CN103314206A - 用于飞行器旁通涡轮喷气发动机的发动机舱 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于涡轮喷气发动机的发动机舱，包括上游段，所述上游段形成有进气唇缘并且限定了主气流（12）流通的空间(10)。所述发动机舱包括用于调整空间(10)的横截面的装置（100），该调整装置包括：用于通过诱导喷射效应方式注入气体的辅助流（104）的装置（102）；用于吸入注入的辅助流（112）的抽吸装置（106）；以及在一个或多个壁（110）中的内部辅助流（109）返回区域（108），所述区域被配置为允许注入的气流（104）和吸入的辅助流（112）流通，并使部分注入的辅助流（104）与主气流（12）相接触。本发明的特征在于，所述内部返回区域包括外前部，在它形成的区域中所述内部返回区域的厚度被减小了。

Description

用于飞行器旁通涡轮喷气发动机的发动机舱

技术领域

本发明涉及一种用于双流涡轮喷气发动机的发动机舱，以及包括这种发动机舱的飞行器。

背景技术

飞行器通过容纳在发动机舱中的多个涡轮喷气发动机来驱动，所述发动机舱还容纳有与其操作相关的一组辅助致动设备，以当涡轮喷气发动机处于运转或停止时来提供各种功能。这些辅助致动设备尤其包括用于推力反向器的机械系统。

发动机舱通常具有沿着纵向轴线的管状结构，该管状结构包括：位于涡轮喷气发动机上游的进气口、用于环绕涡轮喷气发动机风扇的中间段、以及容纳推力反向装置并用于环绕涡轮喷气发动机的燃烧室的下游段。此管状结构通常终止于喷嘴，喷嘴的出口位于涡轮喷气发动机的下游。

现代发动机舱用于容纳双流涡轮喷气发动机，借助于风扇的转动叶片，此双流涡轮喷气发动机能够产生热气流（也称为“主流”）和冷气流（也称为“次流”），其中，所述热气流来自涡轮喷气发动机的燃烧室，所述冷气流通过环形通路（也称为环形流路）在涡轮喷气发动机的外侧流通。

对于术语“下游”，在此意指对应于冷气流穿过涡轮喷气发动机的方向。术语“上游”则指代相反的方向。

通过外部结构（称为外部固定结构OFS）和同心的内部结构（称为内部固定结构IFS），在下游段形成了所述环形流路，该环形流路环绕发动机的严格来说位于风扇下游的结构。所述内部结构和外部结构属于下游段。外部结构可包括一个或多个滑动罩，所述滑动罩能够沿发动机舱的纵向轴线在允许反向气流逃逸的位置和防止此种逃逸的位置之间滑动。

而且，除了其推力反向功能之外，所述滑动罩属于尾段并具有形成喷嘴的下游侧，其目的在于喷射出冷气流（此后定名为“主气流”）。通过给予喷射流速度，这个喷嘴提供了推进所需的能量。这个喷嘴与独立或非独立于所述盖罩的动作系统相关联，能够根据飞行器所处的飞行阶段改变和优化其截面。

可以证明，在所述进气口和环形流路形成的空间中，减小所述主气流的进口或喷射截面是有利的。

通过可变喷嘴（由所述OFS的滑动罩形成）来减小所述截面（用于在所述环形流路出口喷射主气流）是公知的。这样的可变喷嘴能够通过改变其出口截面来调整推力，以响应所述涡轮喷气发动机的功率调整中的变化和飞行条件。

然而，在所述飞行条件变化特别快的情况下，由于形成所述可变喷嘴的机械部件的惯性，所述主气流喷射截面的改变并不总是足够快。

允许非常快地调整主气流的喷射截面的装置是已知的。然而，这类装置增加了所述发动机舱的重量并且包含复杂的机构，由于显著的空气动力学损失，所述机构常常损失整体的可靠性和推进性能。在民用航空器中，试图避开这类缺陷，以在减轻重量、增加可靠性和推力性能时，同样促进其空气动力学损失的减少。

已知的是没有快速而可靠的装置，允许在调整环形流路中主气流的喷射截面的同时，保持发动机舱的重量并具有很小的空气动力学损失。

一个已知的用于调整所述截面并应用于进气口段的方案包括注入辅助气流。

尤其是，这些装置应用于涡轮喷气发动机的发动机舱，所述发动机舱具有纵向轴线并包括界定主气流在其中流通的空间的壁。

用于调整所述空间横截面的装置包括：

-用于注入气体的辅助流的注入装置，其配置为用于改变所述辅助流的方向和/或速度；

-用于吸入至少一部分所述注入的辅助流的抽吸装置；以及

-用于将所述辅助流返回到一个或多个壁中的内部区域，所述区域被配置为允许部分注入的辅助流和吸入的辅助流的流通，并将注入的气体辅助流和主气流相接触。

以“流通的主气流”表示主气流进入所述空间、所述气流在该空间中的流通和该气流喷出或流出所述空间之外。

以“横截面”表示横向于发动机舱的纵向轴线作出的截面。

发明内容

本发明的发动机舱的调整装置以一次性和可靠的方式产生，通过所述辅助流的气体与所述主气流的空气之间的接触，形成了所述限制层的变形。所述限制层的这种变形的厚度导致了与所述主气流相接触的入口或出口截面的减少。

这个限制层厚度较大或较小程度地依赖于所述注入装置和抽吸装置。

从而，本发明的发动机舱调整装置能够以一种简单、有效、可靠且快速的方式调整所述主气流截面大小。所述装置的响应时间不受限于大尺寸的机械部件（它们不得不在彼此之间移动）的惯性。所提及的推力反向滑动罩面板或进气口内部面板，可以作为大尺寸机械部件的一个例子。

在文件GB1,298,069和US6,655,632中，特别描述了这类装置。

然而，还存在着改善和增强这些装置的一般需求。

为此目的，本发明的目的是提供一种用于飞行器双流涡轮喷气发动机的发动机舱，所述发动机具有纵向轴线和上游段，所述上游段包括装备有进气口唇缘的进气口结构和限定主气流流通的空间的内壁，所述发动机舱包括至少一个调整装置，所述调整装置用于调整位于进气口唇缘壁内的所述空间的横截面，并且包括：

-用于注入气体的辅助流的注入装置，其配置为通过诱导喷射效应改变所述辅助流的方向和/或速度；

-用于吸入至少一部分注入的辅助流的抽吸装置；以及

-用于将辅助流返回到一个或多个壁中的内部区域，所述区域被配置为形成一个腔，所述腔允许部分注入的辅助流和吸入的辅助流的流通，并允许部分注入的气体辅助流与主气流相接触，为了实现该目的，所述区域包括，至少一个下游孔和上游出口，所述下游孔配置为吸入至少一部分与所述主气流相接触的气体，所述上游出口配置为允许由注入装置注入的气体的流通，并允许在所述腔中流通的气体的流通，

其特征在于，所述内部返回区域具有形成所述内部返回区域的约束区域的外前部。

需要注意，所述诱导喷射效应能够不使用任何泵或任何其他机械系统。

根据本发明的其他特征，本发明所述的发动机舱包括一个或多个下述优选技术特征（单独考虑或根据所有可能的组合）：

-所述辅助流的气体是空气，能够避免由于传递特定气体而加重所述发动机舱；

-所述注入装置包括喷嘴，能够以很小空间简单地喷射所述辅助流的气体。

-所述喷嘴是可定向的，能够调整所述辅助流和所述主气流之间的接触形成的限定层的厚度，特别是通过调整注入气流和主气流之间形成的汇合角；

-所述注入装置包括气体抽气系统，所述气体抽气系统包括至少一个配置为用于改变所述辅助流的流速的阀；

-所述阀由传感器控制，所述传感器允许根据飞行条件的变化来调整所述辅助流；

-所述抽吸装置选自单片穿孔壁、有蜂巢单元的壁、栅格、尤其是叶栅、格架、一个或多个纵向或非纵向槽，它允许有效并且不是很麻烦地抽吸；

-所述注入装置和/或抽吸装置都由用于调整所述辅助流的动能、流速和方向的装置控制，该调整装置允许控制基本上使所述限定层变形的流通区域的厚度；

-所述内部返回区域是腔，该腔包括下游孔和上游出口，所述下游孔配置为吸入至少部分与主气流的空气接触的气体，所述上游出口配置为允许由注入装置注入的气体和在腔中流通的气体的流通，这简化了安装；

-基本面向由注入装置注入的气体辅助流的壁，具有圆形或成角度的表面，通过它可以获得期望的辅助流轮廓和期望的流通区域形状。

附图说明

通过阅读参照附图作出的以下非限制性的描述，可进一步地理解本发明，其中，

图1为本发明的发动机舱一实施例的局部剖视示意图；

图2至4为图1中的发动机舱的调整装置的一实施例的局部侧向剖视示意图，其中限制层的厚度大体相当；

图5a和图5b为图1中的发动机舱一实施例的进气口唇缘的局部侧向剖视示意图，分别包括根据图4和图3的调整装置；

图5c为图5a和5b的可选实施例中的进气口唇缘的局部侧向剖视示意图；

图6a和6b为图1中的发动机舱的实施例的下游段的局部侧向剖视示意图，分别包括安装在外部结构上的根据图4和图3的调整装置；

图7a和7b为图1中的发动机舱的实施例的下游段的局部侧向剖视示意图，分别包括安装在固定的内部结构上的根据图4和图3的调整装置；

图8a，8c和8e为图5a到图5c中进气口唇缘的不同实施例的局部侧向剖视示意图；

图8b，8d和8f为图8a，8c和8e中各个实施例的进气口唇缘的局部横向剖视图；

图9为图2中的可选实施例的局部侧向剖视示意图；

图10a为图5c中的可选实施例的进气口唇缘的局部剖视图；

图10b为图6a中的可选实施例的下游段的局部剖视图。

具体实施方式

如图1所示，根据本发明的发动机舱1具有沿纵向轴线Δ的基本管状的形状。本发明的发动机舱1包括上游段2（带有形成进气口3的进气口唇缘13）、中间段4（环绕涡轮喷气发动机6的风扇5）和下游段7。下游段7包括环绕涡轮喷气发动机6的上游部分的内部结构8（IFS）和外部结构9（OFS）以及活动罩（未显示），该活动罩包括推力反向装置。

IFS8和OFS9限定了环形流路10，该环形流路10允许从进气口3穿入本发明的发动机舱1的气流12通过。

因此本发明的发动机舱1包括限定空间的壁，空间例如是进气口3或环形流路10，主气流12渗透、流通并喷射进入所述空间。

本发明的发动机舱1终止于喷嘴21，该喷嘴21包括外模块22和内模块24。此内模块24和外模块22限定了用于将热气流25排到涡轮喷气发动机6之外的通道。

如图2所示，本发明的发动机舱1至少包括一个用于调整所述空间3、10的截面的调整装置100，所述装置100包括：

-用于注入气体的辅助流104的注入装置102，该装置配置成用于改变所述辅助流104的方向和/或速度；

-用于吸入至少一部分该注入的辅助流112的抽吸装置106；以及

-用于将辅助流109返回到一个或多个壁110中的内部返回区域108，所述区域108被配置为允许部分注入的气流104和抽吸的气流112的流通，并允许部分该注入的辅助流104与主气流12相接触。

调整装置100以一次性和可逆的方式生成区域120，用于所述限定层的流通，该层由辅助流104中的气体和主气流12中的空气之间的接触形成。包含在所述空间中的辅助流104的最大流线121与限定层之间的二次气流的损失部分119由主气流12驱动。这个损失部分119可以在或大或小程度上依赖于所述限定层的厚度。流通区域120具有的基本高度越高，注入流速度越显著。实际上，在这种配置中流速的损失是显著的。

所述损失部分119由主气流12驱动，而不会干扰本发明发动机舱1的操作。

与内部返回区域108相关联的注入装置102和抽吸装置106的使用允许减少注入到主气流中的气流，因为部分气流被抽走并在内部返回区域108中流通。从而，相对于连续注入气流而没有对气流进行任何抽吸所产生的干扰，对发动机舱1操作的干扰由于通过本发明的调整装置100注入辅助流而减小。

本发明的所述装置还允许规避部分辅助流（它不影响本发明的发动机舱的性能）的湍流。

所述限定层的流通区域120的厚度引发了与主气流12相接触的入口或出口截面的减小。所述流通区域120的厚度或大或小程度上依赖于所述注入装置102和抽吸装置106。

从而，调整装置100以一种简单、有效、可靠而又非常快速的方式，允许调整空间3、10的截面的大小。装置100的响应时间不受限于不得不在彼此之间移动的机械部件的惯性。

而且，气流的注入和抽吸装置的存在可避免具有显著的气流速度的过于强大气流。这类气流将会很难控制。从而，在与主气流12接触的限定层出现了气流速度恒定的辅助流104和112。这个气流速度产生的推力改善了涡轮喷气发动机的操作，特别是在发动机过热的情况下。

图2到4示出了限定层的流通区域120的厚度变化（根据辅助流的方向和/或速度）。于是，因为注入气体104的速度很高或所述气流方向具有某个角度，所以厚度较大。于是，例如，如果所述角度在0°到90°之间，0°基本上对应于对齐喷射并与所述主气流12反向，注入的辅助流104与主气流12反向。这引起限定层和取决于注入气的速度的大尺寸流通区域120的前面分离。根据另外一个例子，如果所述角度在90°到180°之间，180°对应于所述辅助流的喷射，在主气流12的气流方向上基本上与壁相切，辅助流104加入主气流。这具有减小流通区域120尺寸的效果。于是所述限定层表现得就像朝向与限定层相接触的壁110的跑步机。

优选地，辅助流104、112、109的气体优选是空气，它能够避免由于传送较稠密气体而加重本发明的发动机舱1。从而，可以从本发明的发动机舱1的下游段中恢复所述注入空气104，例如在包含涡轮喷气发动机6的区域或接近该发动机的区域。为做到这点，可以在喷气发动机的炽热主气流上捕获作为辅助流的注入空气，以便最小化捕获气流的速度并且具有显著的能量。这些空气可以有利地用于为该段的壁110进行除霜。

通过辅助流104的诱导喷射效应，注入装置102被配置为用于改变二次流104的速度和/或方向。注入装置102可以包括喷嘴，它可实现辅助流104中气体的简单的注入并且占用很小空间。

所述喷嘴可以是可定向的，从而允许调整限定层120的厚度。为此，可以调整注入气流和主气流之间的汇合角。为此，可以将所述喷嘴连接到传感器（它连接到涡轮喷气发动机6），如果需要就调整所述喷嘴的方向。

注入装置102也可以包括用于获取形成辅助流104的气体的系统122，它至少包括一个配置为改变二次气流104的气流速度的阀124。该抽气系统122通常包括如图2到4所示的管道，用于将所述气体带入注入装置102。如上面所述，当所述气体是空气，所述管道可以在接近涡轮喷气发动机6的区域打开。

阀124可以由传感器（特别是连接到涡轮喷气发动机6的传感器，尤其是连接到FADEC的传感器）控制。从而实现将气体注入到空间3、10，以便根据飞行条件来优化涡轮喷气发动机6的操作。阀124的使用允许控制所述注入辅助流104的气流速度和动能，其允许对最终形成在主气流12中的限定层的变形进行调整，从而允许通过阀124上的单个动作来改变通道截面。

而且，内部返回区域用流通区域划分了小岛状（或进一步基本凸起的形状）轮廓的限定层。有利地，该轮廓可以借助盘来进行维护，这些盘基本径向定位并与注入的气流合适地对齐。该基本纵向的盘可以位于注入区，而且也可在抽吸区，其中加强了可渗透的网格或壁。

抽吸装置106的抽吸主要利用由注入装置102产生的负压，该注入装置102位于抽吸装置106的上游，将在腔中的气体从下游区域注入上游区域。这个效应以喷射泵或喷射器的名字广为人知。

抽吸装置106可以选自单片穿孔壁、有蜂巢单元的壁、栅格（尤其是叶栅）、格架、一个或多个纵向或非纵向槽，它们可实现有效而不是太麻烦的抽吸。

特别地，所述抽吸装置的形式可以是抽吸孔，特别是定向叶栅。通过使用这种定向叶栅，可以使得所述抽吸更加有效且麻烦更少。

根据一个实施例，注入装置102和/或抽吸装置106可以由调整辅助流104和112的动能、流速和方向的装置（它允许控制限定层的流通区域120的厚度）控制。例如，前面提及的内容可以由基本上可定向的抽吸栅格、基本上可定向的喷嘴以及尺寸可变的孔口（例如通过使用隔膜）组成。

内部返回区域108可以是腔，特别是环形腔，包括下游孔130和上游出口132，该下游孔130配置为至少吸入一部分与主气流12的空气相接触的辅助流中的气体，上游出口132配置为允许由注入装置102注入的气体104和在所述腔中流通的气体109流通。这种腔简化了调整装置100的安装并且不会加重本发明的发动机舱1。

根据一个实施例，基本上面向由注入装置102注入的辅助气流104的壁140，具有圆形的或成角度的表面，该表面能够使辅助气流具有期望轮廓。

调整装置100可以位于进气口唇缘13（见图5a、5b和5c）的壁中、外部结构9的壁中和/或内部结构8（见图7a、7b）的壁中。

在调整装置100位于进气口唇缘13的壁中的情况下，所述内部返回区域可以有利地环绕进气口唇缘13（特别是在所述发动机舱的前边缘处）并且当注入气体在合适温度时（特别是在所述气体是从所述涡轮喷气发动机的主气流中取出时）保证该处的除霜。因此，控制进气口和除霜截面的功能的互化可实现显著地节省重量。

在一个更特别的方式中，通过进气口唇缘可以形成所述内部返回区域的外前部。为了在待除霜的壁的开始处产生收缩并在其中放置注入装置（见图5c），可以调整该限定层流通区域的形状。

用于除霜的热气可以基本被注入到待除霜的区域的开始处。在所述进气口唇缘的壁处，与所述壁接触的气流更热并且可以加速到达除霜的位置。在这个实施例中，所述进气口的前隔板可以与所述内部返回区域的上游部分相对应。

在注入口的下游，由所述抽吸装置吸入的气体流不太热。因此，与使用现有除霜设备的发动机舱相比，所述下游隔板没有那样热。从而优化了除霜。

其中的厚度最大的限定层的流通区域可以用作提供和分配所述注入辅助流的管道。为了使该除霜系统从出口段的控制中解除，可以将一个或多个注入装置固定到除霜处，并且可以在所述发动机舱的外部（特别是在进气口唇缘13和中间段4的外面板的连接处）增加另外的出口。这样允许在需要时释放部分用于除霜的气流。通常在起飞时和下降阶段执行除霜，其间进气口唇缘13的截面必须最小。

从而，于是所述空间是由内部固定结构8和外部结构9的壁形成的环形流路10或是由进气口唇缘13形成的进气口3。

调整装置100产生的推力可以有利于优化涡轮喷气发动机6操作，尤其是当所述装置100安装在内部固定结构8和外部结构9的壁中的下游段7中时。

当调整装置100被安装在进气口唇缘13的壁中并且依赖于所谓“死水”（d’eau morte）区域厚度的情况下，能够提高主气流12的速度，以便获得能消除任何由于涡轮喷气发动机风扇叶片而产生的噪音干扰的声波瓶颈（col sonique）。

如图5a中可见，调整装置100被配置为加快主气流12的速度并且从而阻挡穿过该声波瓶颈的噪音干扰。

图5b中的实施例的调整装置100允许根据飞行器的速度优化推力。

在这两个实施例中，通过调整主气流12的截面尺寸，可以优化涡轮喷气发动6的操作以及进气口3承受的压力。

尤其在飞行器起飞和下降阶段，调整装置100允许增加所述空间3的截面，以跟随所述涡轮喷气发动6的速度，并优化该速度。

在相对于本发明的发动机舱1为横向风的情况下，通过将所述限定层置入进气口唇缘13的足够上游位置并使用合适的注入角度，调整装置100也可以用于向所述限定层传递能量。通过这种配置，能够以比现有技术更好的空气动力学轮廓和更轻的结构来经受横向风。

通过将内部返回区域108延伸到待除霜的整个进气口唇缘13，所述装置100可以用作特别有效的集成除霜系统。

在缩减用于主气流的喷射截面时，图6a和7a中实施例的调整装置100允许强力注入。这种配置通常对应于所谓巡航模式。

另一方面，在对应于涡轮喷气发动6的密集操作阶段（加上声衰减），特别是在起飞阶段，图6b和7b中实施例的调整装置100允许少量注入。

在这四个实施例中，根据涡轮喷气发动机的操作速度和所选定的配置，优化了该气体辅助流的流速。从而，空间10的喷射截面的缩减产生了声衰减，并且通过在大的稀释速率下优化涡轮喷气发动机的循环，允许在低速下的涡轮喷气发动机6有强大的膨胀速率（taux de détente）。从而，调整装置100可有利地允许替换在本发明的发动机舱1的下游段使用的各种喷嘴。

根据一个未示出的实施例，发动机舱可以包括本发明的调整装置或其它多个调整装置。在多个调整装置的情况下，所述调整装置可以位于发动机舱的相同位置或不同位置，例如在进气口唇缘和外部结构上。在这种情况下，所述注入辅助流可以用不同的方式（根据喷射角度和使用的流速）注入。

在进气口3的情形中，为了避免在飞行器起飞时（见图8a和8b）风扇154的下部152上的气流的变形，下部152或进一步称为6点钟部分（在从前面看到进气口3时），可以具有相对于上部150或进一步称为12点钟部分（在从前面观察进气口3时），更厚的流通区域120。

在进气口3的情形中，当所述飞行器在巡航模式下时，为避免气流的分散（见图8c和8d），上部150可以具有相对于下部152更厚的区域120。

在进气口3的情形中，在从前面观察进气口3时，发动机舱的侧部或两侧可以具有比上部150和下部152的流通区域120更厚的流通区域10，以避免在横向风中起飞时风扇154（见图8e和8f）上的气流变形。

从而，可以在不需要使得进气口唇缘13的设计更复杂的情况下调整进气口唇缘的截面。而且，可以通过缩减进气口唇缘13前缘的厚度和长度来减小重量。

如图9示出的，在进气口3或注入喷嘴21的控制情况下，为了优化辅助流109的气流结构和再循环区域120的大小，可以安装调整内部返回区域108截面的装置。例如，所述装置可以包括阀160，它位于内部返回区域108和/或受到界定内部返回区域108的壁110、140之一制约的活动壁中。

在控制所述发动机舱周围的空气动力学流通的情况下，在进气口和喷射出口中，可以联合使用本发明。在这种情况下，在进气口上定位喷射区域132或抽吸区域106可能很有趣，根据预期目的，一个在进气口3的外部，另一个在内部（见图10a）。而且，对于所述喷嘴，抽吸区域106可以位于所述发动机舱的外部壁170上，产生所述发动机舱后边缘的绕行171（见图10b）。

Claims (9)

1.一种用于飞行器双流涡轮喷气发动机（6）的发动机舱（1），其具有纵向轴线（Δ）和上游段，所述上游段包括装备有进气口唇缘（13）的进气口结构和限定主气流（12）的流通的空间（10）的内壁，所述发动机舱（1）包括至少一个调整装置（100），所述调整装置（100）用于调整位于所述进气口唇缘的壁内的所述空间（10）的横截面，并且包括：

-用于注入气体的辅助流（104）的注入装置（102），配置为通过诱导喷射效应改变所述辅助流（104）的方向和/或速度；

-用于吸入至少一部分注入的辅助流（112）的抽吸装置（106）；以及

-用于将辅助流（109）返回到一个或多个壁（110）中的内部区域（108），所述区域（108）被配置为形成腔，所述腔允许部分注入的辅助流（104）和吸入的辅助流（112）的流通，并允许部分注入的气体辅助流（104）与主气流（12）相接触，为了实现该目的，所述区域（108）包括上游出口（132）和至少一个下游孔（130），所述下游孔配置为吸入至少一部分与所述主气流（12）相接触的气体，所述上游出口配置为允许由注入装置（102）注入的气体（104）的流通，并允许在所述腔中流通的气体（109）的流通，

其特征在于，所述内部返回区域具有形成所述内部返回区域的约束区域的外前部。

2.根据权利要求1所述的发动机舱（1），其中，所述辅助流（104,112,109）的气体是空气。

3.根据前述任一项权利要求所述的发动机舱（1），其中，所述注入装置（102）包括喷嘴。

4.根据权利要求3所述的发动机舱（1），其中，所述喷嘴是能够定向的。

5.根据前述任一项权利要求所述的发动机舱（1），其中，所述注入装置（102）包括气体抽气系统（122），所述气体抽气系统（122）包括至少一个配置为用于改变所述辅助流（104、109、112）流速的阀（124）。

6.根据权利要求5所述的发动机舱（1），其中，所述阀（124）由传感器控制。

7.根据前述任一项权利要求所述的发动机舱（1），其中，所述抽吸装置（106）选自单片穿孔壁、有蜂巢单元的壁、栅格、尤其是叶栅、格架，一个或多个纵向或非纵向槽。

8.根据前述任一项权利要求所述的发动机舱（1），其中，所述注入装置（102）和/或抽吸装置（106）均由用于调整所述辅助流（104）的动能、流速和方向的装置控制。

9.根据前述任一项权利要求所述的发动机舱（1），其中，基本面向由所述注入装置（102）注入的气体辅助流（104）的壁（140）具有圆形或成角度的表面。

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