US 2005/0223691 Al, 13.10.2005. US 6415598 B2, 09.07.2002. US 2918984 A, 29.12.1959. FR 2740832 Al, 09.05.1997. US 2001/0002537 Al, 07.06.2001. SU 276638 Al, 14.07.1970.
Имя заявителя:
СНЕКМА (FR)
Изобретатели:
БИГО Паскаль Моис Мишель (FR) ШАНЕ Филипп Жерар (FR)
Патентообладатели:
СНЕКМА (FR)
Приоритетные данные:
27.01.2006 FR 06 50295
Реферат
Реактивная система двухконтурного турбореактивного двигателя, включает, по меньшей мере, одно реактивное сопло с задней кромкой, установленное на самолете и содержащее верхнюю, нижнюю, внутреннюю боковую и наружную боковую кромки. Верхняя кромка находится спереди относительно нижней кромки, а наружная боковая кромка реактивного сопла находится спереди внутренней боковой кромки. Задняя кромка образует плоскость под углом относительно вертикального направления, находящимся в пределах от 5 до 15° и образует плоскость под углом относительно горизонтального направления, находящимся в пределах от 5 до 15°. Другое изобретение относится к реактивной системе двухконтурного турбореактивного двигателя с раздельно выходящими первичным потоком и вторичным потоком, содержащей сопло для первичного потока и сопло для вторичного потока, в которой, по меньшей мере, одно из двух сопел выполнено как указано выше. Еще одно изобретение - реактивная система двухконтурного турбореактивного двигателя со смешиваемыми первичным и вторичным потоками, в которой реактивное сопло для эжекции смешанного потока выполнено, как указано выше. Изобретения позволяют снизить шум турбореактивного двигателя самолета одновременно в двух направлениях, а именно под самолетом и в кабине самолета. 3 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Поиск патентов
Получить полное описание патента