CN110778370B - 机舱入口唇部熔断结构 - Google Patents

机舱入口唇部熔断结构 Download PDF

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Abstract

一种入口唇部结构包括：环形内筒，该环形内筒带有前端和后端；环形外筒，该环形外筒带有前端和后端；环形后舱壁，该环形后舱壁使该内筒的后端与该外筒的后端互相连接；环形前舱壁，该环形前舱壁使该内筒的前端与该外筒的前端互相连接；环形唇部表皮，该环形唇部表皮使该内筒的前端与该外筒的前端互相连接，该唇部表皮具有C形横截面，包括具有从其延伸的内腿部和外腿部的鼻部，该唇部表皮具有相对的内表面和外表面；以及其中，该唇部表皮的该外腿部包含熔断元件，该熔断元件的极限强度比该唇部表皮的其余部分的极限强度低。

Description

机舱入口唇部熔断结构
技术领域
本发明一般涉及航空航天前缘结构，更具体地涉及燃气涡轮发动机中的机舱前缘。
背景技术
燃气涡轮发动机包括串行流动连通的压缩机，燃烧器和涡轮。涡轮机械地联接到压缩机，并且三个部件限定涡轮机械核心。可以以已知的方式操作核心，以产生热的加压燃烧气体的流动，从而操作发动机并且进行有用的工作，例如提供推进推力或机械功。涡轮风扇发动机为该基本结构增加了风扇和驱动风扇的低压涡轮系统，以产生额外的推进推力。
在飞行器使用中，燃气涡轮发动机通常安装有机舱，该机舱封闭发动机，在发动机外部提供流线型流路，并限定气流通过发动机的入口和出口。
需要机舱入口来抵抗鸟类撞击，并防止鸟类侵入机舱的内部空腔。现有技术的机舱入口设计的一个问题是，它们可能遭受鸟类撞击的失效模式，这将需要不期望地增加部件的强度和重量。
发明内容
这个问题由具有熔断元件的唇部表皮来解决，在受到鸟类撞击时，熔断元件迫使唇部表皮失效。
根据本文所述技术的一个方面，一种入口唇部结构包括：环形内筒，该环形内筒具有前端和后端；环形外筒，该环形外筒具有前端和后端；环形后舱壁，该环形后舱壁使该内筒的后端与该外筒的后端互相连接；环形前舱壁，该环形前舱壁使该内筒的前端与该外筒的前端互相连接；环形唇部表皮，该环形唇部表皮使该内筒的前端与该外筒的前端互相连接，该唇部表皮具有C形横截面，包括具有从其延伸的内腿部和外腿部的鼻部，该唇部表皮具有相对的内表面和外表面；以及其中，该唇部表皮的该外腿部包含熔断元件，该熔断元件的极限强度比该唇部表皮的其余部分的极限强度低。
根据本文该技术的另一方面，一种燃气涡轮发动机包括：涡轮机械核心，该涡轮机械核心可操作为产生燃烧气体的流动；机舱，该机舱围绕该涡轮机械核心，该机舱具有入口唇部结构，该入口唇部结构包括：环形内筒，该环形内筒具有前端和后端；环形外筒，该环形外筒具有前端和后端；环形后舱壁，该环形后舱壁使该内筒的后端与该外筒的后端互相连接；环形前舱壁，该环形前舱壁使该内筒的前端与该外筒的前端互相连接；环形唇部表皮，该环形唇部表皮使该内筒的前端与该外筒的前端互相连接，该唇部表皮具有C形横截面，包括具有从其延伸的内腿部和外腿部的鼻部，该唇部表皮具有相对的内表面和外表面；并且其中，该唇部表皮的该外腿部包含熔断元件，该熔断元件的极限强度比该唇部表皮的其余部分的极限强度低。
附图说明
本发明可以通过参考被最好地理解到结合附图得到的以下描述，其中：
图1是燃气涡轮发动机的横截面示意图，该燃气涡轮发动机包括具有入口唇部熔断结构的机舱；
图2是图1的发动机的入口唇部结构的一部分的示意性半截面图；
图3是图2的一部分的放大视图，示出了熔断元件的第一实施例；
图4是唇部表皮的一部分的示意性截面图，示出了熔断元件的替代实施例；和
图5是唇部表皮的一部分的示意性截面图，示出了唇部表皮的另一个替代实施例。
具体实施方式
参考附图，其中相同的附图标记贯穿各个视图表示相同的元件，图1描绘了结合有机舱的示例性燃气涡轮发动机10，该机舱具有入口唇部结构，该入口唇部结构具有熔断元件唇部。虽然所示的示例是高旁通涡轮风扇发动机，但是本发明的原理也适用于其他类型的发动机，例如低旁通涡轮风扇，涡轮喷气发动机，固定式燃气涡轮等。本发明的原理进一步适用于其他唇部结构，例如飞行器机翼前缘或飞行器控制表面前缘。
应注意，如本文所用，术语“轴向”和“纵向”均指平行于中心轴线11的方向，而“径向”指的是垂直于轴向方向的方向，并且“切向”或“周向”是指与轴向和径向方向相互垂直的方向。如本文所用，术语“前部”或“前”是指穿过或围绕部件的气流中相对上游的位置，术语“后”或“后部”是指穿过或围绕部件的气流中相对下游的位置。该流动的方向由图1中的箭头“F”所示。这些方向术语仅用于方便描述，并且不需要由此描述的结构的特定取向。
发动机10具有以串行流动关系布置的风扇14、低压压缩机或增压器16、高压压缩机或“HPC”18、燃烧器20、高压涡轮或“HPT”22、以及低压涡轮或“LPT”“24。
HPC 18，燃烧器20，和HPT 22共同限定在发动机的核心10。风扇14，增压器16，和LPT 24共同限定发动机10的低压系统。
环形核心机舱26围绕发动机核心以及增压器16。术语“环形”用于其普通限定定义“环状”相一致。这里使用的术语“环形”不一定意味着所提到的结构是轴对称的或旋转体。核心机舱26可替代地称为“整流罩”，并且核心壳体12与核心机舱26之间的空间可称为发动机10的“整流罩下方区域”27。风扇机舱28围绕核心机舱26和风扇14。核心机舱26与风扇机舱28间隔开，并且风扇管道30限定在两个机舱之间的空间中。风扇管道30在其上游端与发动机入口32连通，并且在其下游端与风扇喷嘴34连通。
发动机10的静止部件和旋转部件共同限定主流路35，主流路35从增压器16延伸，穿过HPC 18，燃烧器20，HPT 22和LPT 24，到核心喷嘴39。主流路35与穿过发动机入口32而通过风扇14、风扇管道30和风扇喷嘴34的旁路流路不同。
在操作中，来自压缩机18的加压空气在燃烧器20中与燃料混合并点燃，由此产生燃烧气体。高压涡轮22从这些气体中提取一些功，该高压涡轮22通过外轴36来驱动压缩机18。燃烧气体然后流入低压涡轮24，低压涡轮24通过内轴38驱动风扇14和增压器16。
风扇机舱28是大致环形的结构，具有内壁40和外壁42，内壁40限定发动机进口32和风扇管道30的一部分，外壁42与内壁40隔开，以限定中空的内部空间。该空间中与风扇14的轴向位置重叠的部分被称为“风扇隔间”44。风扇隔间44包围风扇壳体46。风扇隔间44还可以包围其他结构，例如附件齿轮箱72，电子控制装置50(例如FADEC单元)，电导体和/或流体线(例如，燃料，油和/或空气)。它们具有含电或含流体部分的共同特征。这些通常被称为“对损害敏感的设备”。
风扇机舱28包括设置在前端并限定入口32的唇部结构52。
图2更详细地示出了唇部结构52的结构。唇部结构52是由较小部件构成的环形结构。它包括具有前端和后端的环形内筒54，由具有前端和后端的环形外筒56围绕。外筒56是相对薄的壁状结构，并且可以由诸如金属合金或非金属复合材料的材料形成。内筒54是声学处理的结合物，具有相对薄的表皮和芯。表皮可以由诸如金属合金或非金属复合材料的材料形成，并且芯可以由诸如NOMEX，玻璃纤维或铝的材料形成。内筒54和外筒56在其前端处通过环形前舱壁58相互连接，该舱壁58的表面大致面向轴向方向。前舱壁58是壁状结构，并且可以由诸如金属合金或非金属复合材料的材料形成。例如，钛合金，镍基合金(例如，INCONEL)或铝合金通常用于此目的。前舱壁58具有腹板60，腹板60带有内凸缘62和外凸缘64。凸缘62,64可以与腹板60一体形成。或者，例如使用粘合剂，焊接或机械紧固件(例如铆钉或螺栓)，凸缘62，64中的一个或两个可以单独形成并附接到腹板60。在典型的结构中，例如使用粘合剂或机械紧固件68(例如铆钉或螺栓)，外凸缘64可以在前外接头66附接到外筒56。
内筒54和外筒56在其后端通过环形后舱壁70相互连接，舱壁70的表面大致面向轴向方向。后舱壁70是壁状结构，并且可以由诸如金属合金或非金属复合材料的材料形成。例如，钛合金，镍基合金(例如，INCONEL)或铝合金通常用于此目的。后舱壁70具有腹板72，腹板72带有外凸缘76。外凸缘76可与腹板72一体形成。或者，例如使用粘合剂，焊接，或机械紧固件(例如铆钉或螺栓)，凸缘76可单独形成并附接到腹板72。在典型的结构中，例如，使用粘合剂或机械紧固件80(例如铆钉或螺栓)，外凸缘76可以在后外接头78处连接到外筒56。内筒54和外筒56，前舱壁58和后舱壁70共同限定了包围被称为入口腔73的中空空间。
后舱壁70所形成唇部结构52和风扇隔间44之间的分界。换句话说，它是唇部结构52的最后部的元件，并且它是风扇隔间44最前部的元件。
内筒54和外筒56也在其前端处通过环形唇部表皮82相互连接，该唇部表皮82分别具有相对的内表面83和外表面85。这是具有大致凸形横截面形状的结构，其可以被称为“C形”或“U形”或“V形”。该形状可以描述为具有“鼻部”84以及内“腿部”86、外“腿部”88。内腿部86可以在共同的接头连接到内筒54的前端和前舱壁58的内凸缘62。外腿88可以在公共的接头(例如，前外接头66)处连接到外筒56的前端和外凸缘64。鼻部84限定发动机入口32的空气动力学前缘。唇部表皮82是壁状结构，并且可以由诸如金属合金或非金属复合材料的材料形成。例如，铝合金通常用于此目的。
在飞行中，发动机10，特别是唇部结构52可能会受到外来物(“FOD”)的撞击。例如，唇部结构52可能受到鸟类撞击，通常称为“鸟击”。出于实际和监管原因，必须限制FOD的损坏以防止干扰发动机10的操作。特别地，重要的是不允许碎屑穿透后舱壁70，因为损坏敏感的设备可能位于风扇隔间44中。对设备(例如FADEC单元或燃料管道)的损坏可能导致发动机10发生故障或可能引发火灾。
分析表明，在某些情况下，鸟撞击唇部表皮10而不会引起唇部表皮82故障，可能穿透后舱壁70。例如，鸟可以沿着唇部表皮82的外部腿88向上滑动，并且在外筒56和前舱壁58之间的前外接头66处进入入口腔73。应注意，与舱壁和筒之间的接头66、78相比，前舱壁58和后舱壁70的中心部分通常能够接受更高水平的撞击能量而没有故障，和/或在故障期间能够吸收更高水平的撞击能量。
进入入口腔73之后，鸟可能在外筒56和后舱壁70之间的后外接头78附近撞击后舱壁70。由于通过相对较弱的接头区域而不是直接穿过舱壁，鸟的动能得意保留。这可能导致鸟进入风扇隔间44。
为了避免上述类型的故障，唇部表皮82，特别是外腿88，可以结合熔断元件，大致如图2的90所示。选择熔断元件90以相对于唇部表皮82的其余部分引入预定的弱点位置。换句话说，熔断元件90被配置成在比唇部表皮82的其余部分的基本负载能力低的预定负载处失效。换句话说，熔断元件90的极限强度小于唇部表皮82的其余部分的极限强度。
在鸟撞击的情况下，熔断元件90的引入迫使唇部表皮失效，并且允许将鸟类定向定位到前后舱壁，从而允许鸟类轨迹以最节省成本和重量的方式优化鸟类阻力。熔断元件90放置在预定位置，该位置允许鸟或其他类似物质避开接头66、78，并且更多地朝向前舱壁58的腹板60和后舱壁70的腹板72的中心撞击。实际上，由腹板60、72提供的增强的能量吸收可以防止后舱壁70被鸟击而穿透，而不必引入任何附加部件或增加唇部结构的许多部件的质量。熔断元件90的位置的特征在于，其在前外接头66前部的轴向位置，标记为“D”。可以通过测试或分析确定特定应用的距离D。在所示的示例中，熔断元件90是360°环形结构，但是这可以被改变以适合特定应用。
图3示出了熔丝元件90的一个示例性实施例。这采用形成在外腿部88的内表面83中形成的底切92的形式。在所示的示例中，底切92形成为具有预定轴向长度“L”的360°凹槽，并且外腿部88具有留在底切92中的预定厚度“T”，小于外腿部88的其余部分的厚度。可以选择底切92的形状和尺寸，以便当受到鸟或其他类似物质的撞击时，允许唇部表皮82失效，但是当遇到诸如冰雹的较小撞击时，保持其结构完整性。形状可以包含半径或混合物以避免应力上升。
图4示出了熔断元件90的替代实施例，其中唇部表皮82的外腿88设置为两个部分94、96，它们通过环形拼接带100在环形对接接头98处结合。拼接带98在第一接头102处结合到第一部分94，并且在第二接头104处结合到第二部分96。接头102、104可以使用粘合剂，焊接或机械紧固件(例如铆钉或螺栓)来实现。可以选择部分94、96之间的连接的特性以提供如上所述的预定的相对弱点。这可以通过选择接头102、104的类型，部分94、96的材料和尺寸、以及拼接带100的材料和尺寸的某种组合来完成。
图5示出了熔断元件90的又一替换实施例，其中唇部表皮82的外腿部88设置为两个部分106、108，它们通过整体结合物110在环形对接接头处接合。在一个示例中，整体结合物110包括两个部分106、108之间的焊接接头。在另一个实例中，整体结合物可包括设置在两个部分106、108之间并通过诸如粘合剂或焊接之类的结合物而接合到部分106、108的填充件。可以选择部分106、108之间的整体结合物的特性，以提供如上所述的预定的相对弱点。这可以通过选择接头的类型(例如，相对于填充件直接焊接)以及整体结合物110的材料和尺寸(例如，焊接尺寸，填充合金等)的一些组合来完成。
本文中描述的机舱唇部结构具有超过现有技术的优点。分析表明，它可以显著地降低后舱壁70失效的可能性，而不需要增加鼻部结构部件的重量。熔断元件的引入迫使唇部表皮失效，并允许将鸟类定向定位到前后舱壁，从而允许鸟类轨迹以最节省成本和重量的方式优化鸟类阻力。
前面已经描述的结合有熔断元件的入口唇部结构。本说明书中公开的所有特征(包括任何所附权利要求，摘要和附图)，和/或如此公开的任何方法或过程的所有步骤，可以以任何组合进行组合，除非至少一些这样的特征和/或步骤的组合是互斥的。
在本说明书(包括任何所附权利要求，摘要和附图)中公开的每个特征可以被用于相同，等效或类似目的，除非另有明确说明的替代特征所取代。因此，除非另有明确说明，否则所公开的每个特征仅是一系列等效或类似特征的一个示例。
本发明不限于前述实施例的细节。本发明扩展到本说明书中公开的特征(包括任何所附权利要求，摘要和附图)中的任何新颖的或任何新颖组合，或任何方法或过程的步骤的任何新颖的或任何新颖的组合。
本发明的进一步方面通过以下条项的主题提供：
1.一种入口唇部结构，包括：环形内筒，所述环形内筒具有前端和后端；环形外筒，所述环形外筒具有前端和后端；环形后舱壁，所述环形后舱壁使所述内筒的所述后端与所述外筒的所述后端互相连接；环形前舱壁，所述环形前舱壁使所述内筒的所述前端与所述外筒的所述前端互相连接；环形唇部表皮，所述环形唇部表皮使所述内筒的所述前端与所述外筒的所述前端互相连接，所述唇部表皮具有C形横截面，包括具有从其延伸的内腿部和外腿部的鼻部，所述唇部表皮具有相对的内表面和外表面；并且其中，所述唇部表皮的所述外腿部包含熔断元件，所述熔断元件的极限强度比所述唇部表皮的其余部分的极限强度低。
2.根据任何在前条项的入口唇部结构，所述内筒和所述外筒、所述前舱壁以及所述后舱壁共同限定入口腔。
3.根据任何在前条项的入口唇部结构，所述前舱壁包括外凸缘，所述外凸缘在前外接头处附接到所述外筒。
4.根据任何在前条项的入口唇部结构，所述前外接头包括多个机械紧固件。
5.根据任何在前条项的入口唇部结构，所述后舱壁包括外凸缘，所述外凸缘在后外接头处附接到所述外筒。
6.根据任何在前条项的入口唇部结构，所述后外接头包括多个机械紧固件。
7.根据任何在前条项的入口唇部结构，所述唇部表皮包括金属合金。
8.根据任何在前条项的入口唇部结构，所述熔断元件包括形成在所述外腿部的内面中的底切。
9.根据任何在前条项的入口唇部结构，所述外腿部具有保留在所述底切中的预定厚度，所述预定厚度小于所述外腿部的其余部分的厚度。
10.根据任何在前条项的入口唇部结构，所述唇部外皮的所述外腿部设置为两个部分，所述两个部分通过拼接带在环形对接接头处接合。
11.根据任何在前条项的入口唇部结构，所述拼接带在第一接头处利用第一多个机械紧固件接合到第一部分，并且所述拼接带在第二接头处利用第二多个机械紧固件接合到第二部分。
12.根据任何在前条项的入口唇部结构，所述唇部外皮的所述外腿部设置为两个部分，所述两个部分通过整体结合物在环形对接接头处接合。
13.根据任何在前条项的入口唇部结构，所述整体结合物包括所述两个部分之间的焊接接头。
14.根据任何在前条项的入口唇部结构，所述唇部外皮的所述外腿部设置为两个部分，在所述两个部分之间设置有填充件，其中所述两个部分中的每个部分通过整体结合物接合到所述填充件。
15.一种燃气涡轮发动机，包括：涡轮机械核心，所述涡轮机械核心能够操作以产生燃烧气体的流动；机舱，所述机舱围绕所述涡轮机械核心，所述机舱具有入口唇部结构，所述入口唇部结构包括：环形内筒，所述环形内筒具有前端和后端；环形外筒，所述环形外筒具有前端和后端；环形后舱壁，所述环形后舱壁使所述内筒的所述后端与所述外筒的所述后端互相连接；环形前舱壁，所述环形前舱壁使所述内筒的所述前端与所述外筒的所述前端互相连接；环形唇部表皮，所述环形唇部表皮使所述内筒的所述前端与所述外筒的所述前端互相连接，所述唇部表皮具有C形横截面，包括具有从其延伸的内腿部和外腿部的鼻部，所述唇部表皮具有相对的内表面和外表面；并且其中，所述唇部表皮的所述外腿部包含熔断元件，所述熔断元件的极限强度比所述唇部表皮的其余部分的极限强度低。
16.根据任何在前条项的燃气涡轮发动机，进一步包括设置在所述机舱内的可旋转风扇。
17.根据任何在前条项的燃气涡轮发动机，其中：所述机舱包括内壁和与所述内壁间隔开的外壁，以限定与所述风扇的轴向位置重叠的中空的风扇隔间；所述入口唇部结构轴向地邻近所述风扇隔间设置，并且通过所述后舱壁与所述入口唇部结构分开。
18.根据任何在前条项的燃气涡轮发动机，至少含电或含流体的部件位于所述风扇隔间中。
19.根据任何在前条项的入口唇部结构，其中：所述前舱壁包括外凸缘，所述外凸缘在前外接头处附接到所述外筒；并且所述后舱壁包括外凸缘，所述外凸缘在后外接头处附接到所述外筒。
20.根据任何在前条项的入口唇部结构，所述熔断元件包括形成在所述外腿部的内面中的底切。

Claims (20)

1.一种入口唇部结构，其特征在于，包括：
环形内筒，所述环形内筒具有前端和后端；
环形外筒，所述环形外筒具有前端和后端；
环形后舱壁，所述环形后舱壁使所述内筒的所述后端与所述外筒的所述后端互相连接；
环形前舱壁，所述环形前舱壁使所述内筒的所述前端与所述外筒的所述前端互相连接；
环形唇部表皮，所述环形唇部表皮使所述内筒的所述前端与所述外筒的所述前端互相连接，所述唇部表皮具有C形横截面，包括具有从其延伸的内腿部和外腿部的鼻部，所述唇部表皮具有相对的内表面和外表面；并且
其中，所述唇部表皮的所述外腿部包含熔断元件，所述熔断元件的极限强度比所述唇部表皮的其余部分的极限强度低。
2.根据权利要求1所述的入口唇部结构，其特征在于，所述内筒和所述外筒、所述前舱壁以及所述后舱壁共同限定入口腔。
3.根据权利要求1所述的入口唇部结构，其特征在于，所述前舱壁包括外凸缘，所述外凸缘在前外接头处附接到所述外筒。
4.根据权利要求3所述的入口唇部结构，其特征在于，所述前外接头包括多个机械紧固件。
5.根据权利要求1所述的入口唇部结构，其特征在于，所述后舱壁包括外凸缘，所述外凸缘在后外接头处附接到所述外筒。
6.根据权利要求5所述的入口唇部结构，其特征在于，所述后外接头包括多个机械紧固件。
7.根据权利要求1所述的入口唇部结构，其特征在于，所述唇部表皮包括金属合金。
8.根据权利要求1所述的入口唇部结构，其特征在于，所述熔断元件包括形成在所述外腿部的内面中的底切。
9.根据权利要求8所述的入口唇部结构，其特征在于，所述外腿部具有保留在所述底切中的预定厚度，所述预定厚度小于所述外腿部的其余部分的厚度。
10.根据权利要求1所述的入口唇部结构，其特征在于，所述唇部表皮的所述外腿部设置为两个部分，所述两个部分通过拼接带在环形对接接头处接合。
11.根据权利要求10所述的入口唇部结构，其特征在于，所述拼接带在第一接头处利用第一多个机械紧固件接合到第一部分，并且所述拼接带在第二接头处利用第二多个机械紧固件接合到第二部分。
12.根据权利要求1所述的入口唇部结构，其特征在于，所述唇部表皮的所述外腿部设置为两个部分，所述两个部分通过整体结合物在环形对接接头处接合。
13.根据权利要求12所述的入口唇部结构，其特征在于，所述整体结合物包括所述两个部分之间的焊接接头。
14.根据权利要求1所述的入口唇部结构，其特征在于，所述唇部表皮的所述外腿部设置为两个部分，在所述两个部分之间设置有填充件，其中所述两个部分中的每个部分通过整体结合物接合到所述填充件。
15.一种燃气涡轮发动机，其特征在于，包括：
涡轮机械核心，所述涡轮机械核心能够操作以产生燃烧气体的流动；
机舱，所述机舱围绕所述涡轮机械核心，所述机舱具有入口唇部结构，所述入口唇部结构包括：
环形内筒，所述环形内筒具有前端和后端；
环形外筒，所述环形外筒具有前端和后端；
环形后舱壁，所述环形后舱壁使所述内筒的所述后端与所述外筒的所述后端互相连接；
环形前舱壁，所述环形前舱壁使所述内筒的所述前端与所述外筒的所述前端互相连接；
环形唇部表皮，所述环形唇部表皮使所述内筒的所述前端与所述外筒的所述前端互相连接，所述唇部表皮具有C形横截面，包括具有从其延伸的内腿部和外腿部的鼻部，所述唇部表皮具有相对的内表面和外表面；并且
其中，所述唇部表皮的所述外腿部包含熔断元件，所述熔断元件的极限强度比所述唇部表皮的其余部分的极限强度低。
16.根据权利要求15所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，进一步包括设置在所述机舱内的可旋转风扇。
17.如权利要求16所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中：
所述机舱包括内壁和与所述内壁间隔开的外壁，以限定与所述风扇的轴向位置重叠的中空的风扇隔间；
所述入口唇部结构轴向地邻近所述风扇隔间设置，并且通过所述后舱壁与所述入口唇部结构分开。
18.根据权利要求17所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，至少含电或含流体的部件位于所述风扇隔间中。
19.根据权利要求15所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中：
所述前舱壁包括外凸缘，所述外凸缘在前外接头处附接到所述外筒；并且
所述后舱壁包括外凸缘，所述外凸缘在后外接头处附接到所述外筒。
20.根据权利要求15所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述熔断元件包括形成在所述外腿部的内面中的底切。
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