CN111742116B - 具有锯齿轮廓的分流缝翼的涡轮发动机 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种带前置风扇的涡轮发动机，其包括一种设置有用于在主流和次级流之间分流进气流的前端(16)的环形分流壁(160)，所述前端具有前缘；用于引导主流的导叶IGV，以及用于引导次级流的导叶OGV。前端(16)的前缘具有一种显示连续的齿和槽的锯齿轮廓(28)。

Description

具有锯齿轮廓的分流缝翼的涡轮发动机
本发明涉及飞行器涡轮发动机中或飞行器涡轮发动机试验台中静叶的空气声学管理领域。
例如，在OGV(出口导叶)或整流器上发现这种类型的静叶被布置在旋转主体的下游以使气流变平直。术语定子叶片或导叶用于指代静叶，而不是旋转叶片。
对于涡轮风扇发动机将给出一种示例，所述涡轮风扇发动机具有(前)风扇以及被布置在次级气脉中的下游导叶。
在一定数量的涡轮风扇发动机中，特别地在超高旁通比涡轮风扇发动机(UHBR；超高稀释比整流罩风扇发动机构造，高于15)中，设想增加风扇的直径并减少悬挂吊舱的长度，涡轮发动机通过所述悬挂吊舱悬挂到飞行器，从而减少在风扇与IGV(进口导叶)的进气导叶、OGV和缝翼之间的距离。在这种类型的发动机中，由风扇产生的尾流与IGV、OGV和缝翼的相互作用是宽带噪声的主要来源之一。因此，必须分析新的技术方案以保持和降低当前的声级。
因此，本发明涉及一种涡轮发动机，所述涡轮发动机具有(前)风扇并且具有总轴(X)，所述风扇可绕所述总轴(X)旋转，所述涡轮发动机包括：
-用于将风扇下游的气流分流为主流和次级流的具有缝翼的环形分流壁，所述缝翼具有前缘，
-用于引导主流的第一导叶(IGV)，
-用于引导次级流的第二导叶(OGV)。
在次级风管中由风扇设置旋转的气流和整流器之间的相互作用是噪声源的源头，该噪声源应胜过根据工作状态，由涡轮发动机或甚至由飞行器产生的总噪声。
在这种情况下，为了至少限制全部或部分的上述问题，已经提议所述环形分流壁的缝翼前缘应具有锯齿轮廓，所述锯齿轮廓具有连续的齿和凹陷。
换句话说，这里提议使用一种波状起伏的前缘缝翼来减少在风扇叶片尾流与缝翼之间的相互作用噪声。在这方面应该注意的是，在缝翼和风扇叶片的后缘之间的轴向距离相对很短，并且因此缝翼可能接触与由OGV和IGV所感知的相比更高水平的空气湍流。
对于具有锯齿(即起伏)前缘的翼面，无论起伏的形状如何(参见下文)，特别地在起伏的凹陷处产生具有湍流的相互作用噪声，在所述凹陷中压力波动更剧烈。
因此，一种必然目标是通过使噪声源和凹陷底部之间的相关性最小化来优化起伏几何形状，以减少由起伏的前缘缝翼所辐射的噪声。
为了减少这种相关性，考虑了全部或部分的三种准则以限定起伏，其尤其可以是正弦或三角形。
更准确地，提议考虑一种具有呈现起伏的锯齿的轮廓：
-所述锯齿限定了：
--沿前缘的伸长方向，一种本身重复的初等几何形状(其轮廓因此遵循周期律)，沿所述方向的两个连续初等几何形状的两个等同起伏，沿所述方向在它们之间具有距离λ(单位为m)，以及
--垂直于所述方向的最大振幅h(单位为m)，以及
-所述锯齿满足至少一个以下准则a)、b)、c)：
a)在以下公式中：
Figure BDA0002635466300000021
根据以下关系确定最大振幅的尺寸到40％以内：
Figure BDA0002635466300000022
其中：
--u'i(单位为m/s)，其为在风扇和第一导叶(5，IGV)之间沿方向i的气流速度，
--r，其为沿k方向在风扇的尾流中两个点之间的距离(单位为m)，
--
Figure BDA0002635466300000023
其为由风扇产生的气流的积分标度：
---在(平行于)涡轮发动机的总轴(图2上的X轴)上，或
---在锯齿轮廓的弦方向(如果存在这种弦；参见图3上的项目40)，
b)所述距离(λ)(即，在两个连续齿之间的周期或间距)符合以下关系：
e<λ≤d-e其中d/λ≠1,2,3,…,具有：
--e，其为限定在风扇叶片下游由风扇产生的(气流的)尾流赤字的宽度(单位为m)，在以下的点计算所述宽度，在所述点中在所产生气流的相应部分中(这里因此在所述尾流中)发现了最大湍流动能K_max的一半；能够根据准则
Figure BDA0002635466300000031
Figure BDA0002635466300000032
(其中，/>
Figure BDA0002635466300000033
是由风扇沿周向方向产生的气流的积分标度)评估e到40％以内，以及
--d，其为两个周向连续的风扇叶片之间的间距(单位为m)(参见图13)，
c)沿锯齿轮廓的前缘长度的初等几何形状的齿数、凹陷或重复周期数等于或小于第一导叶(IGV)数量的40％。
在本文中：
-在SI(国际系统)单位中考虑尺寸参数(振幅、距离、速度等)，以及
-如有必要，余量“40％以内”可降低到10％以内。这将导致进一步减少以前置风扇的恒定转速，通过所述的起伏前缘缝翼所扩散的噪声。
此外，关于本文公式中的下标或指数(i，j，k)，需要注意的是，例如，图13示出了风扇叶片轮廓140，以及下游流尾流和缝翼16，其中，如果下标(i，j，k)：
-等于1，它们对应于“X”方向(涡轮发动机的总轴)，
-等于2，它们对应于“Y”(周向)方向。
因此，缝翼16的前缘的伸长方向(图2或图13中的L)对应于周向方向“Y”，或图13中上
Figure BDA0002635466300000034
的指数“2”。
还将会理解的是，“r”是上述等式中与计算积分标度有关的积分变量。
如对于将气流分流为所述主流和所述次级流的缝翼(以下标记为16)，如果严格地不存在“弦”，则将会考虑的是，“在轮廓的弦(以下标记为40)方向”在这种情况下对应于所述总轴的方向。
通常，至少具有一种轮廓，所述轮廓具有不过度扭曲的周期性基本几何形状，应该发现的是，由风扇产生的气流旁通过在齿(顶部)的起伏前缘，并在凹陷附近加速。
在这种情况下，为了避免在第一导叶(IGV)前缘的壳体区域水平具有过大面积的湍流和/或超速，已经提议环绕所述总轴(X)，锯齿轮廓的至少某些凹陷相对于第一导叶(IGV)的角位置有角度地偏移，使得这些(至少某些)凹陷有角度地插入在两个周向连续的第一导叶(IGV)之间。
在风扇下游轴向地产生的气流为涡流，并且受到风扇的旋转方向和转速的强烈影响。
为了考虑到这一点，使得齿表面能够在预期的声学效应中尽可能充分地有效，已经提议这些齿分别以相对于所述总轴(X)的平行线倾斜的方式展开，使得它们朝通过风扇旋转因此产生的旋转流的旋转方向被定向-通常相对于所述X轴倾斜。
换句话说：
-所述风扇适于环绕所述总轴(X)沿预定方向旋转，使得风扇下游的气流将通常相对于所述轴(X)倾斜地定向，并且
-这些齿然后可以环绕所述总轴(X)朝风扇下游气流的通常倾斜定向，周向地倾斜，从而通常地面对所述气流。
也有可能的是，所述齿沿IGV弧度的方向倾斜，因为气流的方向可能根据风扇转速而变化。
在这两种情况下，相对于穿过所讨论齿顶的所述总轴(X)的平行线，齿实际上将分别轴向地非对称。
原则上，倾斜度对于所有齿都相同，即使可能存在根据齿的不同倾斜度。
同样为了考虑风扇旋转的影响，并且限制所述涡流气流对IGV的声学冲击，还提议了：
-a)所述第二导叶(IGV)总体上具有一条平均弧度线，至少某些齿环绕所述总轴(X)，通常沿这些IGV的平均弧度线的切线方向，在后者的前缘被周向地定向，所述切线可能形成一种相对于涡轮发动机的总轴(X)的方向非零的角度和/或
-b)沿所述总轴(X)的方向，锯齿轮廓的凹陷底部对于其中某些至少属于与所述总轴(X)横向的第一表面，该第一表面与和所述第二总轴(X)横向的第二表面相比被定位在进一步下游或上游，第二导叶(IGV)的至少某些前缘属于所述第二表面。
点(a)确保了气流相对于IGV形状的有利的角定向；点(b)确保了与IGV相关的气流的持续下游引导，使得在气流仍沿在这些齿滑动时攻击它们，并且因此仍然由这些齿直接地定向。
在形状方面，进一步提议的是，锯齿轮廓的齿和凹陷应分别具有波形形状，所述波形形状具有圆形或尖锐的顶部。
圆形顶部的优点是这避免了机械应力的局部过高集中，并且因此随时间提供更好的强度。尖锐顶部的优点是其具有更大的降噪潜力。
进一步的考虑是，锯齿轮廓的齿和凹陷分别地成形，具有局部平直的侧壁，这具有相同的优点。
尽管与飞行器推进有关地示出，但涡轮发动机的特征可能涉及其他应用，无论是陆地还是海上。
在参考附图时，在阅读通过非限制性示例给出的以下描述时，将更好地理解本发明，如果需要的话，并且其他细节、特征和优点将显而易见，其中：
在这些附图中：
-图1是一种飞行器的常规涡轮发动机的纵向横截面图(X轴)；
-图2示出了在主流和次级流之间的分流壁的上游区域(缝翼)，其具有根据本发明的解决方案；
-图3对应于图2的详图III；
-图4对应于图1的详图IV；
-图5和8示出了根据本发明的多种锯齿轮廓形状；
-图9-11图示了根据本发明的锯齿轮廓，以及气流线；
-图12是遵循处于恒定叶片高度的风扇叶片的主气流的紊流动能K沿周向方向Y的演变曲线；以及
-特别地，图13示出了沿周向方向Y在前置风扇叶片和分流缝翼的收紧轮廓的示例之间的湍流气流强度曲线；该图表示在缝翼处制成的恒定半径截面。
参考图1，如下示意性地表示和限定了一种飞行器100的涡轮喷气发动机10：
吊舱12用作多种部件的外壳，所述多种部件包括在前部(图1左侧)的上游风扇14(AM)。
风扇14的下游，气流(图4中以38局部地图示)由环形壁160的分离缝翼16分流成主气流和次级气流。当在进气导叶24IGV(也称为第一叶片)处进入低压压气机22时，该主气流流经内部环形气道或主喷口18。次级气流由分离缝翼16被转移到外部环形气道20(次级喷口)内，朝出口导叶26OGV(也称为次级叶片)，然后朝发动机出口。
在图2中，我们可以更精确地看到分离缝翼16的前部件161，其包括位于最上游的前缘164，并且在所述前缘164处分离缝翼16的外壁162与分离缝翼16的内壁163相交，上壁162形成次级喷口20的内壳。
在本文中，轴向是指沿或平行于涡轮发动机的相关部件的旋转纵轴(X)延伸的任何事物，该轴原则上是涡轮发动机的主旋转轴。径向(轴Z)和周向的任何事物都分别相对于X轴径向地延伸并且环绕X轴延伸。关于X轴径向的所有物体都在内部和在外部。因此，内壁163是分离缝翼16的径向内壁。此外，对上游和下游的任何参考都应结合所考虑的涡轮发动机(的部件)中的气流来考虑：这些气体进入上游并在下游排出，通常平行于前述的纵旋转轴循环。
此外，已经参考具有如上限定的X轴的常规正交参考标记X-Y-Z限定了附图以及与其相关的描述。
分离缝翼16为中空的：壁162的外表面用作接收次级流的外环形气道20的径向内边界，而壁163的内表面用作接收主流的内环形气道18的径向外边界。
分离缝翼16的下壁163形成低压压气机22的外壳。
尽管出口26 IGV 24下游与分离缝翼16的前缘164的轴向偏移(X)小于OGV 26与相同前缘164的轴向偏移(X)，但是与分离缝翼16的前缘164直接相邻的前部件161的部分很明显。
对于通过限制由该区域产生的噪声的空气声学管理的诱导效应，因此可以预测，该前缘164具有一种具有连续的齿30和凹陷32的轮廓28。
为了减少沿锯齿28轮廓前缘的噪声源之间的相关性，已经提议考虑三个锯齿准则的部分或全部，所述锯齿尤其可以是正弦或三角形，如图所示。
第一准则：全湍流尺度。
已经提出根据湍流的积分标度评估锯齿的波长λ和振幅h。
更准确地，我们将考虑锯齿轮廓28具有起伏，所述起伏限定：
-沿前缘164的伸长方向(L)(图2-3)，一种本身重复的初等几何形状，两个连续的初等几何形状的两个等同(或准等同的，当两个连续齿在几何形状上具有+/-15％的很小变型时)起伏，例如图5-6的34、36，沿所述方向L在它们之间具有沿该方向的距离λ(单位为m)，以及
--垂直于该方向L的最大振幅h(单位为m)。
如图5所示在初等几何形状具有几个，优选地两个起伏(两个不同齿30和两个不同凹陷32)的假设下，最大振幅h被限定为沿X轴在齿30的顶部(如果存在的话，最突出的)和凹陷32底部(如果存在的话，最深的)之间的最大距离，在这种情况下具有：λ＝λ1+λ2。
根据该第一准则，在以下公式中：
Figure BDA0002635466300000071
根据以下关系选择被确定尺寸的最大振幅h：
Figure BDA0002635466300000072
到40％以内，
(*)具有：
--u'i(单位为m/s)是沿方向i并且在风扇14和导叶IGV 24之间的气流速度，
--r是沿k方向在风扇尾流中的两个点之间的距离(单位为m)，以及
-
Figure BDA0002635466300000073
其为沿涡轮发动机总轴(图2)的方向或轮廓的弦40(图3)由风扇14产生的气流38(图4)的积分标度。
(*)：为了了解更多详情或解释，请参考公式(5)以及在AIAA会议论文“WavyLeading Edge Airfoils Interacting having Anisotropic Turbulence(波浪形前缘翼面相互作用，具有各向异性湍流)”，AIAA 2017-3370；page 4/16中公开的其相关数据。
它规定：u'i表示所述气流速度的第n个分量，r是沿第k个方向的两点之间的距离，ek是沿第k个方向的单位向量，并且<·>是集合平均算符。
因此，
Figure BDA0002635466300000074
是所述速度沿第k个空间方向的第n个和第j个分量的积分长度标度。
使用这些限定，用于优化轮廓28的宽带噪声的锯齿尺寸应满足：
Figure BDA0002635466300000075
以及/>
Figure BDA0002635466300000076
式中，
Figure BDA0002635466300000081
和/>
Figure BDA0002635466300000082
将分别是沿翼面弦40(因此基本沿所述总轴)的方向和前缘164延伸方向L的湍流气流38的积分标度(参见图5-8和13)。
在存在各向同性湍流气流的情况下，这些值用于优化由缝翼16产生的宽带噪声的降低。
然而，这可被认为不是风扇14的气流或尾流38的情况，当风扇14运行时，所述气流或尾流事实上并不是各向同性地湍流。
因此，单独或结合地具有第一准则，可以确定将以下第二准则应用于有利地适于缝翼(如164)的操作特性。
第二准则：降低具有最大声辐射的凹陷。
因此已经提议减少同时由各不相同的尾流38冲击的前缘164凹陷32的数量。图13因此允许我们观察到气流38的强度(或速率)I的最大水平(区域Im)处于风扇14的每个叶片140的尾流中。这些最大水平与缝翼16的声辐射振幅直接地相关。
为了减少凹陷32的数量，首先提议对锯齿轮廓前缘164的设计和构造施加额外条件，以防止风扇叶片140的单一尾流基本同时地冲击两个周向连续的凹陷32。
该条件由λ>e给出，其中e对应于近似地连续的由叶片140下游风扇产生的尾流-气流38的宽度(参见图13)。在面对缝翼16的前缘164的该叶片尾流中，在发现最大湍流动能的一半K_max的点处计算该局部尾流宽度，如图12所示。可根据试验数据或根据准则
Figure BDA0002635466300000083
评估e值到40％以内。湍流的积分标度也可以根据计算流体力学(CFD)计算来评估。
其次，提议另外应用另一条件来考虑在两个周向连续的风扇叶片140之间的间距或距离d；参见图13，其中距离d被限定为在两个连续风扇叶片的两个后缘之间的距离。其目的是避免由于几个风扇叶片140的尾流同时冲击而产生的几个凹陷32的最大声辐射。如果叶片的数量等于辐射最大噪声的凹陷的数量，则降噪应该不怎么有效。
因此，对于两个连续齿30之间的周期性或间距，即对于所述距离(λ)，作为另一条件已经提议：
e<λ≤d-e其中d/λ≠1,2,3,…，因此具有：
-e，其为在叶片140下游由风扇产生的湍流气流38(在技术词汇中称为“风扇尾流”)的宽度(单位为m)，在所产生气流的相应部分中发现了最大湍流动能的一半K_max的点处计算所述宽度，优选地所产生气流面对(或接近)缝翼前缘，参见图13；能够根据准则
Figure BDA0002635466300000091
评估e到40％以内(参见以上的通用公式)，以及
-d是在两个周向连续的风扇叶片140，优选地在缝翼前缘(或附近)之间的间距(单位为m)，参见图13。
在最接近缝翼前缘的点处将有利地计算准则“e”。
第三准则：相对于IGV定位凹陷。
通常，流体38将在齿30的顶部旁通前缘164，并在凹陷32的底部附近加速；参见图9-11所示的流体线。
因此，代替或补充上述全部或部分条件，提议对具有锯齿轮廓的前缘164的设计和构造施加另一条件，即锯齿轮廓前缘164的长度(方向L；因此这里为外周)在的齿数30、凹陷32，或初等几何形状的重复周期(参见图5-8的λ)在40％以内等于第一IGV导叶24的数量。
如图9-11所示，如果前缘164处的IGV 24和齿30的数量处于上述比例，则将IGV 24放置在具有齿30的空气动力学对准中也将很有利。
因此，为了防止明显的湍流区域冲击壳体区域中IGV的前缘，提议在X轴周围，锯齿轮廓28的至少某些凹陷32与IGV 24的角位置有角度地偏移(周向地)，使得这些凹陷32插入在两个第一周向连续的IGV 24之间，如图9-11所示。
在这些图中，IGV 24甚至被轴向地(X)放置在连续的齿30中；更准确地，每个IGV24都已沿X轴基本对准地放置，其具有齿顶30，所述齿顶在上游在所述IGV 24之前。
在图9中，该对准平行于总轴X。并且每个都具有顶部31的齿30在那里分别相对于X轴的平行线对称，该平行线穿过所考虑的齿30的顶部31(例如，参见平行线X1)。
在图10-11中，IGV 24相对于X轴在X-Y平面中倾斜；角度β。因此，齿30可以环绕该X轴以与共同IGV 24相同的角度β和沿相同方向，周向地倾斜。替代地，考虑到风扇14旋转的影响(参见图2示例中的箭头)，这些齿可沿风扇下游的流动方向倾斜(如图10-11所示，其可以形成具有X轴的角α)。
根据所进行试验的初始结果，一种在15°和60°之间的角α和/或β可能很合适。因此，这不构成限制。
因此，IGV 24(的前缘)和齿30(的前缘)实际上通常都面对气流38，所述气流38的整体倾斜定向U是遵循X的其分量Ux和遵循Y的其分量Uy的合成，考虑到风扇14的约定旋转方向(箭头S)。
此外，齿30相对于总轴X的平行线(参见图10-11中的X'1和X'2)分别轴向地非对称，所述平行线再次穿过所讨论齿的顶部31。
这些位置的目的可被认为是双重的。首先，这是为了避免在凹陷32和IGV的前缘25中产生的加速流和湍流之间的相互作用(图9-11)。这可能显著地增加低压压气机22的噪声。其次，该技术方案可用于优化该低压压气机22的进气口并减少任何空气动力学损失。
如图10-11所示，这些第一导叶/IGV 24可分别显示一条沿其弦的平均弧度线240，以解释风扇14旋转的影响。
在所示的示例中，上表面241面对正Y方向，下表面在相反侧上。
在这些条件下，并且为了限制风扇14在下游因此产生的旋转气流对IGV 24的声学冲击，如图10-11所示，还提议齿30环绕所述总轴X，整体地沿IGV 24的所述平均弧度线240的切线42的方向，在其前缘25处周向地被定向，从而在主脉壳体附近改进冲击IGV的相对流的发生率，并且因此限制在脱胶和/或IGV栅格性能损失方面的潜在负面影响。所谓“总体”，我们指的是等同角度，在40％以内。如图10-11所示，所述切线可形成一种沿流动方向与本身向下游引导的涡轮发动机的总轴(X)方向成锐角的非零角度。
系统地，沿总轴X，齿30被定位在IGV 24的前缘2上游，如图中可以看出。
然而，为了增加齿的尺寸，这可能有助于降低噪声，已经提议的是，仍沿X轴的该方向，锯齿轮廓28的凹陷32底部320对于其中某些至少属于与所述X轴横向的第一表面，所述第一表面在图10中标记为Y1并且在图11中标记为Y2，所述第一表面与也和X轴横向的第二表面相比被定位在更上游(AM)或下游(AV；图11)，或者被定位在偏移更上游(AM)或下游(AV；图11)，所述第二表面在图10中标记为Y'1并且在图12中标记为Y'2，IGV 24的至少某些前缘25属于所述第二表面。尽管有图示，但这是一种独立于齿30的顶部和凹陷32的底部320形状的先验。更上游的定位也将是可能的，其具有可与上述情况相比较的效果。
在这方面，锯齿轮廓28的齿30和凹陷32将分别具有起伏形状，所述起伏形状具有圆形(图10)或尖锐(图11)顶部，以帮助减少由风扇叶片产生的气流冲击噪声，并且在起伏的情况下降低局部的应力集中。
至于这些齿30和凹陷32的侧壁(图11中标记为300)的形状，它们可能分别并且局部地平直(图11)，表示另一种潜在有效的制造工艺。这可能会在沿前缘的噪声源之间引入某些去相关或相移。

Claims (7)

1.具有前置风扇(14)的涡轮发动机，其中气流从上游到下游循环，所述涡轮发动机具有总轴(X)，前置风扇可绕所述总轴(X)旋转，所述前置风扇当旋转时在下游产生尾流，所述涡轮发动机包括：
-用于将风扇(14)下游的气流(38)分为主流和次级流的具有缝翼(16)的环形分流壁(160)，所述缝翼(16)具有前缘，
-用于引导主流(Fp)的第一导叶(24，IGV)，
-用于引导次级流(Fs)的第二导叶(OGV 26)，
其特征在于，所述环形分流壁(160)的缝翼(16)前缘具有锯齿轮廓(28)，所述锯齿轮廓(28)具有连续的齿(30)和起伏的凹陷(32)：
-所述锯齿限定了：
--沿前缘的伸长方向(L)，一种重复的几何形状，沿所述方向(L)的两个连续几何形状(34、36)的两个等同起伏，沿所述方向在它们之间具有距离λ，以及
--垂直于所述方向(L)的最大振幅h，所述前缘沿所述方向(L)具有长度，以及
-所述锯齿满足至少一个以下准则a)、b)、c)：
a)在以下公式中：
Figure QLYQS_1
根据以下关系确定最大振幅h的尺寸，并且所述尺寸浮动40％：
Figure QLYQS_2
其中：
其中，下标i，j，k分别对应于它们等于1时总轴(X)方向，并且它们等于2时周向方向(Y)；
Figure QLYQS_3
其为沿所述锯齿轮廓的弦(40)的方向或平行于所述涡轮发动机的总轴(X)，由前置风扇(14)产生的气流(38)的湍流积分尺度：
--u'i和u'j，其为在前置风扇(14)和第一导叶(24，IGV)之间分别沿方向i和j的气流的速度，
--x是沿着总轴(X)的轴向位置，
--r，其为沿方向k在前置风扇(14)的尾流中两个点之间的距离，
--ek是方向k的单位矢量，
b)所述距离λ符合以下关系：
e<λ≤d-e其中d/λ≠1,2,3,…,具有：
--e，其为在所述前置风扇(14)的叶片(140)之一的尾流中由前置风扇产生的气流的宽度，以及
--d，其为在前置风扇(14)的两个周向连续的叶片(140)之间的间距，其中，在所述尾流中产生的最大湍流动能K_max的一半被发现的点，计算所述宽度e，根据准则
Figure QLYQS_4
评估e，浮动40％；
其中，
Figure QLYQS_5
是沿前缘(164)延伸方向(L)由风扇(14)所产生的气流(38)的湍流积分尺度；
c)沿所述前缘长度的几何形状的齿(30)的数量、凹陷(32)的数量或重复周期的数量等于第一导叶(24，IGV)的数量，并且所述数量浮动40％。
2.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其中：
-第一导叶(24，IGV)具有相对于总轴(X)的角度β位置，并且
-环绕所述总轴(X)，所述锯齿轮廓(28)的所述凹陷(32)中的至少一些相对于所述第一导叶(24，IGV)的角度β位置有角度地偏移，使得所述凹陷(32)中的至少一些有角度地插入在两个周向连续的所述第一导叶(24，IGV))之间。
3.根据权利要求1任一项所述的涡轮发动机，其中：
-所述前置风扇(14)适于环绕所述总轴(X)以预定方向旋转，使得所述风扇下游的气流(38)相对于所述总轴(X)以一定角度α倾斜地定向，并且
-所述齿(30)环绕所述总轴(X)朝所述前置风扇(14)下游气流的倾斜方向周向地倾斜，从而面对所述气流。
4.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其中：
-第一导叶(24，IGV)分别具有弧度线(240)和前缘(25)，以及
-所述齿(30)周向地环绕所述总轴(X)并且分别沿通过前缘(25)的所述第一导叶(24，IGV)的弧度线(240)的切线(42)方向被定向，所述切线相对于所述涡轮发动机的总轴(X)方向形成一种非零的角度β。
5.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其中：
-所述锯齿轮廓(28)的凹陷(32)具有底部，并且
-沿所述总轴(X)的方向，凹陷(32)的至少某些底部属于第一表面(Y1、Y2)，所述第一表面(Y1、Y2)横向于所述总轴(X)，以及与第二表面(Y'1、Y'2)相比，被定位在更上游(AM)或下游(AV)，所述第二表面(Y'1、Y'2)横向于所述总轴(X)，并且所述第二表面(Y'1、Y'2)包括所述第一导叶(24，IGV)的前缘(25)中的至少一些。
6.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其中，所述锯齿轮廓的齿(30)和凹陷(32)分别具有波形形状，所述波形形状具有圆形或尖锐的顶部(31)。
7.根据权利要求1至6任一项所述的涡轮发动机，其特征在于，所述涡轮发动机用于推动飞行器(100)。
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