Авиационный турбореактивный двигатель, снабженный устройством снижения акустического шума от реактивных сопел

Авиационный турбореактивный двигатель содержит реактивное сопло, обеспечивающее эжекцию реактивной газовой струи или слияние двух реактивных газовых струй. Реактивное сопло представляет собой одно или два выходных кольца, которые содержат средства, предназначенные для возмущения течения одной или обеих реактивных газовых струй и образованные по меньшей мере одной парой каналов, через которые осуществляется эжекция струи воздуха под давлением. Каналы открываются в выходной части реактивного сопла. Каналы каждой пары расположены сходящимся образом друг по отношению к другу, чтобы формировать на выходе треугольник взаимодействия струй воздуха. Каналы каждой пары сходятся навстречу друг другу на выходе из реактивного сопла под углом схождения в диапазоне от 40° до 70°, предпочтительно под углом схождения, составляющим около 60°. Изобретение направлено на снижение акустического шума. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Область техники

Настоящее изобретение относится к области авиационных турбореактивных двигателей и, в частности, к области устройств, позволяющих обеспечить снижение акустического шума, создаваемого авиационными турбореактивными двигателями.

Уровень техники

Негативные звуковые факторы, создаваемые летящим самолетом, проявляются главным образом в процессе фазы влета и при заходе на посадку, а источник этих звуковых факторов располагается, в частности, на уровне авиационного турбореактивного двигателя и толкающей реактивной струи на выходе.

Вследствие возрастающего негативного звукового воздействия на жителей окрестностей аэропортов, т.е. шума, производимого авиационными двигателями, который усиливается в результате увеличения плотности воздушного движения, ограничение акустического шума самолетов на взлете или на посадке представляет собой уже сегодня и будет представлять в будущем главное направление исследований.

Действительно, одно из положений Главы 4 ОАСI (Международная Организация Гражданской Авиации) предусматривает обязательное снижение шума на 10 дБ, по отношению к требованиям Главы 3, уже начиная с 1 января 2006 года.

На сегодняшний день отсутствуют достаточно эффективные методы снижения акустического шума, производимого авиационными двигателями. Хотя существуют методы, основанные главным образом на смешивании толкающих реактивных газовых струй на выходе из авиационных турбореактивных двигателей, причем эти реактивные толкающие газовые струи состоят из первичной горячей газовой струи, выходящей из реактивного сопла двигателя, и вторичного потока воздуха, протекающего между наружной стенкой реактивного сопла и внутренней стенкой двигателя, но эти методы остаются ограниченными ввиду снижения акустического шума лишь на несколько децибел.

В частности, из существующего уровня техники известны пассивные методы, состоящие в модификации геометрических характеристик кромки реактивного сопла. Эти устройства, например смесители с лепестками и миниатюрные отклоняемые щитки, оказываются весьма труднозаменяемыми.

Среди активных методов управления смешиванием, адаптированных к дозвуковым или к сверхзвуковым реактивным соплам, находят применение пневматические или механические силовые приводы. Однако, поскольку область максимальной восприимчивости располагается на выходной кромке реактивного сопла, характеристические масштабы течения оказываются весьма малыми и обладают весьма высокими частотами. Эти ограничения, в совокупности с тем обстоятельством, что область, о которой идет речь, является труднодоступной в случае турбореактивных двигателей гражданских самолетов, приводят к тому, что такие устройства управления вытекающими струями оказываются плохо приспособленными к использованию.

Способ, в настоящее время разрабатывающийся в американском космическом агентстве NАSА совместно с фирмой Боинг, состоит в использовании шевронов или зигзагообразных накладок, размещаемых на задних кромках выходных элементов турбореактивных двигателей. Однако использование таких зигзагообразных накладок обладает целым рядом недостатков.

В частности, вследствие возрастания массы двигателя, связанной с присутствием этих зигзагообразных накладок, указанный способ приводит к снижению тяги на 0,3% для каждого двигателя, что влечет за собой ухудшение эксплуатационных характеристик, и даже увеличение удельного расхода топлива на протяжении всей крейсерской фазы полета, когда действие этих шумоподавляющих элементов оказывается совершенно бесполезным.

Кроме того, зигзагообразные накладки представляют собой оборудование, "замороженное" в своей геометрии: эти зигзагообразные накладки конфигурируются таким образом, чтобы обеспечить достижение удовлетворительного уровня эксплуатационных характеристик для всех возможных режимов полета самолета. Таким образом, здесь предлагается компромиссное техническое решение, которое не является систематически оптимизированным для каждого из режимов полета. В частности, поскольку режимы работы двигателя являются весьма различными в зависимости от фазы полета, например, если речь идет об этапе взлета, захода на посадку или приземления самолета, геометрические характеристики этих зигзагообразных накладок должны быть адаптированы соответствующим образом к данной фазе полета.

Для того, чтобы устранить отмеченный выше недостаток, разрабатываются другие способы, называемые способами частичного отведения или сжимания. Среди этих способов, которые в основном состоят в изменении углов проникновения зигзагообразных накладок, принципиальный подход состоит в использовании материалов, обладающих эффектом запоминания формы. Однако такие способы пока остаются относительно сложными в реализации и не являются в достаточной степени адаптивными.

В то же время, из патентного документа FR-А-1195859 известно реактивное сопло, в котором вспомогательные газовые струи выбрасываются на заднюю кромку реактивного сопла в нескольких точках, распределенных вокруг основной реактивной газовой струи. Эти вспомогательные газовые струи ориентированы с некоторым наклоном в направлении продольной оси реактивного сопла и дополнительно имеют некоторую тангенциальную составляющую таким образом, чтобы они имели возможность сходиться попарно. Однако эта тангенциальная составляющая вспомогательных газовых струй является весьма слабой, и сходящиеся газовые струи располагаются на достаточно большом расстоянии от выходного сечения реактивного сопла, то есть обычно на расстоянии, указанном в качестве необходимого и составляющем примерно пятикратную величину диаметра реактивного сопла.

В патентном документе US-А-6571549 описан способ снижения акустического шума, порождаемого реактивным соплом, в результате выброса вспомогательных пульсирующих периферийных газовых струй. Эти вспомогательные газовые струи ориентированы с некоторым наклоном по отношению к продольной оси реактивного сопла, но располагаются в радиальных плоскостях и не содержат тангенциальных составляющих. Таким образом, в этом патентном документе не описываются сходящиеся газовые струи.

В патентном документе US-А-1493912 описано сочетание системы, образованной зигзагообразными потоками текучей среды, и поддающегося реконфигурации теплового экрана. Как и в предшествующем патентном документе, вспомогательные газовые струи, образующие зигзагообразные потоки, ориентированы с некоторым наклоном по отношению к оси основной реактивной газовой струи, но при этом не предусматриваются какие-либо тангенциальные составляющие этих вспомогательных струй. Устройство, описанное в этом патентном документе, требует использования дополнительных механических деталей, что приводит к утяжелению двигателя и к усложнению условий его эксплуатации.

Краткое описание существа изобретения

Технической задачей настоящего изобретения является создание устройства, предназначенного для снижения акустического шума, достаточно простого в использовании и обеспечивающего лишь весьма незначительное увеличение массы двигателя.

Технической задачей данного изобретения является также создание устройства, предназначенного для снижения акустического шума и поддающегося соответствующей адаптации в функции режима работы двигателя с учетом того, что этот режим работы является различным в фазе взлета, фазе захода на посадку или в фазе приземления. В частности, устройство в соответствии с предлагаемым изобретением обладает тем преимуществом, что оно не функционирует в крейсерском полете, когда такое устройство оказывается практически бесполезным, и, соответственно, не вызывает избыточного расхода топлива.

Технической задачей настоящего изобретения является также создание устройства, предназначенного для снижения акустического шума, которое может быть установлено на элементы уже находящегося в эксплуатации двигателя без существенного изменения этих элементов.

Поставленная задача согласно изобретению решается путем создания авиационного турбореактивного двигателя, содержащего реактивное сопло, обеспечивающее выбрасывание одной толкающей реактивной газовой струи или обеспечивающего слияние двух толкающих реактивных газовых струй, причем реактивное сопло представляет одно или два выходных кольца, которые содержат средства, предназначенные для возмущения одной или двух первичных реактивных газовых струй и образованные по меньшей мере одной парой каналов, через которые выбрасываются струи воздуха, каналы открываются в выходной части реактивного сопла, и каналы каждой пары сходятся друг по отношению к другу таким образом, чтобы формировать на выходе треугольник взаимодействия струй воздуха, причем каналы каждой пары этих каналов сходятся друг с другом на выходе из реактивного сопла под углом схождения при его вершине, имеющим величину в диапазоне от 40° до 70°, и предпочтительно под углом схождения, составляющим порядка 60°.

Таким образом, обсуждаемые здесь явления проявляются в значительно меньшей степени, чем в патентном документе FR-А-1195859, поскольку схождение струй воздуха осуществляется на расстоянии, величина которого составляет примерно половину или даже пятую часть от величины диаметра реактивного сопла в соответствии с настоящим изобретением, в отличие от расстояния, указанного в патенте, величина которого пятикратно превышает упомянутый диаметр.

Представляется, что в заявленном изобретении будут получены одновременно как эффект от зигзагообразных накладок в виде струй текучей среды, так и эффект от теплового экрана.

Предпочтительным образом каналы расположены на выходном кольце так, что образуют по отношению к оси первичной реактивной газовой струи некоторый угол, имеющий величину в диапазоне от 8° до 40° и предпочтительно от 20° до 35°.

Предпочтительным образом средства возмущения содержат от 1 до 24 пар упомянутых каналов.

Предпочтительным образом пары каналов расположены на выходном кольце так, чтобы канал, сходящийся в одном направлении, располагался рядом с каналом противоположного схождения примыкающей пары каналов.

Предпочтительным образом каналы представляют собой трубки, расположенные на наружной стенке выходного кольца.

Предпочтительным образом каналы представляют собой каналы, интегрированные в толщину выходного кольца.

Предпочтительным образом каналы связаны с системой питания сжатым воздухом через канал подвода воздуха, причем питание сжатым воздухом осуществляется на уровне высокого давления турбореактивного двигателя. В соответствии с предпочтительным способом реализации предлагаемого изобретения канал подвода сжатого воздуха к каналу одной пары является каналом подвода сжатого воздуха к каналу соседней пары, имеющему противоположное схождение.

Предпочтительным образом каналы имеют диаметр, величина которого в 20-50 раз меньше величины выходного диаметра реактивного сопла.

Предпочтительным образом выходные воздушные струи сходятся по отношению к оси первичной газовой струи под углом, имеющим величину в диапазоне от 8° до 40°.

Предпочтительным образом выходные воздушные струи представляют собой потоки сжатого воздуха, расход которых является управляемым.

Предпочтительным образом упомянутые пары каналов могут быть распределены симметричным или несимметричным образом на выходном кольце реактивного сопла.

В соответствии со специфическим способом реализации пары каналов могут быть распределены только на половине выходного кольца в его нижней части, чтобы уменьшить расход воздуха. Эта конфигурация позволяет уменьшить акустический шум, воспринимаемый в зонах под самолетом. Асимметрия, возникающая на толкающей реактивной газовой струе, также может способствовать увеличению подъемной силы в результате создания вертикальной составляющей тяги, позволяя таким образом сократить время набора высоты.

В специфическом варианте реализации предусматриваются средства, предназначенные для приведения во вращательное движение относительно собственной оси струй воздуха, выбрасываемых через каналы. Здесь речь может идти, например, о системе неподвижных лопаток или о свободно вращающейся спирали, установленной внутри или на выходе из каналов, о спиральных канавках, сформированных на внутренней поверхности каналов, или о каналах, каждый из которых сам имеет спиральную форму.

Также в специфическом варианте реализации массовое соотношение между расходом струй воздуха, выбрасываемых через каналы, и расходом толкающей реактивной газовой струи имеет величину в диапазоне от 0,3% до 2%. Здесь речь идет об относительно небольшом расходе, вполне совместимом с надлежащим функционированием двигателя.

Предлагаемое изобретение относится также к самолету, содержащему описанные в предшествующем изложении турбореактивные двигатели.

Краткое описание чертежей

Предлагаемое изобретение будет лучше понято из приведенного ниже в чисто пояснительных целях описания способа реализации этого изобретения со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:

фиг.1 изображает общий вид выходной части реактивного сопла, установленного на авиационном турбореактивном двигателе, согласно изобретению;

фиг.2 - схему потоков согласно изобретению;

фиг.3 - диаграмму изменения радиальных скоростей в функции расстояния от выхода из реактивного сопла согласно изобретению.

Описание предпочтительных вариантов воплощения изобретения

На фиг.1 схематически представлена выходная часть реактивного сопла 1 авиационного турбореактивного двигателя, снабженного устройством, позволяющим снизить акустический шум, вызываемый толкающими реактивными газовыми струями этого двигателя, в частности, в фазе взлета самолета или его захода на посадку.

Для этого выходная часть реактивного сопла 1 образована на уровне его выхода выходным кольцом 2, содержащим воздушные сопла управления.

Предпочтительно выходное кольцо 2 содержит сопла, которые сходятся по отношению к оси толкающей реактивной газовой струи под углом в диапазоне от 20° до 35°.

Реактивное сопло 1 дополнительно содержит средства 3-10 возмущения, предназначенные для возмущения толкающей реактивной газовой струи на выходе из упомянутого реактивного сопла 1.

Средства 3-10 возмущения представляют собой пары трубок 3а, 3b, …, 10а, 10b, распределенных на наружной стенке кольца 2 и представляющих выходное отверстие на уровне свободной кромки этого кольца 2. В данном случае речь идет лишь о возможной конфигурации. При этом вполне очевидно, что пары трубок также могут быть интегрированы в толщу кольца 2.

Трубки предпочтительным образом связаны с частью высокого давления данного турбореактивного двигателя через канал подвода воздуха (не показан). Таким образом, струи сжатого воздуха направляются в эти трубки, а затем выходят из реактивного сопла 1.

Скорость потока сжатого воздуха по существу идентична скорости движения толкающих реактивных газовых струй, и массовое соотношение между расходами струй сжатого воздуха, выбрасываемых через каналы, и расходом толкающей реактивной газовой струи имеет величину в диапазоне от 0,3% до 2%.

Трубки 3а, 3b, …, 10а, 10b каждой пары, изогнутые предпочтительным образом, расположены на выходном кольце 2 так, что находятся друг против друга.

Трубки каждой пары расположены друг по отношению к другу так, чтобы струи сжатого воздуха на выходе из этих трубок формировали треугольники взаимодействия текучей среды под углом схождения около 60°.

На фиг.2 показано, что наклон трубок 3 придает струям 20 сжатого воздуха на выходе из этих трубок касательную составляющую скорости, которая, в результате взаимодействия с толкающей реактивной газовой струей, вызывает вращение этих струй 20 относительно собственной оси в направлении, противоположном для двух сходящихся воздушных струй. Этому вращению могут способствовать средства, о которых уже было сказано в предшествующем изложении. В то же время, угол схождения обеспечивает встречу двух сходящихся струй воздуха на достаточно коротком расстоянии, составляющем около четверти диаметра реактивного сопла.

В том случае выходного кольца, разделяющего внешний холодный воздушный поток и центральный горячий газовый поток, вращение воздушных струй 20 увлекает наружный холодный воздух 21 внутрь толкающей реактивной газовой струи между сходящимися воздушными струями, причем горячий воздух 22 выходит наружу в противоположном направлении по отношению к воздушным струям 20.

В результате обеспечивается гомогенизация температур, начиная от выхода из реактивного сопла, что может способствовать снижению акустического шума, порождаемого реактивным соплом. Можно также предположить, что возникает эффект теплового экрана, благоприятствующий снижению излучаемого акустического шума.

На фиг.3 представлено изменение радиальной скорости в функции расстояния от выхода реактивного сопла, выраженного в виде отношения этого расстояния к диаметру реактивного сопла. Наличие отрицательной радиальной составляющей скорости (ориентированной перпендикулярно по отношению к оси толкающей реактивной газовой струи), достигающей 40% от скорости течения этой толкающей реактивной газовой струи, показывает значимость захвата и увлечения холодной текучей среды в сердцевину горячей толкающей реактивной газовой струи. Это увлечение происходит весьма близко от выхода из реактивного сопла, обычно в первой четверти его диаметра. Это мощное проникновение и локализация почти рядом с выходом реактивной газовой струи связаны с углом, выбранным для схождения воздушных струй.

Для того чтобы в еще большей степени увеличить возмущение первичной реактивной газовой струи, полученные таким образом "треугольники текучей среды" наклонены по отношению к оси первичной реактивной газовой струи на некоторый угол, называемый углом проникновения и имеющий величину в диапазоне от 8° (слабое проникновение) до 40° (сильное проникновение).

В соответствии с одним из способов реализации предлагаемого изобретения упомянутый выше наклон обеспечивается вследствие такого же схождения наружной стенки выходного кольца 2 реактивного сопла 1, причем наружная стенка предпочтительно сходится по отношению к оси первичной реактивной газовой струи под углом, имеющим величину в диапазоне от 8° до 40°.

В соответствии с другим способом реализации этот наклон обеспечивается при помощи соответствующей ориентации каналов, интегрированных в толщу выходного кольца.

В соответствии с еще одним способом реализации наклон всех или части пар воздушных струй может быть ориентирован в направлении наружной толкающей воздушной струи.

Однако этот наклон может быть отрегулирован и даже непосредственно обеспечен при помощи механической конструкции в функции требуемого возмущения и, следовательно, необходимого усилия проникновения.

Что касается расположения трубок на уровне выходного кольца 2, упомянутые пары трубок распределены таким образом, чтобы трубка, сходящаяся в одном направлении, непосредственно примыкала к трубке смежной пары, имеющей схождение в противоположном направлении.

Расстояние между трубками одной и той же пары, а также расстояние между смежными трубками двух различных пар будет представлять собой функцию количества трубок, которые должны быть размещены на данном реактивном сопле, и диаметра этого реактивного сопла. В рассматриваемом примере реализации реактивное сопло 1 содержит восемь пар 3, …, 10 трубок. Очевидно, что здесь речь идет лишь о примере, используемом в качестве иллюстрации, причем количество упомянутых пар трубок может быть как меньшим, так и большим. Количество пар трубок, присоединенных к реактивному соплу 1, будет представлять собой, в частности, функцию размеров турбореактивного двигателя, а также функцию допустимого вредного шумового воздействия турбореактивных двигателей.

Чтобы уменьшить уровень акустического шума, связанного с толкающими реактивными струями турбореактивных двигателей в фазе взлета или фазе захода самолета на посадку, включают подачу сжатого воздуха через каналы подвода воздуха к трубкам, распределенным на уровне выходного кольца реактивного сопла 1 двигателя. Выходное кольцо, о котором идет речь, может представлять собой либо кольцо, разделяющее горячий поток и холодный поток (внутреннее кольцо), либо кольцо, разделяющее холодный поток и окружающий воздух (кольцо гондолы двигателя). Вследствие специфического позиционирования трубок на уровне выходного кольца, а также их распределения, струи сжатого воздуха выбрасываются из этих трубок под некоторыми углами наклона схождения и проникновения, возмущая при этом течение толкающей реактивной газовой струи в соответствии с треугольниками взаимодействия текучих сред в направлении течения.

Упомянутые струи воздуха представляют собой регулируемые струи. Эти струи связаны с частью высокого давления турбореактивного двигателя и их формирование делают эффективным только в тех фазах полета, когда регулирование является необходимым, обычно при осуществлении фаз взлета или посадки самолета. В других фазах полета средства возмущения полностью бездействуют, т.к. прекращают подачу сжатого воздуха. Оборудованный таким образом самолет не имеет недостатков в смысле лобового сопротивления или потери тяги двигателей.

Предпочтительно струи воздуха могут управляться независимо друг от друга, предлагая таким образом устройство возмущения первичной реактивной газовой струи, обладающее особенной гибкостью характеристик. В соответствии со специфическим способом реализации предлагаемого изобретения может быть обеспечена возможность приведения в действие только одной воздушной струи из двух, при котором обеспечивается вращение толкающих реактивных газовых струй. В соответствии с другим специфическим способом реализации предлагаемого изобретения также может быть предусмотрено частичное приведение в действие воздушных струй, например приведение в действие воздушных струй, располагающихся в верхней части, в нижней части, в правой части или в левой части реактивного сопла 1, модифицируя таким образом направленность звукового излучения.

В соответствии с еще одним способом реализации управляющие воздушные струи могут быть приведены в действие нестационарным образом, чтобы уменьшить расходы управляющих воздушных струй или улучшить характеристики управления.

В предшествующем изложении предлагаемое изобретение было описано лишь в качестве примера. Специалист в данной области техники в состоянии реализовать другие варианты реализации изобретения, не выходя при этом за рамки формулы изобретения.

Предпочтительно предлагаемое устройство может быть установлено произвольным образом на одной, на другой или же совместно на обеих (внутренней и внешней) сторонах выходного кольца двигателя реализуя зигзагообразные накладки с внутренним и/или с внешним проникновением.

В случае двухконтурных турбореактивных двигателей предлагаемое устройство может быть установлено на выходных кромках кольца, охватывающего внутреннюю толкающую газовую струю (горячая струя), а также на кольце, образующем наружную часть, охватывающую холодную толкающую воздушную струю (гондола двигателя), или же одновременно на обоих кольцах.

1. Авиационный турбореактивный двигатель, содержащий реактивное сопло (1), обеспечивающее эжекцию реактивной газовой струи или слияние двух реактивных газовых струй, причем реактивное сопло (1) представляет собой одно или два выходных кольца (2), которые содержат средства, предназначенные для возмущения течения одной или обеих реактивных газовых струй и образованные по меньшей мере одной парой (3-10) каналов (3а, 3b, …, 10а, 10b), через которые осуществляется эжекция струи воздуха под давлением, при этом каналы (3а, 3b, …, 10а, 10b) открываются в выходной части реактивного сопла (1) и каналы (3а, 3b, …, 10а, 10b) каждой пары (3-10) расположены сходящимся образом по отношению друг к другу, чтобы формировать на выходе треугольник взаимодействия струй воздуха, отличающийся тем, что каналы (3а, 3b, …, 10а, 10b) каждой пары 3-10 сходятся навстречу друг другу на выходе из реактивного сопла (1) под углом схождения в диапазоне от 40 до 70°, предпочтительно под углом схождения, составляющим около 60°.

2. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что каналы (3а, 3b, …, 10а, 10b) расположены на уровне выходного кольца (2) так, что имеют по отношению к оси реактивной газовой струи некоторый угол проникновения в диапазоне от 8 до 40°, предпочтительно в диапазоне от 20 до 35°.

3. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что средства возмущения содержат от 1 до 24 пар каналов.

4. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что пары каналов (3а, 3b, …, 10а, 10b) распределены на выходном кольце (2) так, чтобы канал, сходящийся в некотором направлении, располагался рядом с каналом противоположного схождения, принадлежащим смежной паре каналов.

5. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что каналы (3а, 3b, …, 10а, 10b) представляют собой трубки, распределенные на одной или на двух стенках выходного кольца (2).

6. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что каналы (3а, 3b, …, 10а, 10b) представляют собой каналы, интегрированные в толщу выходного кольца (2).

7. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что каналы (3а, 3b, …, 10а, 10b) связаны с системой питания сжатым воздухом через канал подвода сжатого воздуха, причем это запитывание сжатым воздухом осуществляется на уровне части высокого давления турбореактивного двигателя.

8. Авиационный турбореактивный двигатель по любому из пп.1-7, отличающийся тем, что канал подвода сжатого воздуха к одному каналу одной пары каналов является каналом подвода сжатого воздуха к смежному каналу соседней пары и имеющему противоположное схождение.

9. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что каналы (3а, 3b, …, 10а, 10b) имеют диаметр, величина которого в 20-50 раз меньше величины выходного диаметра реактивного сопла (1).

10. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что струи воздуха (2) сходятся по отношению к оси реактивного сопла под углом в диапазоне от 8 до 40°.

11. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что струи воздуха представляют собой управляемые струи воздуха.

12. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что пары каналов распределены симметричным образом на выходном кольце (2) упомянутого реактивного сопла (1).

13. Авиационный турбореактивный двигатель по любому из пп.1-7 и 9-12, отличающийся тем, что пары каналов распределены несимметричным образом на выходном кольце (2) реактивного сопла (1).

14. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что содержит средства, предназначенные для приведения во вращательное движение относительно их собственной оси струй воздуха, эжектируемых через каналы.

15. Авиационный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что массовое соотношение между расходом струй воздуха, эжектируемых через каналы, и расходом толкающей реактивной газовой струи имеет величину в диапазоне от 0,3 до 2%.

16. Самолет, содержащий турбореактивные двигатели в соответствии с любым из предшествующих пп.1-15.