стороне промежуточной камеры 16 скомпоновано и распределено множество заслонок 21. Следует отметить, что, на Фиг.7, каждая заслонка 21 защищена по стороне промежуточной камеры 16 кожухом 22, снабженным проемом 23, направленным по направлению к задней части газотурбинного двигателя.

Каждая заслонка 21 содержит эластичную пластину 24, допускающую закрывание проема 25, сделанного в упомянутой задней части 15R обтекателя 15 двигателя (см. Фиг.6). Вдоль кромки упомянутого проема 25 один конец 24Е упомянутой эластичной пластины 24 прикреплен, например, сваркой к упомянутой задней части 15R. В дополнение, система 26 с биметаллической пластиной прикреплена на одном из ее концов 26Е1 к упомянутой задней части 15R, а на другом ее конце 26Е2 к упомянутой эластичной пластине 24. Система 26 с биметаллической пластиной предназначена для деформации только тогда, когда температура, достигнутая горячим потоком 9, соответствует скорости газотурбинного двигателя, которая выше, чем пороговое значение, по меньшей мере равносильное крейсерской скорости, упомянутое пороговое значение соответствует, например, скорости взлета или высокой скорости, допускающей компенсацию отказа по меньшей мере одного другого газотурбинного двигателя летательного аппарата.

Поэтому для любой скорости газотурбинного двигателя ниже упомянутого порогового значения система 26 с биметаллической пластиной не деформируется, и пластина 24 закрывает проем 25 (смотрите фиг.2).

С другой стороны, для скорости газотурбинного двигателя, большей чем упомянутое пороговое значение, система 26 с биметаллической пластиной деформируется, и пластинка 24 отодвигается от задней части 15R. Поэтому заслонка 21 открывается (см. Фиг.3, 5 и 6). В результате этого упомянутая заслонка 21 отводит из горячего потока 9 струю горячего воздуха 9d, проходящую через проем 23 кожуха 22, затем, проходя в промежуточную камеру 16 до того, как выпускается наружу через по меньшей мере участки щели 18.

В варианте осуществления по Фиг.2 и 3 струи горячего воздуха 9d покидают промежуточную камеру 16 вместе с воздухом 17 вентиляции через щель 18. В варианте осуществления по Фиг.4 и 5, с одной стороны, перегородка 10А промежуточной камеры 16 и, с другой стороны, проемы 10В во внутреннем обтекателе 14 вентилятора предусмотрены впереди заслонок 21. Поэтому воздух 17 вентиляции может выходить через проемы 10В наряду с тем, что только струи горячего воздуха 9d выходят через по меньшей мере участки щели 18.

Если, как проиллюстрировано на Фиг.2-5, кромка выпускного сопла 11 горячего потока 9 является гладкой (то есть не снабжена проходными вырезами 2 по Фиг.1), газотурбинный двигатель по изобретению ведет себя, с точки зрения шума струи и ниже упомянутого порогового значения скорости, подобно известному газотурбинному двигателю, не оснащенному шевронами. С другой стороны, выше порогового значения он ослабляет шум струи подобно газотурбинному двигателю, оснащенному шевронами, даже если он их не имеет, так как каждая струя горячего воздуха 9d, отведенная каждой заслонкой 21 формирует в задней части упомянутого газотурбинного двигателя турбулентность, подобную создаваемой упомянутыми вырезами 20.

Естественно, хотя на Фиг.7 показаны струи горячего воздуха 9d как параллельные осевому направлению L-L, ориентация упомянутых струй могла бы быть иной, наклонной относительно кромки выпускного сопла 11, а не ортогональной, как показано.

В дополнение, как проиллюстрировано на Фиг.8 и 9, позади упомянутых заслонок 21 могут быть предусмотрены средства 27, 28 направления, чтобы ориентировать потоки горячего воздуха 9d относительно кромки выпускного сопла 11 горячего газа 9. Эти средства направления могут быть стенками 27, рифлеными перегородками 28, подобными деталям конструкции, формирующим каналы ориентации с задней частью 14R обтекателя 14 вентилятора (не показан на этих фигурах чертежей).

В вариантах осуществления по Фиг.10, 11 и 12, 13 средства для направления струй горячего воздуха 9d состоят из кожухов 22, сформированных для этой цели.

Кроме того, в последних вариантах осуществления задняя кромка 15r задней части 15R является гладкой, тогда как задняя кромка 14r задней части 14R насечена вырезами 29 треугольной формы, и проем 23 каждого кожуха 22 открывается в вырез 29 через боковую кромку последнего. Поэтому в этом случае струи горячего воздуха 9d покидают заднюю часть 16R промежуточной камеры 16, главным образом, через вырезы 29, открывающиеся в щель 18.

В варианте по Фиг.14 задняя кромка 14r является гладкой и, наоборот, задняя кромка 15r задней части 15R насечена вырезами 30, в которые открываются упомянутые кожухи 22, до некоторой степени подобно тому, что было указано выше. К тому же в этом варианте осуществления струи горячего воздуха 9d покидают заднюю часть 16R промежуточной камеры 16, главным образом, через вырезы 30, открывающиеся в щель 18.

На Фиг.15 показан известный газотурбинный двигатель, подобный газотурбинному двигателю по Фиг.1, за исключением того, что касается задней части 16R промежуточной камеры 16. В этом случае задние кромки 14r и 15r соединены и не устраивают щель 18 между ними.

Следовательно, для выхода струй горячего воздуха 9d наружу для целей формирования турбулентности, допускающей ослабление шума струи упомянутого газотурбинного двигателя, является возможным:

- как проиллюстрировано на Фиг.16 и 17, создавать проемы 31 во внутреннем обтекателе 14 вентилятора поблизости от выпускного сопла 11 горячего потока 9;

- как проиллюстрировано на Фиг.18, 19 и 20, создавать прорези 29 только в задней кромке 14 r, задняя кромка 15 r остается гладкой; или

- как проиллюстрировано на Фиг.21, 22 и 23, создавать прорези 30 только в задней кромке 15 r, задняя кромка 14 r остается гладкой.

Поэтому в вариантах осуществления по Фиг.16-23 проемы 31 и вырезы 29 и 30 используются специально, чтобы струи горячего воздуха 9d проходили насквозь.