Tese de doutoramento. Engenharia e Gestão de Transportes. Faculdade de Engenharia. Universidade do Porto. 2011

Dissertação (mestrado) - Universidade Federal de Santa Catarina, Centro Tecnológico, Programa de Pós-Graduação em Engenharia Mecânica, Florianópolis, 2015. / Made available in DSpace on 2015-11-24T03:07:05Z (GMT). No. of bitstreams: 1 336113.pdf: 16705169 bytes, checksum: f6ee8aae0e4b83a4a79512d0fc7d23c8 (MD5) Previous issue date: 2015 / Nas últimas décadas, o incremento do número de voos comerciais tem gerado um aumento nos níveis de ruído nas zonas próximas aos aeroportos, e um consequente endurecimento da legislação específica. A avaliação do ruído gerado por uma aeronave é normalmente realizada considerando três condições de voo: uma para pouso e duas para decolagem. Estudos realizados mostram que nas três condições de voo o fan é uma das fontes mais importantes no ruído emitido pelo avião. A análise deste tipo de ruído requer bancadas experimentais onerosas, portanto, o uso de ferramentas computacionais para simulação aeroacústica (CAA, Computational Aeroacoustics) aparece como alternativa. Existem diferentes abordagens numéricas implementadas em códigos de simulação CAA. As mais utilizadas são: o método dos elementos de contorno (BEM), o método dos elementos finitos (FEM) e aqueles que resolvem as Equações de Euler na forma completa ou linearizada. Cada abordagem é aplicada dependendo do tipo de escoamento que vai ser considerado na simulação e da localização do estudo. Em geral, os problemas envolvendo a radiação sonora através da entrada do motor são abordados considerando escoamento uniforme e não-uniforme irrotacional, e no caso da saída é usado escoamento rotacional devido à turbulência gerada pelo jato. Este trabalho tem por objetivo a implementação de diferentes abordagens para a simulação do ruído de fan, a avaliação de diferentes modelos de escoamento e a análise de diferentes configurações de tratamentos acústicos aplicados ao motor. Por tanto, foi usado o software comercial de simulação aero-acústica ACTRAN/TM, e os modelos validados com dados experimentais e simulados disponíveis na literatura para geometrias 2D axisimétricas. Uma das tecnologias usadas para diminuir o ruído radiado pelo fan são revestimentos acústicos (liners). Estes são estruturas de tipo honeycomb que são colocados no interior da carenagem do motor conhecida como nacele. No entanto, reparos feitos no interior da nacele (remendos), ou a presença de sensores para obter dados de voo geram descontinuidades que afetam a atenuação do liner. As junções dos liners no interior da nacele também são consideradas como descontinuidades. Neste trabalho os efeitos destas descontinuidades foram avaliados mediante um estudo paramétrico usando uma geometria 3D. Diferentes geometrias foram consideradas estabelecendo que descontinuidades de largura maior e comprimento menor são as que menor impacto tem na atenuação conseguida com o liner. Também os efeitos de vários remendos com razões de aspecto fixas foram simulados, concluindo que podem gerar um aumento no nível de potencia radiada equivalente a uma junção.<br> / Abstract : Civil aviation growth seen the last decades has caused a significant incremente in noise levels around airports, and a consequent tighter in the specific legislation. Aircraft noise evaluation is done considering three flight conditions: one for approach and two for takeoff. Studies established that the fan is an important source of aircraft noise. The analysis of this type of noise need expensive RIG installations, therefore, computational aeroacoustics simulation tools (CAA) appears as an alternative. There are different numerical approaches implemented in numerical codes for CAA. The most used are: the Boundary Element Method (BEM), the Finite Element Method (FEM) and others, which resolve the full or linearized Euler equations. Each approach is applied depending on the type of flow that is going to be considered during the simulation or problem localization. Generally, nacelle intake problems are generally evaluated with uniform and nonuniform irrotational flow. Rotational flow approach is used on nacelle exit because of the turbulence created by the jet. The main purpose of this document, is to implement different approaches in forward fan noise simulation, the evaluation of different flow models and the analysis of different liner configurations applied to the nacelle. Therefore, the comercial code ACTRAN/TM was used and the models were validated with experimental and numerical data available in the literature, for 2D axisymmetric geometries. In order to attenuate the fan noise, liners are located inside the nacelle. Liner are honeycomb structures that are located inside the nacelle duct. However, liner repairs or flight sensors generate discontinuities, which affect liner atenuation. Liner splices inside the nacelle are also considered as discontinuities. In this document discontinuity effects are evaluated by means of a parametric study, in a full 3D geometry. Different aspect ratios were analyzed concluding that discontinuities with greater width and shorter length, have less impact on liner noise attenuation. Also the effects of various patches with fixed aspect ratio were simulated, concluding that this configuration can generate an increase in the radiated power level, equivalent to one splice.

Orientador : Luzia Keike / Dissertação (mestrado) - Universidade Estadual de Campinas, Instituto de Quimica / Made available in DSpace on 2018-07-14T03:48:32Z (GMT). No. of bitstreams: 1 Souza_JoanaD'ArcFelixde_M.pdf: 5962361 bytes, checksum: 4b7f141eec4d0a381f2dabafe69821bb (MD5) Previous issue date: 1990 / Mestrado

Dissertação (mestrado) - Universidade Federal de Santa Catarina, Centro Tecnológico, Programa de Pós-Graduação em Engenharia Mecânica, Florianópolis, 2013. / Made available in DSpace on 2014-08-06T17:45:29Z (GMT). No. of bitstreams: 1 325922.pdf: 4966102 bytes, checksum: b8d8385a1d9cc8a3c7c03ab0f03d86d6 (MD5) Previous issue date: 2013 / A presente dissertação analisa os efeitos de bocal serrilhado no desenvolvimento de um jato turbulento em baixo número de Mach. Uma bancada experimental foi desenvolvida para medições da velocidade do escoamento através de anemometria de fio-quente. A primeira etapa do estudo se concentrou na caracterização da região de auto-similaridade (x/D>30) de um jato circular com número de Mach 0,14 e número de Reynolds 3,9x104, gerado por um bocal sem serrilha de 12,3 mm de diâmetro, com o objetivo de validar as medições através de comparações com dados da literatura. O padrão universal do espectro de energia cinética turbulenta unidimensional E11(k1) foi demonstrado para as diferentes posições radiais medidas em x/D=44 e a subfaixa inercial do espectro foi claramente identificada. A segunda etapa da investigação avaliou o efeito de um bocal serrilhado no desenvolvimento do jato, buscando também verificar os mecanismos de redução de ruído geralmente atribuídos a este tipo de geometria. Perfis de velocidade média e intensidade da turbulência foram obtidos para o bocal serrilhado e comparados com aqueles do bocal sem serrilhas em várias posições do escoamento. Os resultados evidenciaram o aumento do espalhamento do jato e do nível de intensidade da turbulência para o bocal com serrilhas, ocasionando a redução no comprimento do núcleo potencial de 4,2D do bocal padrão para 3,6D na geometria modificada. Espectros unidimensionais de energia cinética turbulenta e coeficientes de auto-correlação temporal foram também obtidos para ambos os bocais e permitiram observar a alteração das escalas de comprimento do escoamento turbulento.<br> / Abstract : This dissertation examines the effects of chevron nozzles in the development of a single-stream, subsonic, cold jet. An experimental setup was developed to allow measurements of velocity using hot-wire anemometry. The first part of the study is focused on the characteristics of the self-similarity region (x/D>30) of a circular jet with 12.3 mm diameter, Mach number 0.14 and Reynolds number 3.9x104, in order to validate the measurements via comparisons with data in the literature. The universal spectrum for the one-dimensional turbulent kinetic energy E11 (k1) was demonstrated for different radial positions measured at x/D = 44 and the spectrum inertial subrange was clearly identified. The second part of the investigation was focused on the effect of a chevron nozzle in the jet development and on mechanisms that are generally associated with noise suppression. Profiles of mean velocity and turbulent intensity were obtained for the nozzles with and without chevrons. The results showed an increase in the jet spreading and in the turbulent intensity level brought about by the chevron nozzle, which gives rise to a reduction in the potential core length from 4.2D in the baseline nozzle to 3.6D in the chevron nozzle. Results for one-dimensional spectra of turbulent kinetic energy and one-point temporal autocorrelation coefficients were also obtained for both nozzles and allowed an analysis of modifications in the turbulent length scales.

Dissertação (mestrado) - Universidade Federal de Santa Catarina. Centro Tecnologico / Made available in DSpace on 2016-01-08T16:02:19Z (GMT). No. of bitstreams: 1 83272.pdf: 18752823 bytes, checksum: 6e80ff46edd3bc9baef581ccab061608 (MD5) Previous issue date: 1988 / Aproveitou-se uma experiência profissional na indústria de poltronas de passageiros para a aviação comercial para formar a base de uma investigação sobre a etapa de Análise de Viabilidade para o projeto de produtos. Constam deste trabalho a análise do mercado e suas necessidades, a análise das soluções técnicas dos produtos concorrentes, o estudo de uma oportunidade tecnológica e o estudo de viabilidade das soluções alternativas geradas para o projeto.

Orientador: Waldyr Luiz Ribeiro Gallo / Dissertação (mestrado) - Universidade Estadual de Campinas, Faculdade de Engenharia Mecanica / Made available in DSpace on 2018-07-18T06:50:18Z (GMT). No. of bitstreams: 1 MachadoJunior_HermesAmilcar_M.pdf: 3233002 bytes, checksum: 97f168af6cf23597c4adb0dc3c850d74 (MD5) Previous issue date: 1993 / Resumo: O uso de técnicas de monitoramento de desempenho de turbinas a gás aeronáuticas e industriais tem se tornado cada vez mais freqüente nos últimos anos, tanto com o objetivo de detectar o consumo exagerad0 de combustível quanto para a determinação de problemas operacionais ou de manutenção. A técnica utilizada neste trabalho, bastante comum para a aplicação em turbinas a gás, é a comparação direta de parâmetros medidos e de parâmetros calculados com valores previamente conhecidos de operação, obtidos do fabricante ou de testes de campo. Os pontos de trabalho tomados como referência podem ser relativos a uma máquina nova ou a equipamento saído de revisão. Os desvios medidos através do procedimento descrito acima passam por uma rotina de validação, que distingue erros de medição de problemas no equipamento. Finalmente, as diferenças relacionadas a perda de desempenho são comparadas com matrizes de falhas típicas. Caso haja compatibilidade entre o grupo de dados de alguma das matrizes com os valores determinados pelo programa tem-se então o diagnóstico positivo desse modo específico de falha. Para proceder a rotina de diagnose os parâmetros de desempenho são calculados através da análise termodinâmica dos processos desenvolvidos no interior de cada componente da turbina a gás. O modelo considerado na avaliação das variáveis é construído de forma a permitir o cálculo o mais elaborado possível, sem necessidade do uso de dados normalmente não acessíveis ao operador / Abstract: The use of performance monitoring techniques in gas turbine engines for aeronautical and industrial applications is becoming more frequent lately, both to detect abnormal fuel consumption and to assess operational or maintenance problems. The technique developed in this work, very common to gas turbine application, is the direct comparison of measured and calculated parameters with previously known operational data, taken from the manufacturer or from field tests. Reference operational points may be relative to new or overhauled equipments. Deviations measured through the above procedure are submitted to a validation routine, in which instrumentation problems are distinguished from changes in engine performance. Finally, differences related to performance loss are compared with a tipical fault matrix. ln case of compatibility between any deterioration considered in this matrix and the values determined by the program, there is a positive diagnostic of this specific fault mode. To carry out the diagnosis, performance parameters are calculated through the thermodynamic analysis of the working gas, called gas path analysis. The model considered is intended to allow variables evaluation accurate as possible, without need of data not normally available to operator / Mestrado / Mestre em Engenharia Mecânica

Orientador: Nelson Ramos Stradiotto / Banca: Denis Ricardo Martins de Godoi / Banca: Marcelo Firmino de Oliveira / Resumo: A atual expansão do setor de aviação tem aumentado à dependência das companhias aéreas ao querosene de aviação e a outros derivados fósseis. A dependência desse setor para com esses combustíveis se reflete em grandes índices de poluição atmosférica devido à emissão do CO2 proveniente da queima dessas substâncias. Tendo em vista a necessidade de reduzir esse poluente, têm-se desenvolvido novas tecnologias para a produção de querosenes alternativos de aviação (bioquerosenes de aviação). Uma das formas de obtenção do bioquerosene de aviação é a partir da fermentação de açúcares. O biocombustível obtido através dessa rota tecnológica é composto basicamente pelo farnesano e possui como principal contaminante o hexahidrofarnesol. A preocupação com a presença do hexahidrofarnesol no bioquerosene de aviação se deve principalmente a sua solubilidade em água e a degradação dos componentes do sistema de combustível. Diante disso, se fazem necessárias metodologias analíticas simples, sensíveis, seletivas e de baixo custo para determinar esse contaminante no bioquerosene de aviação. Uma vez que essas características são encontradas nos sensores eletroquímicos, o objetivo deste trabalho consiste no desenvolvimento de um sensor eletroquímico baseado em polímero molecularmente impresso para a determinação de hexahidrofarnesol em bioquerosene de aviação. O sensor proposto foi preparado pela eletropolimerização da o-fenilenodiamina sobre um eletrodo de carbono vítreo na presença da molécula de hexahidrofarnesol pela técnica de voltametria cíclica. O eletrodo modificado foi caracterizado por várias técnicas, tais como voltametria cíclica, espectroscopia de impedância eletroquímica, microscopia eletrônica de varredura, espectroscopia RAMAN e microscopia de força atômica. Os parâmetros que influenciam o desempenho do sensor impresso, como a razão... / Abstract: Current expansion of the aviation sector has increased the dependence of airlines to aviation kerosene and other fossil derivatives. Dependence of this sector to such fuels is reflected in high rates of air pollution due to the emission of CO2 originated from burning of these substances. In view of the need for lower emissions these pollutants, new technologies have been developed for the production of alternative aviation kerosene (aviation biokerosene). One of the ways of get the aviation biokerosene is from the fermentation of sugars. The biofuel obtained through this technological route is basically composed of farnesane, and it has as main contaminant the hexahydrofarnesol. The concern with the presence of hexahydrofarnesol in aviation biokerosene is mainly due to its solubility in water and the degradation of fuel system components. Thus, the developments of simple, sensitive, selective and low cost analytical methodologies to determine such contaminant in the aviation biokerosene are necessary. Once these characteristics are found in the electrochemical sensors, the objective of this work consists in the development of an electrochemical sensor based on molecularly imprinted polymer for the determination of hexahydrofarnesol in aviation biokerosene. The proposed sensor was prepared by electropolymerization of the o-phenylenediamine on a glassy carbon electrode in the presence of the hexahydrofarnesol molecule by the cyclic voltammetry technique. The modified electrode was characterized by several techniques, such as cyclic voltammetry, electrochemical impedance spectroscopy, scanning electron microscopy, RAMAN spectroscopy, and atomic force microscopy. Parameters that influence the performance of the imprinted sensor, such as the molar ratio between the functional monomer and the template molecule, the number of cycles used in the electropolymerization, the pH of the solution used during the... / Mestre

Dissertação (mestrado) - Universidade Federal de Santa Catarina, Centro Tecnológico, Programa de Pós-graduação em Engenharia Mecânica, Florianópolis, 2008 / Made available in DSpace on 2012-10-23T23:43:29Z (GMT). No. of bitstreams: 1 269691.pdf: 5896720 bytes, checksum: 588ff9a49f353d30ef1477496e9d696f (MD5) / Como parte do desenvolvimento das aeronaves comerciais, modelos numéricos em Análise Estatística da Energia (SEA) têm sido desenvolvidos com o objetivo de predizer, desde a fase de projeto, o comportamento vibro-acústico das mesmas. O objetivo é dotá-las de um adequado tratamento, para obter baixos níveis de ruído e de vibrações. As estruturas aeronáuticas são constituídas por uma casca cilíndrica, a qual é reforçada através de vigas longitudinais (reforçadores) e vigas transversais (cavernas). Estas estruturas estão submetidas a vibrações provenientes principalmente dos motores e das induzidas pela camada limite turbulenta. Um tratamento comum para atenuar as vibrações nestas estruturas é através da aderência de materiais viscoelásticos. O objetivo deste trabalho é mostrar uma metodologia para representar o efeito do material viscoelástico de camada restrita nos modelos numéricos desenvolvidos através de SEA. Para o estudo, foi utilizado um painel reforçado proveniente da fuselagem de uma aeronave comercial. O material viscoelástico em estudo é do tipo de camada restrita, comumente usado pelas indústrias aeronáuticas para este tipo de aplicações. Na primeira fase deste trabalho são determinadas as propriedades do material viscoelástico e os parâmetros da estrutura. O fator de perda por amortecimento e o módulo de elasticidade do material viscoelástico são estimados através da norma ASTM 756-98 (Viga Oberst), em diferentes temperaturas. Os parâmetros da estrutura, por sua vez, são determinados através do Método da Potência Injetada (PIM). A aplicação do PIM nesta estrutura é estudada em detalhes. São analisados os efeitos do número de pontos de resposta e de excitação sobre o valor do fator de perda. Também é analisado o efeito do campo vibratório direto sobre as respostas dos pontos próximos aos pontos de excitação. Utiliza-se o PIM para determinar as propriedades da estrutura, com material viscoelástico aderido, em diferentes temperaturas. Na segunda fase, são desenvolvidos dois modelos utilizando Análise Estatística da Energia através do programa AutoSEA2. No primeiro modelo a estrutura é representada como um sistema único (painel reforçado), e o material viscoelástico é representado como um tratamento para o controle do ruído (Noise Control Treatment, NCT). No segundo modelo, a estrutura é dividida em vários subsistemas (modelo semi-implícito) e o material viscoelástico é representado por um material multicamada fortemente acoplado a certos subsistemas. Os resultados dos modelos são comparados com os resultados obtidos dos ensaios experimentais. O modelo multicamada apresenta resultados mais coerentes que o modelo com tratamento NCT, principalmente nas freqüências acima de 2,5 kHz. / As part of the development of commercial aircrafts, numerical models in Statistical Energy Analysis (SEA) have been developed to predict the vibroacoustic behavior. The objective is to achieve an adequate treatment in order to obtain low noise and vibration levels. Aeronautic structures are comprised of a cylindrical skin which is stiffened through longitudinal beams (stiffeners) and transversal beams (frame beams). These structures are submitted to vibrations mainly coming from the engines and those induced by the turbulent boundary layer. One commom treatment to attenuate the vibrations in these structures is through the adherence of viscoelastic materials. The objective of this work is to demonstrate a methodology to represent the effect of constrained layer viscoelastic material in the numeric models developed through SEA. For this study, a stiffened panel from a commercial aircraft fuselage was used. The viscoelastic material studied is used in the aeronautics industry. In the first part of this study the viscoelastic material properties and the parameters of the structure are determined. The damping loss factor and the Young´s modulus of the viscoelastic material are estimated using the standard ASTM 756-98 (Oberst Beam), at different temperatures. The structural parameters are determined through the Power Injection Method (PIM). The PIM application in these structures is studied in detail. The structure behavior, with viscoelastic material, is also analyzed at different temperatures. In the second part, two numerical models are developed using the AutoSEA2 program. In the first model, the structure was modeled simply as one subsystem and the viscoelastic material was represented for a noise control treatment (NCT), across the entire structure. In the second model, the structure was divided into several subsystems and the viscoelastic material was represented by a multilayer material on certain subsystems. The results obtained with the numerical models were compared with the experimental results. The multilayer model presents better results that the NTC model, mainly at frequencies above 2.5 kHz.

Dissertação (mestrado) - Universidade Federal de Santa Catarina, Centro Tecnológico, Programa de Pós-Graduação em Engenharia Mecânica, Florianópolis, 2014. / Made available in DSpace on 2015-02-05T21:18:49Z (GMT). No. of bitstreams: 1 328410.pdf: 5168954 bytes, checksum: a55c798d806d29cc35e63be5e11587fe (MD5) Previous issue date: 2014 / A prosperidade e larga utilização da aviação como meio de transporte civil, nacional e internacional, exige seriedade no condicionamento das aeronaves. A manutenção preventiva é um ponto fundamental para que sejam evitados desastres aéreos. A verificação dos motores é indispensável e, devido ao alto valor agregado, corresponde aos custos mais elevados de recondicionamento. As turbinas, por estarem sujeitas a elevada temperatura e pressão, geralmente apresentam o maior número de componentes danificados. Por esta razão há o interesse no desenvolvimento de técnicas para o reparo eficaz de pás de turbina. Erosão e formação de trincas são danos comuns que necessitam de recondicionamento. A recente aplicação de pás monocristalinas (SX), no lugar de policristalinas, apresenta vantagens por suportar melhor as elevadas temperaturas e com isto aumentar a eficiência dos motores [1, 2]. No entanto, não há um método reconhecido para o reparo das pás monocristalinas. A proposta deste trabalho consiste na aplicação de laser cladding com injeção de pó, devido a características como o tratamento localizado e controle de material fornecido. Este processo é apropriado devido principalmente à flexibilidade e baixo nível de diluição. Foram desenvolvidos dois métodos para promover o reparo de tais defeitos. Um método consiste na remoção completa de camadas de material onde estão situadas as trincas. O outro prevê a remoção de apenas um pequeno volume da estrutura afetada, através de um entalhe que retira o volume danificado. Com isto, a perda de material, o tempo de trabalho e os custos de manutenção podem ser drasticamente reduzidos. O entalhe tem de ser soldável e também permitir a solidificação de material no mesmo plano orientado como a microestrutura inicial. Para isto, um gradiente de temperatura deve ser introduzido a fim de orientar o crescimento de grão. No entanto, existem desafios para alcançar uma estrutura de cristal único sem rachaduras e poros, devido à distribuição de energia no interior do entalhe. Progressos atingidos e novos desafios são apresentados neste trabalho.<br> / Abstract : The prosperity and widespread use of aviation as a civil national and international transport requires seriousness in the aircraft conditioning. Preventive maintenance is the key to avoid disasters. For that, is essential the check of engines, which corresponds to the higher reconditioning costs. The turbines, due to elevated temperature and pressure, usually have the highest number of damaged parts. For this reason, there is an interest in developing techniques for the efficient repair of turbine blades. Erosion and crack formation are common damages that require refurbishing. The recent application of single crystal (SX) turbine blades, instead of polycrystalline, present better withstands in high temperatures and thus increases the efficiency of the engines [1, 2]. However, a recognized method for the repair of SX turbine blades has to be developed. The proposal of this work involves the application of laser cladding with powder injection, due to characteristics such as localized treatment and control of the material injected. This process is particularly suitable due to flexibility and low dilution levels. There are two techniques developed to promote the repair of such defects. One way is by the removal of complete layers in which the cracks are located. Another possibility is to remove just a small volume of the affected microstructure. Therewith the loss of material and working time may be drastically reduced as well as the maintenance costs. The notch must be weldable and permit the material solidification in the same oriented plane as the original structure. For that, a temperature gradient has to be introduced in order to guide the grain growth. However, there are challenges to achieve a SX structure without cracks and pores due to energy distribution inside the notch. Current achievements and further challenges are presented in this work.

Dissertação (mestrado) - Universidade Federal de Santa Catarina, Centro Tecnológico, Programa de Pós-Graduação em Engenharia Mecânica, Florianópolis, 2015 / Made available in DSpace on 2016-03-15T04:02:12Z (GMT). No. of bitstreams: 1 336502.pdf: 4613273 bytes, checksum: 02a43770f6825cdc155f3ab0706e6b95 (MD5) Previous issue date: 2015 / O jato turbulento na exaustão de motores é uma das principaisfontes de ruído em aviões. Este é um tema de pesquisa emaeroacústica em que os mecanismos de geração de ruído não sãocompletamente compreendidos. Alguns dispositivos de reduçãode ruído têm sido propostos e aplicados em motores de aviões,tais como tabs e chevrons. O presente trabalho se concentra naanálise comparativa entre os escoamentos turbulentos de jatossubsônicos gerados por bocais com e sem chevrons, através datécnica de anemometria de fio quente. O principal objetivo foicompreender o efeito do chevron no campo de escoamento do jatoe os mecanismos de redução de ruído atribuídos a estes bocais.Os resultados mostraram um aumento da intensidade turbulentaaxial na região inicial do jato (x/D < 2) com chevrons e umadiminuição desses níveis na região subsequente. O bocal comchevrons também provocou um maior espalhamento do jato e umacamada cisalhante mais espessa. Os espectros de potência daturbulência evidenciaram a existência de estruturas coerentes nojato, indicando que os chevrons afetam os níveis de energia dessasestruturas, principalmente para número de Strouhal igual a 0,3. <br> / Abstract : The turbulent jet issuing from engine exhaustion is one of themain sources of noise in an aircraft. This is a topic in the researchfield of aeroacoustics in which the sound generation mechanismsare not yet fully understood. However, some noise reductiondevices have been developed and applied in aircrafts, such as tabsand chevrons. The present work addresses a comparison betweenthe flow fields generated by nozzles with and without chevronsthrough hot-wire anemometry. The main goal was to understandthe chevron effect on the flow field and the noise reductionmechanisms attributed to such nozzles. The results have shown anincrease in axial turbulent intensity generated by the chevron in theinitial region of the jet (x/D<2) and a decrease in turbulent intensitylevels in the subsequent region. The chevron nozzle also increasedthe spreading of the jet and generated a thicker shear layer. Thepower spectral density showed the existence of coherent structuresin the jet and the chevron was found to affect the energy peaksassociated to these structures, specially at Strouhal number 0.3.