CN102933462A

CN102933462A - 涡轮喷气发动机舱

Info

Publication number: CN102933462A
Application number: CN2011800280685A
Authority: CN
Inventors: 泽维尔·布迪尔; 劳伦·艾伯特·布林
Original assignee: Hurel Hispano SA
Current assignee: Safran Nacelles SAS; Safran Nacelles Ltd
Priority date: 2010-06-14
Filing date: 2011-06-09
Publication date: 2013-02-13
Also published as: EP2580121A1; RU2013100181A; CA2802008A1; FR2961175A1; BR112012031432A2; RU2563297C2; EP2580121B1; US8757319B2; US20130112497A1; WO2011157926A1; FR2961175B1

Abstract

本发明涉及一种涡轮喷气发动机舱，包括至少一个具有限定主流通道（34）的壁（33）的机舱元件（31），所述通道（34）包括具有所述通道（34）的至少一个第一区域（Z1）的可变流道截面，所述通道的所述第一区域（Z1）的可变流道截面大于所述通道（34）的至少一个第二区域（Z2）的可变流道截面，并且包括至少一个次流管道（6），所述管道创建了平行于所述通道（34）、在所述通道（34）的第一区域（Z1）和第二区域（Z2）之间的流体连接。根据本发明，所述机舱元件的所述壁至少部分地由声阻尼板所覆盖，所述声阻尼板沿所述通道的所述区域延伸，所述或每一管道穿过所述声阻尼板，从而经由该声阻尼板创建所述次流。本发明可应用于航空电子技术领域。

Description

涡轮喷气发动机舱

技术领域

本发明涉及一种涡轮喷气发动机舱。

更明确地，本发明涉及包括至少一个机舱元件的机舱，所述机舱元件具有限定主流通道的壁，所述通道具有可变的流道截面，使得所述通道的至少一个第一区域的流道截面大于所述通道的至少一个第二区域的流道截面。

背景技术

飞机通过容纳在机舱中的多个涡轮喷气发动机来驱动，该机舱还容纳了一套与其操作相关的辅助致动装置，当涡轮喷气发动机运行或者停止时，这些辅助致动装置确保各种功能。这些相关的辅助致动装置特别包括用于致动推力反向器的机械系统。

参考图1，机舱N通常具有管状结构，该管状结构包括位于涡轮喷气发动机（未示出）上游的进气段SE1、设计成围绕涡轮喷气发动机的风扇S的中间段SE2、通常容纳推力反向器装置并设计成围绕涡轮喷气发动机燃烧室的下游段SE3，并且机舱通常终止于出口段SES4，所述出口段的出口位于所述涡轮喷气发动机的下游。

所述进气段SE1显示为机舱N的入口结构元件1，位于所述涡轮喷气发动机以及所述涡轮喷气发动机的风扇S的上游，并且，该入口结构元件11具有内管壁10，所述内管壁10限定了用于空气流入到机舱N的通道11。

所述中间段SE2显示为中间结构元件2，位于所述涡轮喷气发动机的上游并围绕所述风扇S，并且，该中间结构元件2具有内管壁20，所述内管壁20与所述风扇S一起限定了环状的空气流通通道21。

所述下游段SE3包括两个同心的下游结构元件30、31，所述下游结构元件30、31位于所述风扇S的下游并围绕所述涡轮喷气发动机，即：

-下游的外结构元件30，所谓的外固定结构（OFS）;以及

-下游的内结构元件31，所谓的内固定结构（IFS）。

该下游的外结构元件30具有内管壁32，该下游的内结构元件31具有外环形壁33，其中，这些管状壁32和33在它们之间限定了环形流道34，也被称为流路，用于引导所述冷空气流在所述涡轮喷气发动机的外侧流通。

当运行时，所述双流类型的涡轮喷气发动机通过风扇S叶片的转动来产生热气流（也称为主流）和冷气流（次流），其中，该热气流来自于涡轮喷气发动机的燃烧室，该冷气流在所述涡轮喷气发动机的外侧在所述环形流道34中流通。

所述出口段SE4包括至少一个气体喷射喷嘴元件4，位于所述涡轮喷气发动机的下游，其中，该喷嘴元件4包括至少一个环形壁40，所述环形壁40界定来自所述机舱N的空气流出通道41。以这种方式，所述主流和次流通过此或者这些出口通道41从所述机舱N的后部从所述发动机喷射出。

在分离流的所述机舱中，所述主流和次流不混合，即它们在出口处是分离的并且分别地在主喷嘴元件和次喷嘴元件中流通。在所谓的混合流的机舱中，所述主流和次流在共用喷嘴元件之内在所述发动机的下游混合。

为了限制飞机的噪声污染，如图1所示，常规的是用声阻尼板5至少部分地覆盖不同机舱元件的壁。

图2示出了夹层复合板类型的示例性的声阻尼板5，包括：

-结构表层50，所谓的“实心”不透气的表层类型的结构表层，抵靠所述有关的机舱元件的壁连接；

-穿孔表层51，所谓的“声学”透气的表层类型的穿孔表层，至少部分地界定机舱元件中的流动通道；

-芯体52，插在所述结构表层50和穿孔表层51之间，所述芯体52由具有多个内部空腔的类型的吸声材料制成。

这种板形成能够“捕获”噪音并且因此削弱朝所述机舱的外部发射的声音的声波谐振器。

在图2示出的该实施例中，所述芯体52由蜂窝类型的孔格结构材料制成。该种材料包括多个由侧壁限定的蜂窝孔格，每一蜂窝孔格与其相邻的孔格连通。该种具有蜂窝结构的板是已知的，特别是从国际申请WO2008/113904和WO2009/066036已知，并且将不会进一步详细地描述。

未示出的实施例中，特别地在法国专利申请FR2 938 014和FR2 934641中所描述，所述芯体由多孔材料制成，“多孔材料”是指开孔材料（即具有许多连通空腔），该材料呈现为泡沫或在膨胀的形式，或毡，或诸如珠的小尺寸元件的集合体。

根据所述机舱的体系结构，某些上述通道具有可变的流道截面，其中所述通道的至少一个第一区域的通道截面大于所述通道的至少一个第二区域的通道截面。鉴于在通道中的压力分布取决于流道截面，这些通道具有高压力区域（与大通道截面相关联）和低压区域（与小通道截面相关联）。

图3示出了入口通道11中的流道截面A（单位：平方米）相对于沿所述机舱N的中间轴线AA′的纵向位置X（单位：厘米）的变化关系。区分了至少两个不同的区域Z1、Z2，即：

-第一小截面区域Z1，靠近所述进气口颈部C，对应于飞机的操作低压区域和高速区域;

-第二大截面区域Z2，靠近所述风扇，对应于飞机的操作高压区域和低速区域。

图4在曲线C1至C3上示出了基于在颈部C处的截面Acol，用于使流体进入环形通道的截面A相对于沿所述机舱N的中央轴线AA′的纵向位置X（单位：米）的变化关系的几个例子。曲线Rint和Rext示出了相关的环形通道的内径和外径相对于所述纵向位置X的变化关系。区分了至少两个不同的区域Z1、Z2，即：

-第一小截面区域Z1，对应于飞机的操作低压区域和高速区域;

-第二大截面区域Z2，对应于飞机的操作高压区域和低速区域。

所述环形通道可能位于所述机舱N的下游段SE3或出口段SE4。例如，所述环形通道能够对应于位于下游外结构元件30（外固定结构）和下游内结构元件31（内固定结构）之间的环形通道34，或流路。所述环形通道也可以定位在所述喷嘴元件中，例如在分离流的机舱的主喷嘴元件或次喷嘴元件中，或在混合流的机舱的共用喷嘴元件中。

但是，在界定所述机舱的不同通道的壁上，所述湍流限制层通过摩擦产生压力损失。这些压力损失对于所述涡轮喷气发动机的性能以及所述燃料消耗的影响是重要的。申请人还注意到，由于具有分离流的机舱中的次喷嘴元件的摩擦过程，大约有1.5％的燃料消耗损失。

现有技术的情况也由专利申请US 2009/140104 A1、EP 1 517 022 A2和US 3,572,960A的教导所阐释。

专利申请US 2009/140104A1公开一种机舱，包括用于将切向气流注入所述机舱的内部容积中的鼓风装置，其中，这些鼓风装置包括至少一个空气流入管道，所述空气流入管道能够对所述涡轮喷气发动机的压缩机处的切向气流进行抽取，从而引导机舱中的空气流，以便保持所述空气流平行于所述机舱的纵向轴线，并且抑制所述机舱中的空气流的可能的分离。

专利申请EP1517022A2公开了一种用于削弱发动机噪音的方法，包括增加局部流动速率，减少限制层和相关的湍流，以及用声学覆层优化声音的折射和吸收，其中，速率的增加可由旁路管道提供，所述旁路管道通过压力差将空气抽吸并鼓入所述机舱。

专利申请US 3572960A公开了一个或多个管道在风扇罩内的布置，所述管道位于定位在主流通道中的出口整流鳍和入口引导鳍之间，从而至少基本上去除所述入口引导鳍的后边缘处的尾流，并且因此减少噪音。

发明内容

本发明的目的在于，通过提出减小在界定所述机舱的通道的壁上的摩擦压力损失的机舱来至少部分地解决上述缺陷。

为此，本发明提出一种涡轮喷气发动机舱，包括至少一个具有限定主流通道的壁的机舱元件，所述通道包括可变流道截面，所述通道的至少一个第一区域的可变流道截面大于所述通道的至少一个第二区域的可变流道截面，所述机舱进一步包括至少一个次流管道，所述次流管道创建了平行于所述通道、在所述通道的第一区域和第二区域之间的流体连接，其特征在于，所述机舱元件的壁至少部分地由声阻尼板所覆盖，所述声阻尼板沿所述通道的第一区域和第二区域延伸，所述板包括：

-结构表层，抵靠所述机舱元件的所述壁连接；

-穿孔表层，至少部分地限定所述通道；

-芯体，所述芯体插在所述结构表层和穿孔表层之间，所述芯体由具有许多内部空腔的类型的吸声材料制成；

并且其中所述或每一管道一方面具有穿过所述通道的第一区域中的结构表层的第一端部，另一方面具有穿过所述通道的第二区域中的结构表层的第二端部，从而经由所述芯体和所述声阻尼板的穿孔表层在所述管道中创建次流。

当在飞机上运行时，所述第一区域（高压力）和所述第二区域（低压力）之间的压力差使得能够在这两个区域之间产生次流。因此，由于该（这些）管道，从而获得了从所述第一区域到所述第二区域的次流：

-在第一区域，换言之在所述高压区域的抽吸；以及

-在第二区域，换言之在所述低压区域的鼓风。

更明确地，获得从第一区域到第二区域的次流：

-通过形成在所述穿孔表层上的孔并且通过所述芯体在第一区域的抽吸；

-同样通过形成在所述穿孔表层上的孔并且通过所述芯体在第二区域的鼓风。

在所述第二区域的鼓风有利地使得在该该第二区域中的限制层的摩擦系数降低，从而减少了由摩擦引起的压力损失。

由于该（这些）管道，从所述机舱的通道中抽取的空气被重新注入所述机舱的相同通道，从而，该次流不形成泄漏。该（这些）管道从而形成被动的抽吸和鼓风系统，无需任何外部的流体源。

另外，在当所述第一区域中抽取的空气是冷空气的情况下，在所述管道中流通的空气的流速（换言之在所述次流中）也可改善机舱结构的冷却。

在一个有利的实施例中，所述管道一方面在所述通道的第一区域中限定用于所述次流的入口表面，另一方面在所述通道的第二区域中限定用于所述次流的出口表面，其中，所述入口表面的表面面积大于所述出口表面的表面面积。

事实上，在所述第一区域中的抽吸将另一方面增加在该第一区域中的限制层的摩擦系数，从而增大由摩擦引起的压力损失。因此，由于本发明能够减小在所述第二区域中由摩擦产生的压力损失，并且增大在所述第一区域中由摩擦引起的压力损失。

为了全面地减小由摩擦引起的压力损失，换言之减小所述通道的整个表面上的压力损失，并且从而提高所述涡轮喷气发动机的性能和减小燃料消耗，有利的是具有以下条件：

-在第一区域中的抽吸速率尽可能地低，从而限制在这些第一抽吸区域的摩擦系数的增加；

-在第二区域中的鼓风速率应尽可能高，从而尽可能多地减少在这些第二鼓风区域中的摩擦系数，该第二鼓风区域也为在通道中的高流速区域，并且因此具有高的阻力。

为此，有利的是具有比鼓风表面区域更大的抽吸表面区域，换言之，所述次流入口表面具有比所述次流出口表面更大的表面面积。

有利地，所述入口表面的表面面积与所述出口表面的表面面积的比值大于2，优选为4的数量级。比值4，换言之，这些表面面积之间大约80％/20％的比值是特别适合所述机舱的。

根据一个特征，所述声阻尼板的芯体具有至少一个内壁，所述内壁位于所述管道的所述第一端部和所述第二端部之间，从而创建所述通道第一区域和第二区域的之间的所述芯体的密封，从而有利地确保了在所述管道中的次流，并且不覆盖所述芯体的整个长度。

根据另一特征，所述声阻尼板的所述芯体的吸声材料具有孔格的、特别是蜂窝结构类型的材料，或者为多孔材料。

所述或每一机舱元件可选自以下元件：

-所述机舱的入口结构元件，位于所述涡轮喷气发动机和所述涡轮喷气发动机的风扇的上游，所述入口结构元件具有界定所述机舱中的进气通道的内管壁；

-中间结构元件，位于所述涡轮喷气发动机的上游并且围绕所述风扇，所述中间结构元件具有内管壁，所述内管壁与所述风扇一起界定用于空气流通的环形通道；

-下游外结构元件，位于所述风扇的下游并且围绕所述涡轮喷气发动机，所述下游外结构元件具有内管壁，所述内管壁与所述下游内结构元件一起界定用于引导在所述涡轮喷气发动机的外部流通的冷气流的环形流道；

-下游内结构元件，位于所述风扇的下游并且围绕所述涡轮喷气发动机，所述下游内结构元件具有外环形壁，所述外环形壁与所述下游外结构元件一起界定用于引导在所述涡轮喷气发动机的外部流通的冷气流的环形流道；

-位于所述涡轮喷气发动机的下游的喷射喷嘴元件；

-包括至少一个环形壁的喷嘴元件，所述环形壁界定来自所述机舱的空气的流出通道。

因此，在所述机舱的多个结构元件中可以具有这些管道，正如它能够为同一个通道提供一个或多个管道。

附图说明

通过阅读以下非限制性应用例子的详细说明以及参考附图，本发明的其他特征及优点将会显现，其中：

-图1为已知类型的机舱（已论述的主题）的示意的纵向剖视图；

-图2为具有用于机舱的孔格结构的公知的声阻尼板（已论述的主题）的示意的透视图，具有一个表层的局部剖视；

-图3示出了机舱入口通道中的流道截面A相对于沿所述纵向位置X的变化关系的曲线图（已论述的主题），并且在右上角概略地示出了所述机舱的进气通道：

-图4作为已论述的主题的多个曲线图，示出了基于在所述机舱的环形通道（或者流路）的颈部C处的截面Acol，所述机舱的环形通道中的流道的截面A相对于所述纵向位置X的变化关系，以及所述环形通道的内径和外径相对于所述纵向位置X的变化关系的多个曲线。

-图5为根据本发明的机舱的示意的纵向剖视图；

-图6为图5的区域VI的放大图；

-图7为根据本发明的具有机舱的孔格结构的公知的声阻尼板的示意的透视图，示出了在通道的第一区域和第二区域中的抽吸和鼓风；

-图8为曲线图，示出了针对通过根据本发明的机舱的通道的第二区域中的管道的抽吸速率的多个曲线，这些曲线示出了在第二区域中的摩擦系数Cf相对于纵向位置X的变化关系；

-图9为曲线图，示出了针对通过根据本发明的机舱的通道的第一区域中的管道的鼓风速率的多个曲线，这些曲线示出了在该第一区域中的摩擦系数Cf相对于所述纵向位置X的变化关系；

-图10为曲线图，示出了主/次通道中的不同内/外壁的半径相对于所述纵向位置X的变化关系；

-图11为曲线图，示出了马赫数相对于装配有根据本发明的管道的环形通道的内壁和外壁的纵向位置X的变化关系。

具体实施方式

参照图5至图7描述根据本发明所述的机舱。该机舱包括至少一个具有界定主流通道的壁的机舱元件，其中，该通道具有可变的流道截面，其中所述通道的至少一个第一区域Z1的流道截面大于所述通道的至少一个第二区域Z2的流道截面。

这些机舱元件如上所述，即入口结构元件1、中间结构元件2、下游外结构元件30、下游内结构元件31和喷嘴元件4（例如用于分离流机舱的主喷嘴元件和次喷嘴元件以及混合流机舱的共用喷嘴元件）。

为进一步的说明，并如图5所示，所述下游内结构元件31，所谓的内固定结构（IFS）被选择为具有壁，外管壁33与所述下游外结构元件30的内环形壁32一起限定所述环形流道34。当然，其他的元件1、2、30和4可被选为描述和示出本发明。

所述环形通道34有具有不同截面的两个区域Z1、Z2，即：

-第一小截面区域Z1，对应于飞机上的操作低压和高速区域;

-第二大截面区域Z2，对应于飞机上的操作高压和低速区域。

根据本发明，该机舱进一步包括至少一个次流管道6，所述次流管道6创建了平行于所述通道34、在所述通道34的第一区域Z1和第二区域Z2之间的流体连接。根据本发明，所述机舱可包括多个次流管道6，所述次流管道6创建了平行于所述通道34、在所述通道34的第一区域Z1和第二区域Z2之间的流体连接。

声阻尼板5安装在所述外管壁33上，该声阻尼板5为已经讨论过的类型，具有结构表层50、穿孔表层51和具有许多内部空腔的吸声材料制成的芯体52。

由图6中可见，所述或每一管道6具有两个相对的端部，即：

-第一端部61，在所述通道34的所述第一区域Z1穿过所述结构表层50;

-第二端部62，在所述通道34的所述第二区域Z2穿过所述结构表层50。

另外，所述声阻尼板5的所述芯体52具有至少一个位于管道的第一端和第二端之间的内壁53（图5中的示意），从而创建所述通道的第一区域和第二区域之间的芯体的密封。

如图6中的箭头所示意的，经由所述芯体52和所述声阻尼板5的穿孔表层51的孔，所述次流被创建在从所述第一端部61到所述第二端部62的所述管道6中，具有：

-通过所述穿孔表层51中制成的孔、所述芯体52以及所述管道6的第一端部61在所述第一区域Z1中的抽吸;

-通过所述管道6的第二端部62、在穿孔表层51中制成的孔以及所述芯体52在所述第二区域Z2中的鼓风。

图8为示出了多个曲线CV0至CV5的曲线图，示出摩擦系数Cf相对于所述纵向位置X之间的变化关系，所述摩擦系数Cf被考虑为在该通道的第二区域（或鼓风区域）中的限定主流通道的壁处的摩擦系数。曲线CV0至CV5为通过所述通道的第二区域中的管道的鼓风速率VS的函数，其中：

-CV0：表示VS=0米/秒时CF的变化曲线;

-CV1：表示VS=0.1米/秒时CF的变化曲线;

-CV2：表示VS=0.2米/秒时CF的变化曲线;

-CV3：表示VS=0.3米/秒时CF的变化曲线;

-CV4：表示VS=0.4米/秒时CF的变化曲线;

-CV5：表示VS=0.5米/秒时CF的变化曲线。

图8示出了摩擦系数CF随所述鼓风速率VS而减小。换言之，所述鼓风速率VS越大，摩擦系数CF越低。因此，鼓风速率为0.3米/秒（曲线CV3）比鼓风速率为零（曲线CV0）的摩擦系数CF减小了约50%。

图9为示出了多个曲线CV0’至CV5’的曲线图，示出摩擦系数CF与所述纵向位置X之间的变化关系，所述摩擦系数CF被考虑为在该通道的第一区域（或抽吸区域）中的限定主流通道的壁处的摩擦系数。曲线CV0’至CV5’为通过所述通道的第一区域中的管道的抽吸速率VS的函数，其中：

-CV0’：表示VS=0米/秒时CF的变化曲线;

-CV1’：表示VS=0.02米/秒时CF的变化曲线;

-CV2’：表示VS=0.04米/秒时CF的变化曲线;

-CV3’：表示VS=0.06米/秒时CF的变化曲线;

-CV4’：表示VS=0.08米/秒时CF的变化曲线;

-CV5’：表示VS=0.10米/秒时CF的变化曲线。

图9示出了摩擦系数CF随所述抽吸速率VA而增大。换言之，所述抽吸速率VA越大，摩擦系数CF越大。因此，抽吸速率为0.06米/秒（曲线CV3’）比抽吸速率（曲线CV0’）的摩擦系数CF增大了约15%。

为了全面地减小由摩擦引起的压力损失，换句话说，在通道34的整个区域Z1、Z2上的压力损失，并且因此改善涡轮喷气发动机的性能以及降低燃油消耗，所述抽吸表面面积大于鼓风表面面积，从而，在所述第一区域Z1中的抽吸速率VA低于在所述第二区域Z2中的鼓风速率VS，如图6和图7所示意地，箭头FA代表在第一区域Z1中的抽吸，箭头FS代表在第二区域Z2中的鼓风。

换言之，所述次流的入口表面（或抽吸表面）具有的表面面积大于所述次流的出口表面（鼓风表面）的表面面积。

为了在抽吸和鼓风之间具有良好的折衷，所述入口表面（或抽吸表面）面积和所述出口表面（鼓风表面）面积之间的比率约为80％/20％，即4个数量级。

图11为曲线图，示出了所述环形通道的内壁（曲线CMint）和外壁（曲线MMExt）的马赫值（或马赫数）与纵向位置X之间的变化关系，从而示出了所述第一抽吸区域Z1和所述第二鼓风区域Z2的定位。

通过本发明，估计有约0.2％的特定的消耗增益，该0.2%的增益从所述摩擦系数的整体减小中计算出，所述摩擦系数的减小使得能够确定在所述环形通道中的压力损失中的增益。接下来，交换系数使得在特定消耗增益方面的计算是相同的。

当然，以上描述的示例性实施例决不具有限定的性质，并且其他的细节和改进可以添加到根据本发明的机舱中，只要不偏离本发明的范围，例如可以制成其他定位的管道和/或其他形式的声阻尼壁。

Claims

1.一种涡轮喷气发动机舱，包括至少一个机舱元件（31），所述机舱元件（31）具有界定主流通道（34）的壁（33），所述通道（34）具有可变流道截面，其中，所述通道（34）的至少一个第一区域（Z1）的流道截面大于所述通道（34）的至少一个第二区域（Z2）的流道截面，所述机舱进一步包括至少一个次流管道（6），所述管道（6）在所述通道（34）上、在所述通道（34）的第一区域（Z1）和第二区域（Z2）之间平行地创建了流体连接，其特征在于，所述机舱元件（31）的壁（33）至少部分地由声阻尼板（5）所覆盖，所述声阻尼板（5）沿所述通道（34）的第一区域（Z1）和第二区域（Z2）延伸，所述板（5）包括：

-抵靠所述机舱元件（31）的所述壁（33）附接的结构表层（50）；

-至少部分地界定所述通道（34）的穿孔表层（51）；

-插在所述结构表层（50）和所述穿孔表层（51）之间的芯体（52），所述芯体（52）由具有许多内部空腔的类型的吸声材料制成；

并且其中，所述或每一管道（6）一方面具有穿过所述通道（34）的第一区域（Z1）中的结构表层（50）的第一端部（61），另一方面具有穿过所述通道（34）的第二区域（Z2）中的结构表层的第二端部（62），从而经由所述声阻尼板（5）的穿孔表层（51）和芯体（52）在所述管道（6）中创建次流。

2.根据权利要求1所述的机舱，其中，所述管道（6）一方面在所述通道（34）的第一区域（Z1）中限定用于所述次流的入口表面，另一方面在所述通道（34）的第二区域（Z2）中限定用于所述次流的出口表面，其中，所述入口表面的表面面积大于所述出口表面的表面面积。

3.根据权利要求2所述的机舱，其中，所述入口表面的表面面积与所述出口表面的表面面积的比值大于2，优选为4的数量级。

4.根据前述权利要求中任一项所述的机舱，其中，所述声阻尼板（5）的芯体（52）具有至少一个内壁（53），所述内壁（53）位于所述管道（6）的第一端部（61）和第二端部（62）之间，从而在所述通道（34）第一区域（Z1）和第二区域（Z2）的之间创建芯体（52）的密封。

5.根据前述权利要求中任一项所述的机舱，其中，所述声阻尼板（5）的芯体（52）的吸声材料具有孔格、特别是具有蜂窝结构类型的材料，或者具有多孔材料。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的机舱，其中，所述或每一机舱元件为位于所述涡轮喷气发动机和所述涡轮喷气发动机的风扇（S）的上游的所述机舱的入口结构元件（1），所述入口结构元件（1）具有界定所述机舱中的进气通道（11）的内管壁（10）。

7.根据权利要求1至5中任一项所述的机舱，其中，所述或每一机舱元件为位于所述涡轮喷气发动机的上游并且围绕所述风扇（S）的中间结构元件（2），所述中间结构元件（2）具有内管壁（20），所述内管壁（20）与所述风扇（S）一起界定用于空气流通的环形通道（21）。

8.根据权利要求1至5中任一项所述的机舱，其中，所述或每一机舱元件为位于所述风扇（S）的下游并且围绕所述涡轮喷气发动机的下游外结构元件（30），所述下游外结构元件（30）具有内管壁（32），所述内管壁（32）与所述下游内结构元件（31）一起界定用于引导冷气流在所述涡轮喷气发动机的外侧流通的环形流道（34）。

9.根据权利要求1至5中任一项所述的机舱，其中，所述或每一机舱元件为位于所述风扇（S）的下游并且围绕所述涡轮喷气发动机的下游内结构元件（31），所述下游内部结构元件（31）具有外环形壁（33），所述外环形壁（33）与所述下游外结构元件（30）一起界定用于引导冷气流在所述涡轮喷气发动机的外侧流通的的环形流道（34）。

10.根据权利要求1至5中任一项所述的机舱，其中，所述或每一机舱元件为位于所述涡轮喷气发动机的下游的喷射喷嘴元件（4），所述喷嘴元件（4）包括至少一个环形壁（40），所述环形壁（40）界定了用于气流流到所述机舱之外的气体流出通道（41）。