CN107013268A - 用于喷气发动机排气的压缩整流罩 - Google Patents

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Abstract

一种用于喷气发动机(10)的压缩内芯部整流罩(76)可具有芯部整流罩(76)的凹形环形区段(90)。凹形区段(76)可在外风扇整流罩(40)的扩展内开始，并且在风扇整流罩(40)后方朝尾锥(94)延伸，限定了风扇整流罩(40)与芯部整流罩(76)之间的环形旁通区段(80)。芯部整流罩(76)的凹形几何形状减小超音速空气流流动附近的在整流罩(40,76)的转角(140,142)处生成的超音速冲击波的强度，以提高发动机(10)的总体效率。

Description

用于喷气发动机排气的压缩整流罩
背景技术
燃烧涡轮发动机是从穿过发动机到多个涡轮叶片上的燃烧气体流抽取能量的旋转发动机。涡轮发动机用于陆地和海上运动和发电，但最常用于航空应用，如，飞行器(包括直升机)的推进。在陆地应用中，涡轮发动机经常用于发电。
对于飞行器燃气涡轮发动机的有效操作，即，为了最小化生成给定量的推力所需的燃料的量，必要的是关于流动的量和方向两者精确地控制涡轮和风扇两者的流动输出。控制流动大体上通过分别控制芯部和风扇排气喷嘴的截面流动面积，通过最佳地确定用于标称发动机操作状态的固定面积的喷嘴的尺寸，或使用可遍及操作状态范围调整面积用于最佳流动的可变面积的排气喷嘴来实现。排气喷嘴自身的几何形状控制穿过其的流动的方向。
风扇和芯部排气喷嘴两者在功能上由发动机的机舱的构件限定。机舱包括芯部整流罩，该芯部整流罩提供围绕芯部发动机延伸并且在发动机的排气喷嘴处终止于其下游端部处的用于芯部发动机的空气动力有效的盖。机舱还包括外风扇整流罩，其包绕芯部整流罩，包围风扇的叶片，并且与芯部整流罩一起限定终止于风扇排气喷嘴处的环形旁通导管。
发明内容
一种高旁通燃气涡轮发动机包括芯部，其包括成轴向流布置的压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段。发动机还包括在芯部上游并且与芯部成轴向流布置的风扇区段、在芯部下游并且与芯部成轴向流布置的排气区段，以及包绕芯部和排气区段的一部分并且与排气区段间隔来限定芯部整流罩与排气区段之间的芯部出口的芯部整流罩。发动机还包括风扇整流罩，其包绕风扇区段和芯部整流罩的一部分，并且与芯部整流罩间隔来限定风扇整流罩与芯部整流罩之间的具有风扇出口的角旁通通道。
一种用于高旁通燃气涡轮发动机的整流罩组件包括芯部整流罩，以及包绕芯部整流罩的至少一部分并且与芯部整流罩间隔来限定风扇整流罩与芯部整流罩之间的具有风扇出口的角旁通通道的风扇整流罩。紧接在出口下游的芯部整流罩的至少一部分具有凹形截面。
一种用于高旁通燃气涡轮发动机的芯部整流罩，其包括带插置的过渡部的亚音速区域和超音速区域，以及至少呈现在过渡部中的凹形截面。
技术方案1. 一种高旁通燃气涡轮发动机，其包括：
芯部，其包括成轴向流布置的压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段；
风扇区段，其在所述芯部上游并且与所述芯部成轴向流布置；
排气区段，其在所述芯部下游并且与所述芯部成轴向流布置；
芯部整流罩，其包绕所述芯部和所述排气区段的一部分，并且与所述排气区段间隔来限定所述芯部整流罩与所述排气区段之间的芯部出口；以及
风扇整流罩，其包绕所述风扇区段和所述芯部整流罩的一部分，并且与所述芯部整流罩间隔来限定所述风扇整流罩与所述芯部整流罩之间的具有风扇出口的角旁通通道；
其中紧接在所述风扇出口下游的所述芯部整流罩的至少一部分具有凹形截面。
技术方案2. 根据技术方案1所述的高旁通燃气涡轮发动机，其特征在于，所述凹形截面在所述风扇出口上游延伸。
技术方案3. 根据技术方案2所述的高旁通燃气涡轮发动机，其特征在于，所述旁通通道具有亚音速流动区域，并且所述凹形截面呈现用于所述亚音速流动区域的至少一部分。
技术方案4. 根据技术方案3所述的高旁通燃气涡轮发动机，其特征在于，所述旁通通道具有超音速流动区域，并且所述凹形截面呈现用于所述超音速流动区域的至少一部分。
技术方案5. 根据技术方案4所述的高旁通燃气涡轮发动机，其特征在于，所述旁通通道具有所述亚音速流动区域与所述超音速流动区域之间的亚音速到超音速的过渡部，并且所述凹形截面至少呈现在所述过渡部处。
技术方案6. 根据技术方案5所述的高旁通燃气涡轮发动机，其特征在于，所述凹形截面跨越所述过渡部。
技术方案7. 根据技术方案6所述的高旁通燃气涡轮发动机，其特征在于，所述凹形截面在所述风扇出口下游延伸。
技术方案8. 根据技术方案7所述的高旁通燃气涡轮发动机，其特征在于，所述凹形截面终止于所述芯部出口处。
技术方案9. 一种用于高旁通燃气涡轮发动机的整流罩组件，其包括：
芯部整流罩；以及
风扇整流罩，其包绕所述芯部整流罩的至少一部分，并且与所述芯部整流罩间隔来限定所述风扇整流罩与所述芯部整流罩之间的具有风扇出口的角旁通通道；
其中紧接在所述风扇出口下游的所述芯部整流罩的至少一部分具有凹形截面。
技术方案10. 根据技术方案9所述的整流罩组件，其特征在于，所述凹形截面在所述风扇出口上游延伸。
技术方案11. 根据技术方案10所述的整流罩组件，其特征在于，所述旁通通道具有亚音速流动区域，并且所述凹形截面呈现用于所述亚音速流动区域的至少一部分。
技术方案12. 根据技术方案11所述的整流罩组件，其特征在于，所述旁通通道具有超音速流动区域，并且所述凹形截面呈现用于所述超音速流动区域的至少一部分。
技术方案13. 根据技术方案12所述的整流罩组件，其特征在于，所述旁通通道具有所述亚音速流动区域与所述超音速流动区域之间的亚音速到超音速的过渡部，并且所述凹形截面至少呈现在所述过渡部处。
技术方案14. 根据技术方案13所述的整流罩组件，其特征在于，所述凹形截面跨越所述过渡部。
技术方案15. 根据技术方案14所述的整流罩组件，其特征在于，所述凹形截面在所述风扇出口下游延伸。
技术方案16. 根据技术方案15所述的整流罩组件，其特征在于，所述凹形截面终止于所述芯部整流罩的下游端部处。
技术方案17. 根据技术方案9所述的整流罩组件，其特征在于，所述凹形截面绕着所述芯部整流罩的圆周延伸。
技术方案18. 一种用于高旁通燃气涡轮发动机的芯部整流罩，其包括带插置的过渡部的亚音速区域和超音速区域，以及至少呈现在所述过渡部处的凹形截面。
技术方案19. 根据技术方案18所述的芯部整流罩，其特征在于，所述凹形截面在所述过渡部下游。
技术方案20. 根据技术方案18所述的芯部整流罩，其特征在于，所述凹形截面在所述过渡部上游。
技术方案21. 根据技术方案18所述的芯部整流罩，其特征在于，所述凹形截面跨越所述过渡部。
技术方案22. 根据技术方案18所述的芯部整流罩，其特征在于，所述凹形截面终止于所述芯部整流罩的下游端部处。
附图说明
在附图中：
图1为燃气涡轮发动机芯部的示意性截面视图。
图2为示出包绕图1的芯部的芯部整流罩的示意图。
图3为示出用于典型排气系统的亚音速区域和超音速区域的发动机的排气区段的示意图。
图4为示出用于图2的凹形芯部整流罩的亚音速区域和超音速区域的示意图。
图5为示出来自图3的典型排气系统的冲击波的梯度视图。
图6为示出来自图4的凹形芯部整流罩的冲击波的梯度视图。
图7为示出关于图5的典型排气系统和图6的凹形芯部整流罩的风扇喷嘴压力比的效率的图表。
部件列表
10 发动机
12 中心线
14 前
16 后
18 风扇区段
20 风扇
22 压缩机区段
24 低压压缩机
26 高压压缩机
28 燃烧区段
30 燃烧器
32 涡轮区段
34 高压涡轮
36 低压涡轮
38 排气区段
40 风扇整流罩
42 风扇叶片
44 芯部
46 芯部壳体
48 高压轴/转轴
50 低压轴/转轴
51 转子
52 压缩机级
53 盘
54 压缩机级
56 旋转叶片
58 旋转叶片
60 导叶
62 导叶
64 涡轮级
66 涡轮级
68 涡轮叶片
70 涡轮叶片
72 涡轮导叶
74 涡轮导叶
76 芯部整流罩
78 鼻部
80 旁通通道
82 风扇出口
84 芯部出口
90 凹形区段
90b 平区段
92 芯部整流罩通路
94 尾部
98 主流通道
100 旁通空气流
102 冷却排出空气流
104 芯部排出空气流
120 喷嘴
122 亚音速区域
123 超音速区域
124 风扇
126 反射风扇
128 第二风扇
130 反射的冲击波
132 外缘
134 内缘
140 喷嘴边缘
142 芯部整流罩边缘
160 关于凹形整流罩的效率
162 关于典型平整流罩的效率。
具体实施方式
本发明的描述方面针对排气系统(特别是在燃气涡轮发动机中)。为了图示的目的，本发明将关于飞行器燃气涡轮发动机描述。然而，将理解的是，本发明并未如此受限，并且可在非飞行器应用(如，其它移动应用以及非移动工业、商业和住宅应用)中具有普遍适用性。
如本文中使用的，用语"前"或"上游"是指沿朝发动机入口的方向移动，或者构件相比于另一个构件相对更接近发动机入口。连同"前"或"上游"使用的用语"后"或"下游"是指朝发动机关于发动机中心线的后部或出口的方向。
此外，如本文中使用的，用语"径向"或"径向地"是指在发动机的中心纵轴线与发动机外周之间延伸的维度。
所有方向提及(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上、下、向上、向下、左、右、侧向、前、后、顶部、底部、上方、下方、垂直、水平、顺时针、反时针、上游、下游、后方等)仅用于识别目的，以有助于读者理解本发明，并且不产生特别是关于本发明的位置、定向或使用的限制。连接提及(例如，附接、联接、连接和连结)将被宽泛地解释，并且可包括一系列元件之间的中间部件，以及元件之间的相对移动，除非另外指出。就此而言，连接提及不一定意味着两个元件直接地连接，并且与彼此成固定关系。示意图仅出于图示目的，并且附于其的附图中反映的大小、位置、顺序和相对尺寸可变化。
图1为用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性截面图。发动机10具有从前14延伸至后16的大体上纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10包括成下游串流关系的包括风扇20的风扇区段18、包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26的压缩机区段22、包括燃烧器30的燃烧区段28、包括HP涡轮34和LP涡轮36的涡轮区段32，以及排气区段38。
风扇20包括绕着中心线12沿径向设置的多个风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30和HP涡轮34形成发动机10的芯部44。芯部壳体46包绕芯部44。
绕着发动机10的中心线12同轴地设置的HP轴48将HP涡轮34传动地连接于HP压缩机26。绕着发动机10的中心线12同轴地设置在较大直径环形HP转轴48内的LP轴50将LP涡轮36传动地连接于LP压缩机24和风扇20。安装于轴48,50中的一个或两者并且与其一起旋转的发动机10的部分单独或共同地称为转子51。
LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52,54，其中一组压缩机叶片56,58关于对应的一组静止压缩机导叶60,62(也称为喷嘴)旋转，以压缩穿过级的流体流或使其加压。在单个压缩机级52,54中，多个压缩机叶片56,58可成环提供，并且可关于中心线12从叶片平台到叶片末端沿径向向外延伸，同时对应的静止压缩机导叶60,62定位在旋转叶片56,58下游并且在其附近。注意的是，图1中所示的叶片、导叶和压缩机级的数量仅为了说明性目的选择，并且其它数量是可能的。用于压缩机级的叶片56,58可安装于盘53，盘53安装于HP轴48和LP轴50中的对应一个，其中各个级具有其自身的盘。导叶60,62以绕着转子51的周向布置安装于芯部壳体46。
HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64,66，其中一组涡轮叶片68,70关于对应的一组静止涡轮导叶72,74(也称为喷嘴)旋转，以从穿过级的流体流抽取能量。在单个涡轮级64,66中，多个涡轮叶片68,70可成环提供，并且可关于中心线12从叶片平台到叶片末端沿径向向外延伸，同时对应的静止涡轮导叶72,74定位在旋转叶片68,70上游并且在其附近。注意的是，图1中所示的叶片、导叶和涡轮级的数量仅为了说明性目的选择，并且其它数量是可能的。
在操作中，旋转风扇20将周围空气供应至LP压缩机24，其接着将加压的周围空气供应至HP压缩机26，其进一步使周围空气加压。来自HP压缩机26的加压空气在燃烧器30中与燃料混合并且点燃，由此生成燃烧气体。一些功由HP涡轮34从这些气体抽取，HP涡轮34驱动HP压缩机26。燃烧气体排放到LP涡轮36中，其抽取附加功来驱动LP压缩机24，并且排出气体最终经由排气区段38从发动机10排放。LP涡轮36的驱动驱动了LP轴50使风扇20和LP压缩机24旋转。
由风扇20供应的周围空气中的一些可绕过发动机芯部44，并且用于发动机10的部分的冷却，并且/或者用于对飞行器的其它方面冷却或供能。在涡轮发动机的背景下，发动机的热部分通常在燃烧器30下游，尤其是涡轮区段32，其中HP涡轮34为最热部分，因为其直接在燃烧区段28下游。其它冷却流体源可为但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体。
图2示意性地代表示为高旁通燃气涡轮发动机的燃气涡轮发动机10，最佳地示出包绕发动机芯部44的整流罩结构。发动机10包括风扇整流罩40和芯部整流罩76。风扇区段18还包括叶片42安装于其的鼻部78。吸入风扇组件18中的空气的大部分绕过至发动机10的后部来生成附加的发动机推力。旁通空气穿过风扇整流罩40与芯部整流罩76之间的环形旁通通道80，并且通过风扇出口82离开旁通通道80。旁通通道80可包括角大小。芯部整流罩76限定旁通通道80的径向内边界，并且提供至芯部出口84的过渡表面，芯部出口84从芯部发动机44向后延伸，使得从芯部发动机44排出的流体可沿尾部94经过，尾部94限定在芯部44下游且与芯部44成轴向布置的排气区段38。
芯部整流罩76还可包括通道92。通道92可设置在芯部整流罩76内，与发动机芯部44的内部构件流体连通。通道92在风扇出口82与芯部出口84之间在凹形区段90的端部后方和附近排气穿过通道92。通过压缩机区段22、燃烧器30和涡轮区段32提供的流体可沿内主流通道98经过，并且通过芯部出口84排出。芯部整流罩76可定形成影响从发动机10排出的空气流，并且可包括凹形区段90。凹形区段90包括关于发动机中心线12的环形凹形截面几何形状，并且可在风扇整流罩40的后端前方或后方开始，并且在风扇整流罩40后方延伸。
在操作期间，穿过发动机10的空气流用于生成推力，并且在发动机10后方排出。包括旁通空气流100、冷却通道空气流102和芯部排出空气流104的三个不同空气流包括用于发动机10的排出空气流。空气流可为环形的，围绕发动机10的圆周排出。旁通空气流100从如由风扇区段18提供的旁通通道80排出，并且包括径向最外空气流。芯部排出空气流104从燃烧器30和涡轮区段32排出来生成用于发动机10的推力，并且可具有高温。冷却排出空气流102从通道92排出，并且设置在旁通空气流100与芯部排出空气流104之间。在排出流体将最终在发动机10下游混合时，冷却排出空气流102可最初使旁通空气流100与芯部排出空气流104分离。
应当认识到的是，从发动机排出的空气流可具有关于彼此不同的温度和速度。典型地，芯部排出空气流104具有关于其它空气流的较高温度，由燃烧器30加热。此外，冷却排出空气流102典型地在慢于其它排气流的速度下排放，具有显著地低于音速(马赫=1的速度)的速度，而旁通空气流100和芯部排出空气流速度典型地接近或超过音速。
此外，发动机10的出口几何形状，如用于与芯部44组合的风扇整流罩40、芯部整流罩76和尾部94的几何形状可包括减小的截面面积，以在空气流从发动机10排出时使空气流加速，提供了附加的推力。就此而言，发动机10内的空气流可保持低于音速，而排气喷嘴或出口喷嘴结构可在空气排出时使空气流加速至接近或大于音速，生成附加的发动机推力。
转到图3，显示了发动机排气结构，示出了从旁通通道80排出之后的空气流。应当认识到的是，相比于图2的凹形区段90，图3中所示的发动机包括平区段90b。来自旁通通道80的空气流供给风扇出口82。风扇出口82还可由减小的截面面积限定，使得最小截面面积限定喷嘴120。风扇出口82还可限定喷嘴120上游的亚音速区域122和喷嘴120下游的超音速区域123。减小的截面面积使来自旁通通道80的空气流加速，使得在空气流在超音速区域123中进入风扇出口82时，亚音速区域122内的空气流从低于音速的速度加速至等于或大于音速的速度。
整流罩40,76终止于空气流从其排出的环形边缘处。风扇整流罩40的端部包括凸形喷嘴边缘140或转角。在喷嘴边缘140处穿过芯部出口84的空气流导致喷嘴边缘140处的超音速膨胀，如，普朗特梅耶尔膨胀。超音速膨胀为定心膨胀过程，其在超音速流围绕凸形转角如喷嘴边缘140转向时发生。如可在图3中认识到的，在穿过超音速区域123的空气流围绕喷嘴边缘140转向并且形成从凸形喷嘴边缘140延伸的膨胀扇124时。膨胀扇124产生在导致超音速膨胀的喷嘴边缘140处产生的、呈超音速冲击波形式的压降。扇124朝芯部整流罩76膨胀，并且在平区段90b处反射成反射扇126。此外，芯部整流罩76的端部终止于凸形转角或边缘142处，生成另一冲击波128。两个冲击波124,128可在从发动机10排出的空气流内向下游移动。冲击波124,128和其反射为超音速冲击波，在空气流路径之间反射，或者反射出发动机构件如芯部整流罩76。冲击波降低发动机10的空气动力排气性能，降低总体效率。就此而言，应当认识到的是，最小化冲击波的影响是合乎需要的。
从旁通通道80排出的空气流具有关于其径向内侧和外侧的空气速度不同的速度。就此而言，径向外缘132和径向内缘134由相邻空气速度中的差异限定。因此，在空气流从发动机10向下游移动时，冲击波124, 126, 128, 130可在边缘132,134之间反射，具有多个反射的冲击波。在排气流围绕边缘140,142转向时，冲击波124,128和其反射126,130按顺序增大和减小空气流压力，导致空气动力效率的损失。此外，高速流动引起排气表面之上的过大的洗刷阻力(scrub drag)，并且进一步降低空气动力效率。
转到图4，内芯部整流罩76包括可相比于图3的平区段90b的凹形区段90，提供了风扇流的减速，以减小如图3中所示的冲击波和其反射的强度。来自旁通通道80的空气流穿过喷嘴120，在超音速区域123中将来自亚音速区域122的空气流加速至等于或大于音速。应当认识到的是，喷嘴120可限定在凹形区段90内或在凹形区段90上游。就此而言，凹形区段90可呈现用于亚音速区域122和超音速区域123的至少一部分。
还应当认识到的是，旁通通道80内的空气流在区域122,123之间的过渡部处从亚音速加速至超音速。在过渡部处，亚音速区域122内的空气流加速至音速，并且限定超音速区域123的开始。区域122,123之间的过渡部可在喷嘴120处或之前发生，并且可沿芯部整流罩76的凹形区段90发生，或者可在凹形区段90的开始上游发生。
在类似于图3的图4中，沿凸形喷嘴边缘140和芯部整流罩边缘142经过的超音速空气流生成第一冲击波124和第二冲击波128，以及反射的冲击波130。可相比于图3的平区段90b，芯部整流罩76的凹形区段90的添加通过允许风扇空气流的减速来减小冲击波的强度和影响。如果流动围绕凹形转角转向，则产生倾斜的冲击波。在流动穿过冲击时，其压力增大，并且流动减速(超音速压缩)。然而，熵横跨倾斜冲击增大，导致压缩效率的损失。然而，当压缩在平滑的凹形表面之上替代凹形转角完成时，压缩通过无限数量的无穷小的弱马赫波完成。整个过程为等熵的，并且因此最有效。来自产生和反射的冲击波的总体性能损失最小化。压缩的效果随着壁曲率的增大而增大，达到马赫波的聚并(coalescence)。构想出的是，从亚音速到超音速的过渡部在凹形区段90的径向扩展前方发生。
现在转到图5，轮廓图示出了来自图3的芯部整流罩76的平区段90b的由超音速膨胀产生的冲击波124, 126, 128, 130和反射冲击波的影响。马赫数轮廓示出了从发动机排出的空气流的相对速度。从旁通通道80排出的空气加速至至少音速，在两个边缘140,142处生成冲击波。在空气从旁通区段80排出时，生成的冲击波在内缘132与外缘134之间反射，生成多个超音速冲击波和反射的冲击波130。冲击波的强度可由反射的冲击波之间的马赫数轮廓中所示的速度差理解。现在转到包括凹形区段90的图6，相比于图5，应当理解的是，由旁通区段80生成的冲击波的强度以及反射的冲击波130的量向下游减小。产生的冲击波具有马赫数轮廓中的显著较小差异，并且较接近于尾部94消散。
观看图7，图表示出了相比于以160的芯部整流罩76的凹形区段90的效率的、以162的包括芯部整流罩76的平区段90b的典型芯部整流罩的效率。如可认识到的，在实施凹形区段90的情况下，基于风扇喷嘴压力比的总体效率在宽范围的压力比内增大。效率可归因于通过以凹形芯部整流罩减小风扇流速度的冲击波的强度的总体减小。排出空气流为流线型的，并且最小化发动机10的排气区域处生成的局部冲击波的消极影响。对于亚音速流动(低喷嘴压力比)，没有冲击波存在，但是凹形整流罩使流动减速，减小了总体摩擦阻力。
应当认识到的是，用于发动机的凹形芯部整流罩结构提供空气流减速。在超音速空气流在风扇的转角和发动机的芯部整流罩之上经过时，空气流的减速减小空气动力冲击波的强度。冲击波产生空气动力损失，其可降低发动机性能和因此效率。冲击波的减小增加从发动机排出的空气流流线，并且提高总体发动机效率。此外，排气表面附近的静压随凹形表面增大，这可增大发动机的物理推力。
此外，用于芯部整流罩的凹形结构提供了壁剪切的减小、减小长度的尾部区段，以及用于发动机的整个排气区段的减小的长度。尾部区段的减小的长度提供了减小的总体发动机重量和尺寸，这可提高总体发动机效率。
该书面的描述使用实例以公开本发明(包括最佳模式)，并且还使本领域技术人员能够实践本发明(包括制造和使用任何装置或系统并且执行任何并入的方法)。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它实例。如果这些其它实例具有不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果这些其它实例包括与权利要求的字面语言无显著差别的等同结构元件，则这些其它实例意图在权利要求的范围内。

Claims (10)

1. 一种用于高旁通燃气涡轮发动机的整流罩组件，其包括：
芯部整流罩(76)；以及
风扇整流罩(40)，其包绕所述芯部整流罩(76)的至少一部分，并且与所述芯部整流罩(76)间隔来限定所述风扇整流罩(40)与所述芯部整流罩(76)之间的具有风扇出口(82)的角旁通通道(80)；
其中紧接在所述风扇出口(82)下游的所述芯部整流罩(76)的至少一部分具有凹形截面(90)。
2.根据权利要求1所述的整流罩组件，其特征在于，所述凹形截面(90)在所述风扇出口(82)上游延伸。
3.根据权利要求2所述的整流罩组件，其特征在于，所述旁通通道(80)具有亚音速流动区域(122)，并且所述凹形截面(90)呈现用于所述亚音速流动区域(122)的至少一部分。
4.根据权利要求3所述的整流罩组件，其特征在于，所述旁通通道(80)具有超音速流动区域(123)，并且所述凹形截面(90)呈现用于所述超音速流动区域(123)的至少一部分。
5.根据权利要求4所述的整流罩组件，其特征在于，所述旁通通道(80)具有所述亚音速流动区域与所述超音速流动区域之间的亚音速到超音速的过渡部，并且所述凹形截面(90)至少呈现在所述过渡部处。
6.根据权利要求5所述的整流罩组件，其特征在于，所述凹形截面(90)跨越所述过渡部。
7.根据权利要求6所述的整流罩组件，其特征在于，所述凹形截面(90)在所述风扇出口(82)下游延伸。
8.根据权利要求7所述的整流罩组件，其特征在于，所述凹形截面(90)终止于所述芯部整流罩(76)的下游端部处。
9.根据权利要求7所述的整流罩组件，其特征在于，所述凹形截面(90)终止于设置在所述芯部整流罩(76)中的通道(92)处。
10.根据权利要求1所述的整流罩组件，其特征在于，所述凹形截面(90)绕着所述芯部整流罩(76)的圆周延伸。
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