用于涡轮风扇发动机的机舱的流量控制机构的制作方法

1.本主题大体上涉及一种燃气涡轮发动机，或更具体地，涉及一种具有用于涡轮风扇发动机的机舱的流量控制机构的涡轮风扇发动机。


背景技术：

2.涡轮风扇发动机通常包括布置成彼此流动连通的具有多个风扇叶片的风扇和涡轮机。另外，涡轮风扇发动机的涡轮机通常以串行流动顺序包括压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。在操作中，空气从风扇提供到压缩机区段的入口，其中一个或多个轴向压缩机逐渐压缩空气直到空气到达燃烧区段。燃料与压缩空气混合并在燃烧区段内燃烧以提供燃烧气体。燃烧气体被从燃烧区段引导到涡轮区段。通过涡轮区段的燃烧气体流驱动涡轮区段，然后被引导通过排气区段，例如通向大气。
3.然而，在侧风条件期间，空气流必须转动九十(90)度或更大以进入发动机，例如发动机的外机舱。到发动机的风扇区段的这种扭曲流动影响发动机的推力、空气力学和可操作性。
附图说明
4.在参考附图的说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的本公开的完整且可行的公开，包括其最佳模式，其中：
5.图1是根据本主题的示例性实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意性横截面图。
6.图2是根据本主题的示例性实施例的处于侧风条件的示例性燃气涡轮发动机的示意性横截面图。
7.图3是根据本主题的示例性实施例的处于巡航条件的示例性燃气涡轮发动机的示意性横截面图。
8.图4是根据本主题的示例性实施例的图1的示例性燃气涡轮发动机的前端的特写示意性横截面图。
9.图5是根据本主题的示例性实施例的由限定外表面孔隙率的第一结构形成的外表面的第一外部分的特写视图。
10.图6是根据本主题的示例性实施例的由限定内表面孔隙率的第二结构形成的内表面的第一内部分的特写视图。
11.图7是根据本主题的另一示例性实施例的图1的示例性燃气涡轮发动机的前端的特写示意性横截面图。
12.图8是根据本主题的另一示例性实施例的具有一个或多个流动通路的外机舱的一部分的透视图。
13.图9是根据本主题的另一示例性实施例的具有一个或多个分隔件的外机舱的一部分的透视图。
14.图10是根据本主题的另一示例性实施例的图7的示例性燃气涡轮发动机的前端的
特写透视图。
15.贯穿多个视图相应的参考字符指示相应部分。本文阐述的例证说明了本公开的示例性实施例，且此类例证不应被解释为以任何方式限制本公开的范围。
具体实施方式
16.现在将详细参考本公开的当前实施例，其一个或多个示例在附图中示出。详细说明使用数字和字母名称来指代附图中的特征。在附图和说明书中的相似或类似的名称被用来指代本公开的相似或类似部分。
17.提供以下描述以使本领域技术人员能够制造和使用实施本公开所预期的所描述的实施例。然而，对于本领域技术人员来说，各种修改、等同物、变化和替代物将仍然是显而易见的。任何和所有此类修改、变化、等同物和替代物旨在落入本公开的范围内。
18.本文使用“示例性”一词来表示“用作示例、实例或图示”。本文描述为“示例性”的任何实现不必被解释为比其他实现更优选或有利。另外，除非另有特别标识，否则本文描述的所有实施例应当被认为是示例性的。
19.出于下文描述的目的，术语“上”、“下”、“右”、“左”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“横向”、“纵向”及其派生词当在附图中定向时应与本公开内容相关。然而，应当理解，本公开可以采取各种替代变型，除非另有相反明确规定。还应当理解，附图中示出并在以下说明书中描述的特定装置仅是本公开的示例性实施例。因此，与本文公开的实施例相关的特定尺寸和其他物理特性不被认为是限制性的。
20.如本文所使用的，术语“第一”、“第二”和“第三”可互换地用于将一个部件与另一个部件区分开来，并且不旨在表示单个部件的位置或重要性。
21.术语“前”和“后”是指燃气涡轮发动机内的相对位置，其中前指更靠近发动机入口的位置，后指更靠近发动机喷嘴或排气口的位置。
22.术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体来流的方向，“下游”是指流体流向的方向。
23.除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一个”和“该”包括复数引用。
24.此外，除非另有规定，术语“低”、“高”或其各自的比较度(例如，较低、较高，如适用)均指发动机内的相对速度或压力。例如，“低压涡轮”在通常低于“高压涡轮”的压力下操作。替代地，除非另有规定，上述术语可理解为它们的最高程度。例如，“低压涡轮”可指涡轮区段内的最低最大压力涡轮，而“高压涡轮”可指涡轮区段内的最高最大压力涡轮。本公开的发动机还可以包括中压涡轮，例如具有三个线轴的发动机。
25.本说明书和权利要求书中使用的近似语言用于修改任何可以允许变化而不会导致与之相关的基本功能发生改变的定量表示。因此，由一个或多个术语(例如“约”、“大约”和“基本上”)修饰的值不限于规定的精确值。在至少一些实例中，近似语言可对应于用于测量值的仪器的精度，或用于构建或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指在1、2、4、10、15或20％的余量内。这些近似余量可应用于单个值、定义数字范围的一个或两个端点和/或端点之间范围的余量。
26.这里以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，这些范围被识别并包括其中包含的所有子范围，除非上下文或语言另有指示。例如，本文公开的所有范围
包括端点，并且端点可彼此独立地组合。
27.在侧风条件下，空气流必须转动九十(90)度或更大的角度才能进入发动机，例如，外机舱。到发动机的风扇区段的这种扭曲流动影响发动机的推力、空气力学和可操作性。这些问题是由于外机舱的外表面和内表面之间的空气流缺乏连通。
28.本公开的流量控制机构在侧风条件期间，例如在风扇区段上游的位置处在外机舱的外表面和内表面之间提供空气流的连通。以这种方式，改善了发动机在侧风条件下的可操作性。
29.现在参考附图，其中在整个附图中相同的数字表示相同的元件，图1是根据本公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。更具体地，对于图1的实施例，燃气涡轮发动机是航空涡轮风扇喷气发动机10，在此被称为“涡轮风扇发动机10”，其被构造成例如以机翼下构造或尾部安装构造安装到飞机。如图1所示，涡轮风扇发动机10限定轴向方向a(平行于供参考的纵向中心线12延伸)、径向方向r和周向方向(即，围绕轴向方向a延伸的方向；未描绘)。一般而言，涡轮风扇10包括风扇区段14和布置在风扇区段14下游的涡轮机16(涡轮机16有时也称为或可替代地称为“核心涡轮发动机”)。
30.所描绘的示例性涡轮机16通常包括限定环形入口20的基本管状的外壳体18。外壳体18以串行流动关系包围包括第一增压或低压(lp)压缩机22和第二高压(hp)压缩机24的压缩机区段；燃烧区段26；包括第一高压(hp)涡轮28和第二低压(lp)涡轮30的涡轮区段；以及喷射排气喷嘴区段32。高压(hp)轴34将hp涡轮28驱动地连接到hp压缩机24。低压(lp)轴36将lp涡轮30驱动地连接到lp压缩机22。压缩机区段、燃烧区段26、涡轮区段和喷射排出喷嘴区段32以串行流动顺序布置，并且一起限定通过涡轮机16的核心空气流动路径37。还可以设想，本公开与具有中压涡轮的发动机(例如，具有三个线轴的发动机)兼容。
31.仍参考图1的实施例，风扇区段14包括可变桨距、单级风扇38，涡轮机16可操作地联接至风扇38以驱动风扇38。风扇38包括以间隔开的方式联接到盘42的多个可旋转风扇叶片40。如所描绘的，风扇叶片40通常沿着径向方向r从盘42向外延伸。借助于风扇叶片40可操作地联接至适当的致动构件44，每个风扇叶片40可相对于盘42围绕桨距轴线p旋转，所述适当的致动构件44构造成例如一致地共同改变风扇叶片40的桨距。风扇叶片40、盘42和致动构件44通过lp轴36越过动力齿轮箱46可绕纵向中心线12一起旋转。动力齿轮箱46可包括用于将lp轴36的旋转速度逐步下降到更有效的旋转风扇速度的齿轮或多个齿轮。因此，对于所描绘的实施例，涡轮机16通过动力齿轮箱46可操作地联接至风扇38。在替代实施例中，风扇可以是固定间距风扇。在另一个实施例中，lp轴36直接驱动单级风扇38而没有齿轮箱。
32.在示例性实施例中，风扇区段14包括二十二(22)个或更少的风扇叶片40。在某些示例性实施例中，风扇区段14包括二十(20)个或更少的风扇叶片40。在某些示例性实施例中，风扇区段14包括十八(18)个或更少的风扇叶片40。在某些示例性实施例中，风扇区段14包括十六(16)个或更少的风扇叶片40。在某些示例性实施例中，可以设想，风扇区段14包括用于特定应用的其他数量的风扇叶片40。
33.在示例性实施例中，风扇38具有大于80英寸的风扇直径。在其它示例性实施例中，风扇38具有大于80英寸且小于216英寸的风扇直径。在其它示例性实施例中，风扇38具有大于80英寸且小于336英寸的风扇直径。在其它示例性实施例中，风扇38具有小于80英寸的风扇直径。
34.仍参考图1的示例性实施例，盘42被可旋转的前机舱或轮毂48覆盖，该前机舱或轮毂48具有空气动力学轮廓以促进气流通过多个风扇叶片40。另外，示例性风扇区段14包括环形风扇壳体或外机舱50，环形风扇壳体或外机舱50至少部分地并且对于所描绘的实施例，周向地围绕风扇38和涡轮机16的至少一部分。
35.更具体地，外机舱50包括环形壁51，该环形壁51具有内表面52、外表面53、位于前缘59处的唇部分55以及外机舱50的环形壁51的下游区段54，该环形壁51在涡轮机16的外部分上延伸，以在其间限定旁通气流通道56。另外，对于所描绘的实施例，外机舱50由多个周向间隔开的出口导向轮叶57相对于涡轮机16支撑。
36.在示例性实施例中，外机舱50的长度(例如，从风扇尖端的前缘到外机舱50的唇部)与涡轮风扇发动机10的最大直径的比率等于或小于大约0.5。在其他示例性实施例中，外机舱50的长度(例如，从风扇尖端的前缘到外机舱50的唇部)与涡轮风扇发动机10的最大直径的比率等于或小于大约0.4。在其他示例性实施例中，外机舱50的长度(例如，从风扇尖端的前缘到外机舱50的唇部)与涡轮风扇发动机10的最大直径的比率等于或小于大约0.25。
37.在涡轮风扇发动机10的操作期间，一定体积的空气58通过外机舱50和/或风扇区段14的相关联的入口60进入涡轮风扇发动机10。随着空气58的体积穿过风扇叶片40，如箭头62所示的空气58的第一部分被引导或导通到旁通气流通道56中，而如箭头64所示的空气58的第二部分被引导或导通到核心空气流动路径37中。通过旁通气流通道56的气流的量(即，如箭头62所示的第一部分空气)与通过核心空气流动路径37的气流的量(即，如箭头64所示的第二部分空气)之间的比率称为旁通比。在示例性实施例中，在涡轮风扇发动机10操作期间(例如，在额定速度下)的旁通比大于或等于大约十二(12)。
38.仍参考图1，来自压缩机区段的由箭头64指示的压缩的第二部分空气与燃料混合并且在燃烧区段内燃烧以提供燃烧气体66。燃烧气体66被从燃烧区段26引导通过hp涡轮28，其中来自燃烧气体66的热能和/或动能的一部分经由联接到外壳体18的hp涡轮定子轮叶68和联接到hp轴34的hp涡轮转子叶片70的顺序级提取，从而使hp轴34旋转，由此支持hp压缩机24的操作。然后燃烧气体66被引导通过lp涡轮30，其中热能和/或动能的第二部分经由联接到外壳体18的lp涡轮定子轮叶72和联接到lp轴36的lp涡轮转子叶片74的顺序级从燃烧气体66中提取，从而使lp轴36旋转，由此支持lp压缩机22的操作和/或风扇38的旋转。
39.燃烧气体66随后被引导通过涡轮机16的喷射排出喷嘴区段32以提供推进推力。同时，箭头62所示的第一部分空气的压力随着第一部分空气62在从涡轮风扇10的风扇喷嘴排气区段76排出之前被引导通过旁通气流通道56而显著增加，也提供推进推力。hp涡轮28、lp涡轮30和喷射排气喷嘴区段32至少部分地限定热气体路径78，用于引导燃烧气体66通过涡轮机16。
40.此外，应当理解，图1中描绘的示例性涡轮风扇发动机10仅作为示例，并且在其他示例性实施例中，涡轮风扇发动机10可以具有任何其他合适的构造。例如，在某些示例性实施例中，风扇可以不是可变桨距风扇，发动机可以不包括驱动风扇的减速齿轮箱(例如，动力齿轮箱46)，可以包括轴、线轴、压缩机、涡轮等的任何其他合适数量或布置。
41.现在参考图2，提供了处于侧风条件的外机舱250的横截面图。在所描绘的情形中，空气流260必须转动九十度或更大的角度才能进入发动机，例如，外机舱250。这种到风扇区
段(例如，风扇区段38(图1))的扭曲流动影响发动机的推力、空气力学和可操作性。这些问题是由于外机舱250的外表面252和内表面254之间的空气流260缺乏连通。值得注意的是，在某些发动机操作期间可能引起类似的问题，例如陡角起飞或爬升操作。该条件是与这样的侧风类似的条件：其中与侧面相比，图2中所示的“侧风”流动方向现在以由飞行器俯仰角限定的一定角度和水平流动速度从发动机的下方朝上。
42.现在参考图3，提供了处于巡航条件的外机舱350的横截面图。在所描绘的情形中，在巡航条件下，空气流360能够进入发动机，例如，外机舱350，而不存在上述关于侧风条件下的外机舱的问题。
43.本公开的流量控制机构在例如侧风条件期间提供外机舱的外表面和内表面之间的空气流的连通。以这种方式，改善了发动机在侧风条件下的可操作性。
44.现在参考图4，提供了图1的示例性涡轮风扇发动机10的外机舱50、风扇区段14和涡轮机16的前端的特写横截面图。
45.在所描绘的示例性实施例中，外机舱50包括位于前缘59处的唇部分55、内表面52、外表面53和后部分61。如图所示，内表面52的第一内部分152位于唇部分55和后部分61之间，外表面53的第一外部分153位于唇部分55和后部分61之间。
46.第一内部分152和第一外部分153各自设置在沿着轴向方向a的风扇38的多个风扇叶片40前方且外机舱50的入口60后方(例如唇部分55后方)的位置处。
47.在示例性实施例中，唇部分55由不可渗透表面形成。此外，在示例性实施例中，后部分61由不可渗透表面形成。
48.在示例性实施例中，外表面53的第一外部分153由限定外表面孔隙率112的第一结构110形成，并且内表面52的第一内部分152由限定内表面孔隙率122的第二结构120形成。内表面孔隙率122大于外表面孔隙率112。以这种方式，第一内部分152和第一外部分153之间的压力梯度促使空气流穿过。例如，在侧风条件下，空气流能够穿过外表面53的第一外部分153的第一结构110到内表面52的第一内部分152的第二结构120，以提供外机舱50的外表面53和内表面之间的空气流的连通。
49.在示例性实施例中，内表面孔隙率122为大约8％至大约10％。在某些示例性实施例中，内表面孔隙率122为大约7％至大约15％。在某些示例性实施例中，内表面孔隙率122为大约5％至大约25％。
50.在示例性实施例中，外表面孔隙率112为大约4％至大约6％。在某些示例性实施例中，外表面孔隙率112为大约4％至大约10％。在某些示例性实施例中，外表面孔隙率112为大约2％至大约20％。
51.在示例性实施例中，第一结构110和第二结构120各自由金属编织物形成。
52.现在参考图5，由限定外表面孔隙率112的第一结构110形成的外表面53的第一外部分153的一部分的特写视图。在所描绘的示例性实施例中，第一结构110由第一金属编织物130形成。例如，第一金属编织物130可以是限定外表面孔隙率112的强钢金属编织物结构。
53.现在参考图6，由限定内表面孔隙率122的第二结构120形成的内表面52的第一内部分152的一部分的特写视图。在所描绘的示例性实施例中，第二结构120由第二金属编织物132形成。例如，第二金属编织物132可以是限定内表面孔隙率122的松散金属编织物结
构。
54.然而，应当理解，在其他示例性实施例中，第一结构110、第二结构120或两者可以由任何其他合适的结构或其他合适的多孔结构形成。例如，可以设想，第一结构110、第二结构120或两者可以由金属丝网、微穿孔片材、穿孔片材或其他合适的多孔结构形成。
55.现在返回参考图4，在示例性实施例中，外机舱50在前缘59和风扇叶片40之间延伸的距离具有总长度tl。例如，唇部分55、内表面52的第一内部分152、外表面53的第一外部分153和后部分61在前缘59和风扇叶片40之间延伸总长度tl。
56.在示例性实施例中，唇部分55延伸唇部长度ll，其为总长度tl的大约15％。在某些示例性实施例中，唇部分55延伸唇部长度ll，其为总长度tl的大约3％至大约15％。在某些示例性实施例中，唇部分55延伸唇部长度ll，其为总长度tl的大约10％至大约20％。
57.在示例性实施例中，外表面53的第一外部分153延伸外表面长度esl，该外表面长度esl为总长度tl的大约5％至大约20％。在某些示例性实施例中，外表面53的第一外部分153延伸外表面长度esl，该外表面长度esl为总长度tl的大约10％至大约40％。在某些示例性实施例中，外表面53的第一外部分153延伸外表面长度esl，该外表面长度esl为总长度tl的大约30％至大约50％。
58.在示例性实施例中，内表面52的第一内部分152延伸内表面长度isl，该内表面长度isl为总长度tl的大约5％至大约20％。在某些示例性实施例中，内表面52的第一内部分152延伸内表面长度isl，该内表面长度isl为总长度tl的大约10％至大约40％。在某些示例性实施例中，内表面52的第一内部分152延伸内表面长度isl，该内表面长度isl为总长度tl的大约30％至大约50％。
59.在示例性实施例中，后部分61延伸后部长度al，该后部长度al为总长度tl的大约20％至大约60％。在某些示例性实施例中，后部分61延伸后部长度al，该后部长度al为总长度tl的大约20％至大约70％。在某些示例性实施例中，后部分61延伸后部长度al，该后部长度al为总长度tl的大约20％至大约80％。
60.参考图4，在示例性实施例中，外机舱50包括与外机舱50的唇部分55热连通的热源180。
61.例如，在示例性实施例中，热源180包括设置在唇部分55处的电加热元件182。以这种方式，电加热元件182用于加热外机舱50的前缘59，并用作减少外机舱50的前缘59处积冰或结冰的装置。在其它示例性实施例中，热源180包括气动加热元件，该气动加热元件在内表面52和外表面53之间具有电管道。在其它示例性实施例中，热源180可包括其它合适的加热装置。
62.仍然参考图4，在示例性实施例中，风扇38的多个风扇叶片40沿径向方向r限定风扇叶片跨度172。风扇38的多个风扇叶片40中的每一个也限定前缘174和后缘176，并且风扇叶片跨度172是指在各风扇叶片40的前缘174处在风扇叶片40的径向外尖端和基部之间沿着径向方向r的测量值。
63.现在参考图7，提供了图1的示例性涡轮风扇发动机的外机舱450、风扇区段414和涡轮机416的前端的特写横截面图。
64.在所描绘的示例性实施例中，风扇区段414包括可变桨距、单级风扇438，涡轮机416可操作地联接至风扇438以驱动风扇438。风扇438包括以间隔开的方式联接到盘的多个
可旋转的风扇叶片440。
65.另外，示例性风扇区段414包括外机舱450，外机舱450至少部分地并且对于所描绘的实施例，周向地围绕风扇438和涡轮机416的至少一部分。
66.更具体地，外机舱450包括环形壁451，该环形壁451具有内表面452、外表面453、在前缘459处的唇部分455以及外机舱450的环形壁451的下游区段454，该环形壁451在涡轮机416的外部分上延伸以在其间限定旁通气流通道456。另外，对于所描绘的实施例，外机舱450由多个周向间隔开的出口导向轮叶457相对于涡轮机416支撑。
67.在所描绘的示例性实施例中，外机舱450限定从外表面453延伸到内表面452的一个或多个弯曲流动通路460。一个或多个弯曲流动通路460被构造成允许在发动机侧风条件(图2)期间流过其中的空气流，并且使在发动机巡航条件(图3)期间流过其中的空气流最小化。弯曲流动通路460的曲率控制通过其中的空气流。
68.现在还参考图8，为本公开的外机舱450的一部分的透视图。在所描绘的示例性实施例中，外机舱450包括从外表面453延伸到内表面452的一个或多个弯曲流动通路460。可以想到，本公开的一个或多个弯曲流动通路460位于围绕外机舱450的位置处，这些位置受到本文描述的侧风条件的影响。还可以想到，本公开的一个或多个弯曲流动通路460可以位于围绕外机舱450的位置处，这些位置受到其他条件的影响，例如攻角、巡航等。进一步设想的是，为了便于观看，本公开的一个或多个弯曲流动通路460的尺寸可以小于图8中所示的尺寸。
69.在示例性实施例中，一个或多个弯曲流动通路460各自包括在外表面453处的外端口462和在内表面452处的内端口464。外端口462限定外端口面积ea，内端口464限定内端口面积ia。在所描绘的实施例中，外端口面积ea大于内端口面积ia。在巡航条件(图3)下，内表面452上的空气压力高于外表面453，而在侧风条件(图2)下，外表面453上的空气压力高于内表面452。以这种方式，外端口面积ea和内端口面积ia之间的面积差在巡航条件(图3)期间阻止空气流通过弯曲流动通路460，同时在发动机侧风条件(图2)期间允许空气流通过弯曲流动通路460。
70.可以设想，例如从内表面452或外表面453将空气流喷射到弯曲流动通路460中的角度相对于主流动方向大约为0.1度至大约45度。
71.现在参考图9，为本公开的外机舱50的一部分的透视图。在所描绘的示例性实施例中，外机舱50包括一个或多个分隔件550，该分隔件550在外机舱50的外表面53和内表面之间延伸，以防止空气流在外机舱50内部旋流。
72.例如，分隔件550被构造成引导进入外机舱50的外表面的空气流560通过外机舱50的内表面52。以这种方式，分隔件550防止空气流560沿周向方向c在外机舱50内部旋流，但是不穿过外机舱50的内表面52。
73.在所描绘的示例性实施例中，外机舱包括在周向方向c上围绕外机舱50间隔开的多个分隔件550。在示例性实施例中，分隔件550由沿轴向方向a从外机舱50的第一端570延伸到第二端572的多个挡板形成。
74.现在参考图10，提供了图7的示例性外机舱450的外机舱450的特写透视图。在所描绘的实施例中，外机舱450限定从外表面453延伸到内表面452的多个弯曲流动通路460。值得注意的是，在所描绘的实施例中，这些弯曲流动通路460中的每一个的出口(出口是图10
中所示的在内表面452上的开口)通常被构造成跟随流过外机舱450并进入外机舱450的流分离的预期位置。特别地，对于所示的实施例，弯曲流动通路460的出口通常限定为“v”形，其中中间组定位成最靠近外机舱450的前缘，并且外部组根据分离的流动模式(其中该特征被设计为用于减轻)定位成远离外机舱450的前缘。在其他示范性实施例中，也可考虑弯曲流动通路460的出口可大致限定“u”形，其中中间组定位成最靠近外机舱450的前缘，并且外部组定位成根据分离的流动模式(其中该特征被设计为用于减轻)远离外机舱450的前缘。
75.本公开的其他方面由以下条项的主题提供：
76.一种涡轮风扇发动机，包括：风扇，所述风扇包括多个风扇叶片；和机舱，所述机舱周向包围所述风扇，所述机舱包括环形壁，所述环形壁具有外表面和内表面，所述外表面包括第一外部分，所述内表面包括第一内部分，其中所述第一外部分由限定外表面孔隙率的第一结构形成，并且其中所述第一内部分由限定内表面孔隙率的第二结构形成。
77.根据任一前述条项所述的涡轮风扇发动机，其中内表面孔隙率为大约5％至大约25％，并且其中外表面孔隙率为大约2％至大约20％。
78.根据任一前述条项所述的涡轮风扇发动机，其中内表面孔隙率为大约7％至大约15％，并且其中外表面孔隙率为大约4％至大约10％。
79.根据任一前述条项所述的涡轮风扇发动机，其中第一结构和第二结构各自由金属编织物形成。
80.根据任一前述条项所述的涡轮风扇发动机，其中第一外部分和第一内部分各自位于风扇的多个风扇叶片的前方。
81.根据任一前述条项所述的涡轮风扇发动机，其中涡轮风扇发动机进一步包括机舱的前缘处的唇部分，其中唇部分由不可渗透表面形成。
82.根据任一前述条项所述的涡轮风扇发动机，其中唇部分包括加热元件。
83.根据任一前述条项所述的涡轮风扇发动机，其中第一外部分和第一内部分各自位于唇部分的后方。
84.根据任一前述条项所述的涡轮风扇发动机，其中机舱在唇部分和多个风扇叶片之间延伸的距离具有总长度，其中唇部分延伸总长度的大约3％至大约15％。
85.根据任一前述条项所述的涡轮风扇发动机，其中第一外部分和第一内部分延伸总长度的大约5％至大约20％。
86.根据任一前述条项所述的涡轮风扇发动机，进一步包括在外表面和内表面之间的一个或多个分隔件，以防止空气流在机舱内部旋流。
87.一种涡轮风扇发动机的机舱组件，所述涡轮风扇发动机包括风扇，所述机舱组件被构造成周向包围所述风扇，所述机舱组件限定前端，其特征在于，所述机舱组件包括：环形壁，所述环形壁位于所述机舱组件的所述前端处，所述环形壁具有外表面和内表面，所述外表面包括第一外部分，所述内表面包括第一内部分，其中所述第一外部分由限定外表面孔隙率的第一结构形成，并且其中所述第一内部分由限定内表面孔隙率的第二结构形成。
88.根据任一前述条项所述的机舱组件，其中内表面孔隙率为大约5％至大约25％，并且其中外表面孔隙率为大约2％至大约20％。
89.根据任一前述条项所述的机舱组件，其中内表面孔隙率为大约7％至大约15％，并且其中外表面孔隙率为大约4％至大约10％。
90.根据任一前述条项所述的机舱组件，其中内表面孔隙率为大约5％至大约25％，并且其中外表面孔隙率为大约2％至大约20％。
91.根据任一前述条项所述的机舱组件，进一步包括机舱组件的前缘处的唇部分，其中唇部分由不可渗透表面形成，并且其中第一外部分和第一内部分各自位于唇部分的后方。
92.根据任一前述条项所述的机舱组件，其中机舱组件在唇部分和风扇之间延伸的距离具有总长度，其中唇部分延伸总长度的大约3％至大约15％，并且其中第一外部分和第一内部分延伸总长度的大约5％至大约20％。
93.一种涡轮风扇发动机，包括：风扇，所述风扇包括多个风扇叶片；和机舱，所述机舱周向包围所述风扇，所述机舱包括具有外表面和内表面的环形壁，其中所述机舱限定从所述外表面延伸到所述内表面的一个或多个弯曲流动通路。
94.根据任一前述条项所述的涡轮风扇发动机，其中一个或多个弯曲流动通路各自包括外表面处的外端口和内表面处的内端口。
95.根据任一前述条项所述的涡轮风扇发动机，其中外端口限定外端口面积，并且内端口限定内端口面积，并且其中外端口面积大于内端口面积。
96.根据任一前述条项所述的涡轮风扇发动机，其中将空气流喷射到一个或多个弯曲流动通道中的角度相对于主流动方向为大约0.1度至大约45度。
97.根据任一前述条项所述的涡轮风扇发动机，其中一个或多个弯曲流动通路被构造成允许空气流在发动机侧风条件期间通过其中。
98.根据任一前述条项所述的涡轮风扇发动机，其中一个或多个弯曲流动通路被构造成使在发动机巡航条件期间通过其中的空气流最小化。
99.该书面描述使用示例来公开本公开，包括最佳模式，并且还使得本领域技术人员能够实践本公开，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何结合的方法。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其它示例包括与权利要求书的文字语言不存在差异的结构元件，或者如果它们包括与权利要求书的文字语言不存在实质性差异的等效结构元件，则这些其它示例旨在在权利要求书的范围内。
100.虽然本公开已被描述为具有示例性设计，但本公开可在本公开的范围内进一步修改。因此，本技术旨在涵盖本公开使用其一般原理的任何变化、使用或改编。此外，本技术旨在涵盖本公开属于本公开所属的本领域中的已知实践或常规实践且落入所附权利要求书的限度内的偏离。

技术特征：
1.一种涡轮风扇发动机，其特征在于，包括：风扇，所述风扇包括多个风扇叶片；和机舱，所述机舱周向包围所述风扇，所述机舱包括环形壁，所述环形壁具有外表面和内表面，所述外表面包括第一外部分，所述内表面包括第一内部分，其中所述第一外部分由限定外表面孔隙率的第一结构形成，并且其中所述第一内部分由限定内表面孔隙率的第二结构形成。2.根据权利要求1所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，其中所述内表面孔隙率为大约5％至大约25％，并且其中所述外表面孔隙率为大约2％至大约20％。3.根据权利要求1所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，其中所述内表面孔隙率为大约7％至大约15％，并且其中所述外表面孔隙率为大约4％至大约10％。4.根据权利要求1所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，其中所述第一结构和所述第二结构各自由金属编织物形成。5.根据权利要求1所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，其中所述第一外部分和所述第一内部分各自位于所述风扇的所述多个风扇叶片的前方。6.根据权利要求1所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，进一步包括所述机舱的前缘处的唇部分，其中所述唇部分由不可渗透表面形成。7.根据权利要求6所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，其中所述唇部分包括加热元件。8.根据权利要求6所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，其中所述第一外部分和所述第一内部分各自位于所述唇部分的后方。9.根据权利要求8所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，其中所述机舱在所述唇部分和所述多个风扇叶片之间延伸的距离具有总长度，其中所述唇部分延伸所述总长度的大约3％至大约15％，并且其中所述第一外部分和所述第一内部分延伸所述总长度的大约5％至大约20％。10.根据权利要求1所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，进一步包括在所述外表面和所述内表面之间的一个或多个分隔件，以防止空气流在所述机舱内部旋流。

技术总结
提供一种涡轮风扇发动机。该涡轮风扇发动机包括：风扇，风扇包括多个风扇叶片；以及机舱，机舱周向包围风扇，机舱包括环形壁，环形壁具有外表面和内表面，外表面包括第一外部分，内表面包括第一内部分，其中，第一外部分由限定外表面孔隙率的第一结构形成，并且其中，第一内部分由限定内表面孔隙率的第二结构形成。一内部分由限定内表面孔隙率的第二结构形成。一内部分由限定内表面孔隙率的第二结构形成。


技术研发人员：姚吉先 基肖尔
受保护的技术使用者：通用电气公司
技术研发日：2023.04.07
技术公布日：2023/10/19