燃气涡轮发动机及其操作方法与流程

本主题总体上涉及燃气涡轮发动机。

背景技术：

燃气涡轮发动机大体上包括布置成彼此流动连通的风扇和核心。另外，燃气涡轮发动机的核心大体上包括呈串流次序的压缩机部段、燃烧部段、涡轮部段和排气部段。在操作中，空气从风扇提供到压缩机部段的入口，在所述压缩机部段，一个或多个轴向压缩机渐进地压缩空气，直到空气到达燃烧部段为止。燃料利用燃烧部段内的一个或多个燃料喷嘴与压缩空气混合并燃烧以提供燃烧气体。燃烧气体从燃烧部段被传送到涡轮部段。燃烧气体流动通过涡轮部段对涡轮部段进行驱动且接着被传送通过排气部段例如到大气。

典型的燃气涡轮发动机包括涡轮部段内的驱动涡轮，其被构造为驱动例如压缩机部段的低压压缩机和风扇。为了更有效地操作燃气涡轮发动机，期望以相对高的旋转速度操作驱动涡轮。然而，风扇以相对较高的旋转速度旋转会导致效率低下，例如由风扇的风扇轮叶上的气流的冲击损失和流动分离导致的效率低下。

因此，已经开发了具有减速齿轮箱的某些燃气涡轮发动机，其允许风扇旋转比驱动涡轮慢。然而，某些齿轮箱可能会增加燃气涡轮发动机的复杂性、重量和费用。因此，构造成允许驱动涡轮以相对较高且有效的旋转速度操作同时最小化风扇的相应低效率的燃气涡轮发动机将是有用的。

技术实现要素：

本申请的各方面和优势将部分地在以下描述中阐述，或可从所述描述显而易见，或可通过本申请的实施而得知。

在本公开的一个示例性实施例中，提供一种燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机限定轴向方向和径向方向。燃气涡轮发动机包括涡轮机和可由涡轮机旋转的风扇。风扇包括多个风扇轮叶。燃气涡轮发动机还包括外部机舱，所述外部机舱围绕所述多个风扇轮叶并且限定机舱入口，所述外部机舱包括内壁，所述内壁限定了沿着轴向方向位于所述机舱入口的后方以及所述风扇的多个风扇轮叶的前方的多个开口，以在所述风扇的多个风扇轮叶的上游相对于径向方向以大于零的旋流角度提供旋流气流。

在一些示例性实施例中，所述燃气涡轮发动机还包括空气管，所述空气管在入口和出口之间延伸，其中所述空气管的出口与由所述外部机舱的内壁限定的一个或多个开口气流连通。例如，在一些示例性实施例中，所述空气管的入口与高压空气源气流连通。例如，在一些示例性实施例中，所述燃气涡轮发动机还包括空气压缩机，其中所述空气压缩机与所述空气管气流连通。

在一些示例性实施例中，所述燃气涡轮发动机还包括多个气流喷嘴，每个气流喷嘴定位在由所述外部机舱的内壁限定的开口之一处。例如，在一些示例性实施例中，所述多个气流喷嘴与所述外部机舱的内壁分开地形成并且附接到所述外部机舱的内壁。例如，在一些示例性实施例中，所述多个气流喷嘴中的每一个都限定气流方向，所述气流方向等于所述旋流角度。例如，在一些示例性实施例中，所述旋流角度在五度至三十五度之间。

在一些示例性实施例中，所述涡轮机包括驱动涡轮，其中所述风扇机械地联接到所述驱动涡轮并能够与所述驱动涡轮一起旋转，使得所述风扇能够通过所述驱动涡轮以与所述驱动涡轮相同的旋转速度旋转。例如，在某些示例性实施例中，所述风扇在所述燃气涡轮发动机以额定速度操作期间限定小于1.5的风扇压力比和大于1,250英尺/秒的风扇末端速度。

在一些示例性实施例中，所述燃气涡轮发动机还包括气流输送系统，所述气流输送系统、所述外部机舱或这两者限定增压室，所述增压室沿着所述燃气涡轮发动机的圆周方向在所述外部机舱内延伸，所述增压室向所述多个开口提供所述旋流气流。

例如，在一些示例性实施例中，所述气流输送系统还包括至少部分地定位在所述增压室内的多个旋流特征结构。例如，在一些示例性实施例中，所述多个旋流特征结构是多个翼型件。例如，在一些示例性实施例中，所述多个翼型件每个都限定在后缘处的参考线，所述参考线限定所述旋流角度。

在本公开的示例性方面中，提供了一种操作直接驱动燃气涡轮发动机的方法，该直接驱动燃气涡轮发动机包括涡轮机、风扇部段和外部机舱。所述涡轮机包括驱动涡轮，所述风扇部段包括风扇，并且所述外部机舱限定入口。所述方法包括利用所述涡轮机的驱动涡轮使所述燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得所述风扇以与所述驱动涡轮相同的旋转速度旋转。所述方法还包括在所述风扇部段的风扇的前方位置处通过所述外部机舱的内壁以旋流角度提供旋流气流，以预旋流通过所述外部机舱的入口接收的大量气流。

在一些示例性方面中，以旋流角度提供旋流气流包括通过由所述外部机舱的内壁限定的多个开口提供所述旋流气流。

在一些示例性方面中，所述旋流角度相对于所述燃气涡轮发动机的径向方向在大约五度至大约三十五度之间。

在一些示例性方面中，所述方法还包括从高压空气源接收所述旋流气流，以及在所述风扇部段的风扇的前方位置处将从所述高压空气源接收到的旋流气流传送到定位在所述外部机舱的内壁处的多个气流喷嘴。

在一些示例性方面中，利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转包括使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇的风扇轮叶限定大于约1,250英尺/秒的风扇末端速度。

在一些示例性方面中，利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转包括使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇限定小于1.5的风扇压力比。

本申请技术方案1公开了一种限定轴向方向和径向方向的燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括：涡轮机；风扇，所述风扇能够由所述涡轮机旋转，所述风扇包括多个风扇轮叶；和外部机舱，所述外部机舱围绕所述多个风扇轮叶并且限定机舱入口，所述外部机舱包括内壁，所述内壁限定沿着所述轴向方向位于所述机舱入口的后方以及所述风扇的多个风扇轮叶的前方的多个开口，以在所述风扇的多个风扇轮叶的上游相对于所述径向方向以大于零的旋流角度提供旋流气流。

本申请技术方案2根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其还包括：空气管，所述空气管在入口和出口之间延伸，其中所述空气管的出口与由所述外部机舱的内壁限定的一个或多个开口气流连通。

本申请技术方案3根据权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其中所述空气管的入口与高压空气源气流连通。

本申请技术方案4根据权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其还包括：空气压缩机，其中所述空气压缩机与所述空气管气流连通。

本申请技术方案5根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其还包括：多个气流喷嘴，每个气流喷嘴定位在由所述外部机舱的内壁限定的开口之一处。

本申请技术方案6根据权利要求5所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个气流喷嘴与所述外部机舱的内壁分开地形成并且附接到所述外部机舱的内壁。

本申请技术方案7根据权利要求5所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个气流喷嘴中的每一个都限定气流方向，所述气流方向等于所述旋流角度。

本申请技术方案8根据权利要求7所述的燃气涡轮发动机，其中所述旋流角度在五度至三十五度之间。

本申请技术方案9根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中所述涡轮机包括驱动涡轮，其中所述风扇机械地联接到所述驱动涡轮并能够与所述驱动涡轮一起旋转，使得所述风扇能够通过所述驱动涡轮以与所述驱动涡轮相同的旋转速度旋转。

本申请技术方案10根据权利要求9所述的燃气涡轮发动机，其中所述风扇在所述燃气涡轮发动机以额定速度操作期间限定小于1.5的风扇压力比和大于1,250英尺/秒的风扇末端速度。

本申请技术方案11根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其还包括：气流输送系统，所述气流输送系统、所述外部机舱或这两者限定增压室，所述增压室沿着所述燃气涡轮发动机的圆周方向在所述外部机舱内延伸，所述增压室向所述多个开口提供所述旋流气流。

本申请技术方案12根据权利要求11所述的燃气涡轮发动机，其中所述气流输送系统还包括至少部分地定位在所述增压室内的多个旋流特征结构。

本申请技术方案13根据权利要求12所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个旋流特征结构是多个翼型件。

本申请技术方案14根据权利要求13所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个翼型件每个都限定在后缘处的参考线，所述参考线限定所述旋流角度。

本申请技术方案15公开了一种操作直接驱动燃气涡轮发动机的方法，所述直接驱动燃气涡轮发动机包括涡轮机、风扇部段和外部机舱，所述涡轮机包括驱动涡轮，所述风扇部段包括风扇，所述外部机舱限定入口，所述方法包括：利用所述涡轮机的驱动涡轮使所述燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得所述风扇以与所述驱动涡轮相同的旋转速度旋转；以及在所述风扇部段的风扇的前方位置处通过所述外部机舱的内壁以旋流角度提供旋流气流，以预旋流通过所述外部机舱的入口接收的大量气流。

本申请技术方案16根据权利要求15所述的方法，其中以旋流角度提供旋流气流包括通过由所述外部机舱的内壁限定的多个开口提供所述旋流气流。

本申请技术方案17根据权利要求15所述的方法，其中所述旋流角度相对于所述燃气涡轮发动机的径向方向在大约五度至大约三十五度之间。

本申请技术方案18根据权利要求15所述的方法，其还包括：从高压空气源接收旋流气流；以及在所述风扇部段的风扇的前方位置处将从所述高压空气源接收到的旋流气流传送到定位在所述外部机舱的内壁处的多个气流喷嘴。

本申请技术方案19根据权利要求15所述的方法，其中利用所述驱动涡轮使所述燃气涡轮发动机的风扇旋转包括使所述燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得所述风扇的风扇轮叶限定大于1,250英尺/秒的风扇末端速度。

本申请技术方案20根据权利要求15所述的方法，其中利用所述驱动涡轮使所述燃气涡轮发动机的风扇旋转包括使所述燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得所述风扇限定小于1.5的风扇压力比。

参考以下描述和所附权利要求书，本申请的这些和其它特征、方面及优点将变得更好理解。并入于本说明书中且构成本说明书的一部分的附图说明本申请的实施例，且连同所述描述一起用于解释本申请的原理。

附图说明

本说明书中针对所属领域的技术人员来阐述本申请的完整且启发性公开内容，包括其最佳模式，本说明书参考了附图，其中：

图1是根据本主题的各种实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意性横截面图。

图2是图1的示例性燃气涡轮发动机的前端的近视示意性横截面图。

图3是沿着图1的燃气涡轮发动机的轴向方向的图1的示例性燃气涡轮发动机的入口的示意图。

图4是根据本公开的另一个示例性实施例的燃气涡轮发动机的入口的示意图；

图5是图1的示例性燃气涡轮发动机的部分翼展入口引导叶片的横截面图，其沿着部分翼展入口引导叶片的翼展处于第一位置。

图6是图1的示例性燃气涡轮发动机的部分翼展入口引导叶片的横截面图，其沿着部分翼展入口引导叶片的翼展处于第二位置处。

图7是根据本公开的再一示例性实施例的燃气涡轮发动机的前端的近视示意性横截面图。

图8是根据本公开的又一示例性实施例的燃气涡轮发动机的前端的近视示意性横截面图。

图9是沿着图7的线21-21看的图7的示例性燃气涡轮发动机的外部机舱的示意性横截面图。

图10是图9的示例性涡轮发动机的气流喷嘴的近视图。

图11是根据本公开的另一个示例性实施例的气流喷嘴的近视图。

图12是根据本公开的又一个示例性实施例的气流喷嘴的近视图。

图13是图10的示例性气流喷嘴的近视横截面图。

图14是根据本公开的另一个示例性实施例的燃气涡轮发动机的外部机舱和气流分配系统的一部分的示意性横截面图。

图15是根据本公开的示例性实施例的示例性气流分配系统的多个旋流特征结构的透视图。

图16是根据本公开的示例性方面的描绘用于操作燃气涡轮发动机的方法的流程图。

图17是根据本公开的另一个示例性方面的描绘用于操作燃气涡轮发动机的方法的流程图。

具体实施方式

现将详细参考本申请的当前实施例，其一个或多个实例图示于附图中。详细描述中使用数字和字母标记来指代图式中的特征。已在图式和描述中使用相同或类似的标记来指代本申请的相同或类似部分。

如本文中所使用，术语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用以区分一个部件与另一部件，且并不在于表示个别部件的位置或重要性。

词语“前”和“后”是指燃气涡轮发动机内的相对位置，其中前是指更接近发动机入口的位置，而后是指更接近发动机喷嘴或排气口的位置。

术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。举例来说，“上游”是指流体从其流出的方向，而“下游”是指流体流到的方向。

除非上下文明确地另外指明，否则单数形式“一”和“所述”包括复数指代物。

如在整个说明书和权利要求书中所用的近似语言用于修饰任何定量表示，这些定量表示可容许变化而不会导致其相关的基本功能变化。因此，由例如“约”、“大约”和“基本上”的一个或多个术语修饰的值不限于指定的确切值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度，或者用于构建或制造组件和/或系统的方法或机器的精度。例如，在某些语境中，近似语言可能指的是在10％的余量内。

在这里以及整个说明书和权利要求书中，范围限制可组合和互换，使得识别的范围包括其中所含的全部子范围，除非上下文或语言作出其它表示。

现在参考附图，其中相同的数字贯穿附图指示相同的元件，图1是根据本公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。更具体地说，对于图1的实施例，燃气涡轮发动机为高旁路涡扇喷气发动机10，其在本文中被称为“涡扇发动机10”。如图1中所示，涡扇发动机10限定轴向方向a(平行于为了参考而提供的纵向中心线12延伸)、径向方向r和圆周方向c(即，围绕轴向方向a延伸的方向；参看例如图3)。一般来说，涡扇10包括风扇部段14和设置在风扇部段14下游的涡轮机16。

所描绘的示例性涡轮机16总体上包括大致管状的外部壳体18，所述外部壳体18限定环形入口20。外部壳体18以串流关系包覆：压缩机部段，其包括增压器或低压(lp)压缩机22和高压(hp)压缩机24；燃烧部段26；涡轮部段，其包括高压(hp)涡轮28和低压(lp)涡轮30；以及喷气排气喷嘴部段32。高压(hp)轴或转轴34将hp涡轮28传动地连接到hp压缩机24。低压(lp)轴或转轴36将lp涡轮30传动地连接到lp压缩机22。lp涡轮30也可以被称为“驱动涡轮”。

对于所描绘的实施例，风扇部段14包括变距风扇38，所述变距风扇38具有以间隔开的方式联接到盘42的多个风扇轮叶40。更具体地，对于所描绘的实施例，风扇部段14包括单级风扇38，该单级风扇容纳单级风扇轮叶40。如所描绘的，风扇轮叶40大体上沿着径向方向r从盘42向外延伸。每个风扇轮叶40能够围绕间距轴线p相对于盘42旋转，原因是风扇轮叶40可操作地联接到合适的致动构件44，所述致动构件44被构造成联合地共同改变风扇轮叶40的间距。风扇38机械地联接到lp涡轮30或驱动涡轮并能够与之一起旋转。更具体地，风扇轮叶40、盘42和致动构件44能够一起通过lp轴36以“直接驱动”构造围绕纵向轴线12旋转。因此，风扇38以使得风扇38能够通过lp涡轮30以与lp涡轮30相同的旋转速度旋转的方式与lp涡轮30联接。

此外，可以理解，风扇38限定风扇压力比，并且多个风扇轮叶40各自限定风扇末端速度。如将在下面更详细地描述的，所描绘的示例性涡扇发动机10在涡扇发动机以额定速度操作期间限定相对高的风扇末端速度和相对低的风扇压力比。如本文所使用的，“风扇压力比”是指在风扇38操作期间紧接所述多个风扇轮叶40的下游处的压力与在风扇38操作期间紧接所述多个风扇轮叶40的上游处的压力的比率。同样如本文所使用的，由多个风扇轮叶40限定的“风扇末端速度”是指在风扇38的操作期间风扇轮叶40的外部末端沿着径向方向r的线性速度。此外，仍然如本文所使用的，术语“额定速度”是指涡扇发动机10产生最大功率量的涡扇发动机10的最大操作速度。

仍然参考图1的示例性实施例，盘42由可旋转的前毂48覆盖，前毂具有空气动力学轮廓以促进气流通过所述多个风扇轮叶40。另外，示例性风扇部段14包括圆周包围所述风扇38的多个风扇轮叶40和/或涡轮机16的至少一部分的环形风扇壳体或外部机舱50。更具体地，机舱50包括内壁52，并且机舱50的内壁52的下游部段54在涡轮机16的外部部分上方延伸，以便在其间限定旁路气流通道56。另外，对于所描绘的实施例，机舱50相对于涡轮机16由多个沿圆周间隔开的出口引导叶片55支撑。

在涡扇发动机10的操作期间，一定体积的空气58通过机舱50的相关联入口60和/或风扇部段14进入涡扇10。当所述体积的空气58横穿风扇轮叶40时，如由箭头62指示的空气58的第一部分被引导或传送到旁通气流通道56中，且如由箭头64指示的空气58的第二部分被引导或传送到lp压缩机22中。空气的第一部分62与空气的第二部分64之间的比率通常被称为旁路比。对于所描绘的实施例，旁路比通常可以在大约7:1至大约20:1之间，例如在大约10:1至大约18:1之间。在空气的第二部分64被传送通过高压(hp)压缩机24并进入燃烧部段26时，空气的第二部分64的压力接着增加，在燃烧部段26处，空气与燃料混合并燃烧以提供燃烧气体66。

燃烧气体66被传送通过hp涡轮28，在hp涡轮28处，经由联接到外部壳体18的hp涡轮定子轮叶68和联接到hp轴或转轴34的hp涡轮转子叶片70的顺序级提取来自燃烧气体66的热能和/或动能的一部分，因此导致hp轴或转轴34旋转，从而支持hp压缩机24的操作。燃烧气体66接着被传送通过lp涡轮30，在lp涡轮30处，经由联接到外部壳体18的lp涡轮定子轮叶72和联接到lp轴或转轴36的lp涡轮转子叶片74的顺序级从燃烧气体66提取热能和动能的第二部分，由此导致lp轴或转轴36旋转，从而支持lp压缩机22的操作和/或风扇38的旋转。

燃烧气体66随后被传送通过涡轮机16的喷气排气喷嘴部段32以提供推进力。同时，当空气的第一部分62在从涡扇10的风扇喷嘴排气部段76排出之前被传送通过旁路气流通道56时，空气的第一部分62的压力大幅度增大，从而也提供推进力。hp涡轮28、lp涡轮30和喷气排气喷嘴部段32至少部分地限定热气体路径78，以用于将燃烧气体66传送通过涡轮机16。

然而，应了解，图1中所示的和以上所述的示例性涡扇发动机10仅仅是示例性的，并且在其它示例性实施例中，涡扇发动机10可以具有任何其它合适的构造。例如，在其它示例性实施例中，涡轮机16可包括任何其它合适数目的压缩机、涡轮和/或轴或转轴。另外，涡扇发动机10可以不包括这里描述的每个特征，或者作为另外一种选择，可以包括这里没有描述的一个或多个特征。例如，在其它示例性实施例中，风扇38可以不是变距风扇。另外，虽然被描述为“涡扇”燃气涡轮发动机，但在其它实施例中，燃气涡轮发动机可以替代地构造为任何其它合适的管道燃气涡轮发动机。

仍然参考图1且如前所述，图1所描绘的示例性涡扇发动机10被构造为直接驱动涡扇发动机10。为了提高涡轮机16的效率，lp涡轮30构造成以相对高的旋转速度旋转。考虑到直接驱动构造，这也导致风扇38的多个风扇轮叶40以相对高的旋转速度旋转。例如，在涡扇发动机10以额定速度操作期间，多个风扇轮叶40中的每个风扇轮叶的风扇末端速度大于1,250英尺/秒。例如，在某些示例性实施例中，在涡扇发动机10以额定速度操作期间，多个风扇轮叶40中的每个风扇轮叶的风扇末端速度可大于约1,350英尺/秒，例如大于约1,450英尺/秒，大于约1,550英尺/秒，例如高达约2,200英尺/秒。

尽管具有相对较高的风扇末端速度，但是风扇38仍被设计成限定相对较低的风扇压力比。例如，在涡扇发动机10以额定速度操作期间，风扇38的风扇压力比小于1.5。例如，在涡扇发动机10以额定速度操作期间，风扇压力比可以在约1.15至约1.5之间，例如在约1.25至约1.4之间。

如将理解的那样，以这种方式操作直接驱动涡扇发动机10通常可能导致风扇38由于冲击损失和风扇轮叶40上方的气流的流动分离(尤其在风扇38的多个风扇轮叶40的径向外部末端处)而导致的效率损失。因此，如下面将更详细描述的那样，涡扇发动机10还可包括位于风扇38的多个风扇轮叶40上游的一个或多个入口预旋流特征结构，以偏移或最小化风扇38的这种效率损失。通过包括这种入口预旋流特征结构，由于例如lp涡轮30的旋转速度增加而导致的涡轮机16的效率增益超过上述识别的潜在效率损失。

现在还参考图2，提供了图1的示例性涡扇发动机10的涡轮机16的风扇部段14和前端的近视横截面图。如上所述，涡扇发动机10包括位于风扇38的多个风扇轮叶40的上游并且附接到或集成到机舱50中的入口预旋流特征结构。更具体地，对于图1和2的实施例，入口预旋流特征结构被构造为多个部分翼展入口引导叶片100。多个部分翼展入口引导叶片100均沿着轴向方向a在风扇38的多个风扇轮叶40的前方并且在机舱50的入口60的后方的位置处从外部机舱50(例如从外部机舱50的内壁52)悬置。更具体地，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个沿着径向方向r限定外端102，并且通过合适的连接装置(未示出)在径向外端102处附接至/连接至外部机舱50。例如，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个可以在外端104处螺栓连接至外部机舱50的内壁52，在外端102处焊接至外部机舱50的内壁52，或者以任何其它合适的方式在外端102处附接到外部机舱50。

此外，对于所描绘的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100大致沿着径向方向r从外端102延伸到内端104(即沿径向方向r的内端104)。此外，如将认识到的，对于所描绘的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个在相应的内端104处与相邻的部分翼展入口引导叶片100不连接(即，相邻的部分翼展入口引导叶片100在径向内端104处彼此不接触，并且在径向内端104处不包括任何中间连接构件，例如连接环、支柱等)。更具体地，对于所描绘的实施例，每个部分翼展入口引导叶片100完全通过在相应外端102处连接到外部机舱50而被支撑(并且不通过例如在沿着径向r的外端102的内侧的位置处在相邻的部分翼展入口引导叶片100之间延伸的任何结构)。如下面将要讨论的那样，这可以减少由部分翼展入口引导叶片100产生的湍流量。

此外，描绘的是，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个不完全在外部机舱50和例如涡扇发动机10的毂48之间延伸。更具体地，对于所描绘的实施例，多个入口引导叶片中的每一个沿着径向方向r限定igv翼展106，并且多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个进一步限定前缘108和后缘110。igv翼展106是指在部分翼展入口引导叶片100的前缘108处在部分翼展入口引导叶片100的外端102和内端104之间的沿着径向方向r的量度。类似地，可以理解的是，风扇38的多个风扇轮叶40限定了沿着径向方向r的风扇轮叶翼展112。更具体地，风扇38的多个风扇轮叶40中的每一个还限定了前缘114和后缘116，并且igv翼展106指的是在相应风扇轮叶40的前缘114处在风扇轮叶40的径向外部末端和基部之间的沿着径向方向r的量度。

对于所描绘的实施例，igv翼展106为风扇轮叶翼展112的至少大约百分之五并且最高达风扇轮叶翼展112的大约百分之五十五。例如，在某些示例性实施例中，igv翼展106可以在风扇轮叶翼展112的大约百分之十五至风扇轮叶翼展112的大约百分之四十五之间，例如在风扇轮叶翼展112的大约百分之三十至风扇轮叶翼展112的大约百分之四十之间。

现在还将参考图3，提供了图1和2的涡扇发动机10的入口60的轴向视图。如将认识到的，对于所描绘的实施例，涡扇发动机10的多个部分翼展入口引导叶片100包括相对大量的部分翼展入口引导叶片100。更具体地，对于所描绘的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100包括在大约二十个部分翼展入口引导叶片100至大约五十个部分翼展入口引导叶片100之间。更具体地，对于所描绘的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100包括在大约三十个部分翼展入口引导叶片100至大约四十五个部分翼展入口引导叶片100之间，并且更具体地，所示实施例还包括三十二个部分翼展入口引导叶片100。另外，对于所描绘的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个沿着圆周方向c基本上均匀地间隔开。更具体地，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个与相邻的部分翼展入口引导叶片100限定了圆周间距118，其中每个相邻的部分翼展入口引导叶片100之间的圆周间距118基本相等。

虽然未示出，但在某些示例性实施例中，部分翼展入口引导叶片100的数量可以基本上等于涡扇发动机10的风扇38的风扇轮叶40的数量。然而，在其它实施例中，部分翼展入口引导叶片100的数量可以大于涡扇发动机10的风扇38的风扇轮叶40的数量，或者作为另外一种选择可以小于涡扇发动机10的风扇38的风扇轮叶40的数量。

此外，应该认识到，在其它示例性实施例中，涡扇发动机10可以包括任何其它合适数量的部分翼展入口引导叶片100和/或部分翼展入口引导叶片100的圆周间距118。例如，现在简单参考图4，提供了根据本公开的另一示例性实施例的涡扇发动机10的入口60的轴向视图。对于图4的实施例，涡扇发动机10包括少于二十个的部分翼展入口引导叶片100。更具体地，对于图4的实施例，涡扇发动机10包括至少八个部分翼展入口引导叶片100，或者更具体地，确切地包括八个部分翼展入口引导叶片100。另外，对于图4的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100沿着圆周方向c没有基本均匀地间隔开。例如，多个部分翼展入口引导叶片100中的至少一些限定了第一圆周间距118a，而多个部分翼展入口引导叶片100中的其它部分翼展入口引导叶片限定了第二圆周间距118b。对于所描绘的实施例，第一圆周间距118a比第二圆周间距118b大至少约百分之二十，例如大至少约百分之二十五，例如大至少约百分之三十，例如大最多达约百分之两百。值得注意的是，如将在下面更详细描述的那样，圆周间距118指的是相邻的部分翼展入口引导叶片100之间的平均圆周间距。不均匀的圆周间距可以例如偏移部分翼展入口引导叶片100的上游的结构。

现在回头参考图2的实施例，可以理解的是，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个被构造成在风扇38的多个风扇轮叶40上游预旋流通过机舱50的入口60提供的气流58。如上面简要讨论的，在这样的气流58到达风扇38的多个风扇轮叶40之前预旋流通过机舱50的入口60提供的气流58可以减少分离损失和/或冲击损失，从而允许风扇38以上述相对较高的风扇末端速度操作，而效率损失较少。

例如，首先参考图5，提供了如图2中的线5-5所示的沿着部分翼展入口引导叶片100的翼展的一个部分翼展入口引导叶片100的横截面图。如图所示，部分翼展入口引导叶片100通常构造成翼型件，该翼型件具有压力侧120和相对的吸力侧122，并且沿着弧线124在前缘108和后缘110之间延伸。另外，部分翼展入口引导叶片100限定从前缘108直接延伸到后缘110的弦线126。弦线126限定具有通过机舱50的入口60的气流58的气流方向129的迎角128。值得注意的是，对于所描绘的实施例，气流方向129基本平行于涡扇发动机10的轴向方向a.对于所描绘的实施例，在沿着部分翼展入口引导叶片100的翼展106所描绘的位置处的迎角128为至少约五度并且最多达约三十五度。例如，在某些实施例中，在沿着部分翼展入口引导叶片100的翼展106所描绘的位置处的迎角128可以在大约十度至大约三十度之间，例如在大约十五度与大约二十五之间度。

此外，在沿着部分翼展入口引导叶片100的翼展106所描绘的位置处的部分翼展入口引导叶片100在后缘110处限定局部旋流角度130。如本文所使用的，部分翼展入口引导叶片100的后缘110处的“旋流角度”是指通过机舱50的入口60的气流58的气流方向129与通过部分翼展入口引导叶片100的压力侧120的后缘部段限定的参考线132之间的角度。更具体地，参考线132由沿着弦线126测量的压力侧120的后部百分之二十来限定。值得注意的是，当压力侧120的后部百分之二十限定曲线时，参考线132可以是这种曲线的直线平均拟合(例如，使用最小均方值)。

此外，将理解的是，最大旋流角度130是指沿着部分翼展入口引导叶片100的翼展106的最高旋流角度130。对于所描绘的实施例，最大旋流角度130被限定在部分翼展入口引导叶片100的径向外端102附近(例如，在部分翼展入口引导叶片100的翼展106的外部百分之十处)，如图5中所示的横截面表示。对于所描绘的实施例，在后缘110处的每个部分翼展入口引导叶片100的最大旋流角度130在五度至三十五度之间。例如，在某些示例性实施例中，在后缘110处的每个部分翼展入口引导叶片100的最大旋流角度130可以在十二度至二十五度之间。

此外，应该理解的是，对于图2的实施例，局部旋流角度130从每个部分翼展入口引导叶片100的径向内端104到径向外端102增加。例如，现在还参考图6，提供了从图5所示的横截面(如图2中的线6-6所示)在径向内侧的位置处的部分翼展入口引导叶片100的横截面图。如图6所示并且如上所述，部分翼展入口引导叶片100限定压力侧120、吸力侧122、前缘108、后缘110、弧线124和弦线126。此外，在沿图6所示的翼展106的位置处，由弦线126和通过机舱50的入口60的气流58的气流方向129限定的迎角128小于沿图5所示的翼展106的位置处的迎角128(例如，可以小至少约百分之二十，例如小至少约百分之五十，例如最多小约百分之百)。此外，部分翼展入口引导叶片100在沿着部分翼展入口引导叶片100的翼展106的位置处、靠近内端104、在后缘110处限定了局部旋流角度130，如图6所示。如上所述，局部旋流角度130从每个部分翼展入口引导叶片100的径向内端104到径向外端102增加。因此，靠近外端102(参见图5)的局部旋流角度130大于靠近径向内端104(参见图6；例如，翼展106的径向内部百分之十)的局部旋流角度130。例如，局部旋流角度130可以在径向内端104处接近零度(例如，可以小于大约五度，例如小于大约二度)。

值得注意的是，包括这种构造的部分翼展入口引导叶片100可以减少每个相应部分翼展入口引导叶片100的径向内端104处的湍流量。另外，这样的构造可以在风扇38的多个风扇轮叶40的径向外端处(在该处风扇轮叶40的速度最大)提供期望量的预旋流，以提供期望的流动分离和/或冲击损失的减小，否则由于在涡扇发动机10的操作期间风扇末端处的多个风扇轮叶40的相对较高的速度而可能发生流动分离和/或冲击损失。

总体参考图2、3、5和6，将理解的是，对于所描绘的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100进一步限定了坚固性。该坚固性通常被限定为每个部分翼展入口引导叶片100的弦长(即，弦线126的长度)与多个部分翼展入口引导叶片100的圆周间距118的比。更具体地，为了限定坚固性的目的，圆周间距118是指使用下列方程式计算的平均圆周间距118：

其中rm是多个部分翼展入口引导叶片100的平均半径，并且nb是部分翼展入口引导叶片100的数量。平均半径rm可以指相对于涡扇发动机10的纵向中心线12沿着igv翼展106的中间的位置。值得注意的是，为了计算坚固性，弦长是指平均半径处的弦长，rm。对于所描绘的实施例，坚固性在约0.5至约1.5之间。例如，在某些示例性实施例中，部分翼展入口引导叶片100的坚固性可在约0.7至1.2之间，例如在约0.9至约1.0之间。这样的构造可以确保在涡扇发动机10的操作期间预期的旋流量。

值得注意的是，图1至6中所示的多个部分翼展入口引导叶片100通常被构造为沿着与风扇38的多个风扇轮叶40的旋转方向相同的旋转方向预旋流穿过外部机舱50的入口60的一部分气流。例如，对于图1至6的示例性实施例，风扇38的多个风扇轮叶40构造成当从前向后看时顺时针旋转并且多个部分翼展入口引导叶片100(以及本文讨论的其它预旋流特征结构)被构造成沿相同方向预旋流通过外部机舱50的入口60的一部分气流。然而，在其它示例性实施例中，燃气涡轮发动机可以包括风扇38，该风扇具有风扇轮叶40，风扇轮叶被构造成当从前向后看时逆时针旋转，在这种情况下，多个部分翼展入口引导叶片100(或本文讨论的其它预旋流特征结构)可以代之以镜像，使得它们被构造为沿与描述的方向相反的旋转方向预旋流气流。此外，仍然在其它示例性实施例中，多个部分翼展入口引导叶片100(或本文中讨论的其它预旋流特征结构)可以被构造成沿与风扇38的多个风扇轮叶40相反的旋转方向预旋流气流。

另外，应该理解的是，图1至6中所示的示例性的部分翼展入口引导叶片100仅作为示例提供。在其它示例性实施例中，多个部分翼展入口引导叶片100可以具有任何其它合适的构造，用于在燃气涡轮发动机的风扇38的多个风扇轮叶40上游提供期望量的预旋流。

应该进一步理解的是，仍然在本公开的其它实施例中，可以在燃气涡轮发动机的风扇38的多个风扇轮叶40的上游位置处设置任何其它合适的入口预旋流特征结构。例如，现在参考图7，提供了根据本公开的又一示例性实施例的入口预旋流特征结构。更具体地，图7描绘了根据本公开的实施例的涡扇发动机10，其以与以上参考图1和图2描述的示例性涡扇发动机10基本相同的方式构造。相应地，图7的示例性涡扇发动机10通常包括涡轮机16和风扇部段14。涡轮机16包括压缩机部段，并且尽管未示出，但涡轮机16包括具有驱动涡轮或lp涡轮30(参见图1)的涡轮部段，对于所示实施例，该涡轮部段通过lp轴36机械地联接到风扇部段14的风扇38。另外，风扇38包括能够绕涡轮机16的纵向中心线12旋转的多个风扇轮叶40。风扇38的多个风扇轮叶40被涡扇发动机10的外部机舱50围绕并且被外部机舱50包围，外部机舱50包括内壁52。在风扇部段14的风扇38的下游，外部机舱50与涡轮机16一起限定旁路气流通道56。此外，示例性涡扇发动机10包括在风扇38的多个风扇轮叶40前方的位置处附接到外部机舱50的内壁52或与外部机舱50的内壁52一体形成的入口预旋流特征结构。

然而，对于图7的实施例，入口预旋流特征结构不包括多个部分翼展入口引导叶片100，而是构造为气流输送系统186。更具体地，对于图7的实施例，外部机舱50的内壁52沿轴向方向a限定位于风扇38的多个风扇轮叶40前方的多个开口188。入口预旋流特征结构包括这些多个开口188，其中所述多个开口188构造成在风扇38的多个风扇轮叶40的上游以相对于涡扇发动机10的径向方向r(并且更具体地相对于由轴向方向a和径向方向r限定的局部参考平面)大于零的旋流角度192提供旋流气流190。如所描绘的，对于图7的实施例，气流输送系统186通常包括在入口196和出口198之间延伸的空气管194。如下面将更详细讨论的那样，空气管194的出口198与由外部机舱50的内壁52限定的多个开口188气流连通。另外，空气管194的入口196与用于接收旋流气流190的高压空气源气流连通。对于所描绘的实施例，高压空气源是在风扇38的多个风扇轮叶40下游的位置处的旁路气流通道56。

如虚线所示，在某些实施例中，气流输送系统186可进一步包括用于将空气灌入空气管194的入口196中的门200(即，门、勺或其它结构部件)。取决于例如燃气涡轮发动机的操作状况，门200可以在打开位置和关闭位置之间移动。例如，当期望通过外部机舱50的入口60提供气流58的预旋流时，门200可以移动到打开位置。如同样以虚线描绘的，气流输送系统186还可以包括空气压缩机202，空气压缩机202与空气管194气流连通。空气压缩机202可用于增加通过空气管194的旋流气流190的压力，以增加例如由所描绘的入口预旋流特征结构提供的预旋流的量。

然而，值得注意的是，在其它示例性实施例中，可以提供任何其它合适的高压空气源。例如，现在参考图8，提供了根据本公开的另一示例性实施例的燃气涡轮发动机的横截面图。图8的示例性燃气涡轮发动机以与上文参考图7所描述的示例性涡扇发动机10基本上相同的方式构造。然而，对于图8的实施例，气流输送系统186的空气管194与不同的高压空气源气流连通。更具体地，对于图8的实施例，高压空气源是涡轮机16的压缩机部段的压缩机。更具体地，仍然对于图8的实施例，高压空气源是涡扇发动机10的压缩机部段的压缩机排气阀204。然而，仍然在其它示例性实施例中，可以提供任何其它合适的高压空气源。

返回参考图7，涡扇发动机10或涡扇发动机10的气流输送系统186还包括多个气流喷嘴206，其中每个气流喷嘴206位于由机舱50的内壁52限定的开口188中的一个开口处。现在也参考图9，沿着图7的线21-21提供了限定开口188并且包括气流喷嘴206的外部机舱50的一部分的横截面图。如所描绘的，气流输送系统186的空气管194还包括多个节段。例如，在所描绘的实施例中，空气管194包括与用于接收来自高压空气源的旋流气流190的入口196气流连通的空气供应管208。另外，空气管194包括分配空气管210，其从空气供应管208延伸，并且对于所示实施例，在外部机舱50内在圆周方向c上延伸基本上三百六十度。此外，空气管194包括在分配空气管210与多个气流喷嘴206之间延伸的多个延伸空气管212，每个延伸空气管212限定空气管194的相应出口198。相应地，对于这样的实施例，空气管194进一步限定多个出口198。

如所描绘的，气流喷嘴206各自限定气流方向214，气流方向214是旋流气流190通过外部机舱50的内壁52的开口188提供的方向。在某些示例性实施例中，各个气流喷嘴206中的每一个的气流方向214可以沿着各个气流喷嘴206中的每一个的中心线215延伸。另外，对于所描绘的实施例，气流方向214限定旋流角度192。因此，对于所描绘的实施例，旋流角度192可以指代多个气流喷嘴206的气流方向214与涡扇发动机10的径向方向r之间的角度，或者更具体地，对于所描绘的实施例而言，旋流角度192指的是气流方向214与由涡扇发动机10的径向方向r和轴向方向a限定的参考平面之间的角度。在某些示例性实施例中，旋流角度192在五度至三十五度之间。例如，在某些实施例中，旋流角度192可以在十度至三十度之间，例如在十五度至二十五度之间。

此外，多个气流喷嘴206可以包括任何合适数量的气流喷嘴206，例如在大约五个气流喷嘴206至大约一百个气流喷嘴206之间。更具体地，对于所描绘的实施例，多个气流喷嘴206包括八个气流喷嘴206。然而，在其它实施例中，图9的涡扇发动机10可以包括与例如以上参考图1至3描述的包括部分翼展入口引导叶片100的示例性涡扇发动机10相同数量的气流喷嘴206。例如，在某些示例性实施例中，涡扇发动机10可以包括至少二十个气流喷嘴206，例如至少三十个气流喷嘴206，以及多达约五十个气流喷嘴206，例如多达约四十五个气流喷嘴206。

现在简要地参考图10，提供了示例性气流喷嘴206中的一个的近视图，但是应该理解的是，对于所描绘的实施例，多个气流喷嘴206与外部机舱50的内壁52分开形成并且附接到外部机舱50的内壁52。另外，对于所描绘的实施例，多个气流喷嘴206各自延伸穿过外部机舱50的内壁52中的相应开口188。然而，应当理解，在其它示例性实施例中，可以提供气流喷嘴206的任何其它合适的构造。例如，简要参考图11，在其它示例性实施例中，多个气流喷嘴206中的一个或多个可以与外部机舱50的内壁52一体形成(例如，通过铸造、冲压、增材制造等)，并且进一步地，现在简要参考图12，在其它示例性实施例中，多个气流喷嘴206中的一个或多个可不延伸穿过外部机舱50的内壁52的开口188。此外，仍然在其它示例性实施例中，多个气流喷嘴206中的一个或多个可以与限定在外部机舱50的内壁52中的开口188齐平，或者作为另外一种选择，涡扇发动机10且更具体地气流输送系统186可以完全不包括气流喷嘴206。

值得注意的是，对于上面参考例如图7和图9描述的示例性涡扇发动机10，气流输送系统186构造成大致在与由径向方向r和圆周方向c限定的参考平面(即，图9中所示的平面)对准的方向上提供旋流气流190。然而，在其它示例性实施例中，气流输送系统186可以替代地构造成相对于由径向方向r和圆周方向c限定的参考平面以大于零的角度提供旋流气流190。例如，现在简要参考图13，提供了根据本公开的另一个示例性实施例的气流喷嘴206的横截面图，气流输送系统186可以被构造为相对于由径向方向r和圆周方向c限定的参考平面以一角度216提供旋流气流190，该角度为例如大约五度至大约五十度之间，例如大约十度至大约三十五度之间。在这些实施例中，气流喷嘴206可被称为“扫掠”气流喷嘴。

然而，应了解，仍然在其它示例性实施例中，涡扇发动机10的气流输送系统186可具有任何其它合适的构造。例如，现在还参考图14，提供了根据本公开的另一个示例性实施例的限定开口188的外部机舱50的一部分的横截面图。

另外，图14的实施例可以类似于如上所述的图7的示例性实施例。例如，如图所示，外部机舱50通常包括限定多个开口188的内壁52，并且气流输送系统186通常包括空气管194。空气管194在入口196和出口198之间延伸，出口198与多个开口188气流连通，并且入口196与用于接收旋流气流190的高压空气源气流连通(见图7)。而且，如同图7的示例性实施例一样，空气管194通常包括空气供应管208和分配空气管210，分配空气管210大致在外部机舱50内沿圆周方向c延伸。

然而，对于图14的实施例，气流输送系统186不包括多个延伸空气管212(参见图9)，而是包括增压室218。增压室218通常被构造为围绕开口188在外部机舱50内并且在分配空气管210与外部机舱50的内壁52之间沿圆周延伸的环形增压室。因此，对于所描绘的实施例，增压室218至少部分地由外部机舱50的内壁52和分配空气管210以及前壁和后壁(未示出)限定。然而，在其它示例性实施例中，增压室218可以由例如外部机舱50和/或气流输送系统186的任何其它合适的部件限定。

此外，对于所描绘的示例性实施例，气流分配系统186还包括定位在增压室218内的多个旋流特征结构，用于将旋流气流190通过增压室218引导到开口188。更具体地，现在还参考图15，提供了图14的气流分配系统186的多个旋流特征结构的一部分的透视图，对于所描绘的实施例，多个旋流特征结构中的每一个构造成大致在分配空气管210与机舱50的内壁52之间延伸的翼型件220。如将认识到的，多个翼型件220构造成在通过机舱50的内壁52中的多个开口188提供气流190之前使提供至增压室218的该气流190旋流。

此外，如所描绘的，多个翼型件220中的每一个通常限定气流方向222，气流方向222是通过内壁52的开口188提供旋流气流190的方向。对于所描绘的实施例，气流方向222可以基本上等于由相应翼型件220的压力侧226的后缘限定的参考线224的方向，参考线224由压力侧226的后部百分之二十限定。更具体地，参考线224由沿着相应翼型件220的弦线测量的压力侧120的后部百分之二十来限定。值得注意的是，当压力侧226的后部百分之二十限定曲线时，参考线224可以是这种曲线的直线平均拟合(例如，使用最小均方值)。

另外，对于所描绘的实施例，气流方向222(和参考线224)限定了旋流角度192。因此，对于所描绘的实施例，旋流角度192可以指代相应翼型件220的气流方向222与涡扇发动机10的径向方向r之间的角度，或者更具体地，对于所描绘的实施例而言，旋流角度192指的是气流方向222与由涡扇发动机10的径向方向r和轴向方向a限定的参考平面之间的角度。在某些示例性实施例中，旋流角度192在五度至三十五度之间。例如，在某些实施例中，旋流角度192可以在十度至三十度之间，例如在十五度至二十五度之间。

此外，气流分配系统186可以包括增压室218内的任何合适数量的翼型件220，例如大约五个翼型件220至大约一百个翼型件220之间。例如，在某些实施例中，图14的气流分配系统186可以包括与例如以上参考图1至3描述的包括部分翼展入口引导叶片100的示例性涡扇发动机10相同数量的翼型件220。例如，在某些示例性实施例中，气流分配系统186可以包括至少二十个翼型件220，例如至少三十个翼型件220，以及多达约五十个翼型件220，例如多达约四十五个翼型件220。

现在参考图16，提供了根据本公开的示例性方面的用于操作直接驱动燃气涡轮发动机的方法300的流程图。示例性直接驱动涡扇发动机可以根据以上参考图1至15所描述的一个或多个示例性燃气涡轮发动机进行构造。因此，例如，直接驱动燃气涡轮发动机可以包括具有驱动涡轮的涡轮部段和具有由驱动涡轮驱动的风扇的风扇部段。

示例性方法300通常包括在(302)处利用燃气涡轮发动机的涡轮部段的驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇以与驱动涡轮相同的旋转速度旋转。另外，对于所描绘的示例性方面，在(302)处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转包括在(304)处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇限定的风扇压力比小于1.5。更具体地，对于所描绘的示例性方面，在(304)处使燃气涡轮发动机的风扇旋转进一步包括在(306)处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇限定在1.15至1.5之间的风扇压力比，并且还在(308)处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇限定在1.25与1.5之间的风扇压力比。

仍然参考图16，在(304)处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转还包括在(310)处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇的风扇轮叶限定大于1,250英尺/秒的风扇末端速度。更具体地，对于所描绘的示例性方面，在(304)处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转还包括在(312)处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇的风扇轮叶限定在约1,350英尺/秒至约2,200英尺/秒之间的风扇末端速度。更具体地，仍然对于所描绘的示例性方面，在(304)处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转还包括在(314)处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇的风扇轮叶限定大于约1,450英尺/秒的风扇末端速度，并且在(316)处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇的风扇轮叶限定大于约1,550英尺/秒的风扇末端速度。

另外，也如图所示，对于图16的实施例，在(304)处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转包括在(318)处以额定速度操作燃气涡轮发动机。例如，在(318)处以额定速度操作燃气涡轮发动机可以包括以最大速度操作燃气涡轮以产生最大额定功率。

此外，示例性方法300还包括在(320)处预旋流在燃气涡轮发动机的操作期间提供给燃气涡轮发动机的风扇的空气流。对于所描绘的示例性方面，在(320)处预旋流空气流包括在(322)处使用入口预旋流特征结构预旋流提供给燃气涡轮发动机的风扇的空气流，该入口预旋流特征结构位于风扇的多个风扇轮叶的上游并且附接到或集成到燃气涡轮发动机的机舱中。在某些示例性方面中，入口预旋流特征结构可以根据以上参考图1至15描述的示例性入口预旋流特征结构中的一个或多个来构造。仅作为示例，在某些示例性方面中，在(322)处预旋流空气流可以包括下面描述的示例性方法400的步骤(408)至(414)中的一个或多个步骤。然而，在其它实施例中，可以使用任何其它合适的入口预旋流特征结构和/或方法。

根据以上参考图16描述的示例性方面操作直接驱动燃气涡轮发动机可能产生操作更有效的燃气涡轮发动机。此外，当提供给风扇的气流被预旋流时，尽管风扇操作时的风扇末端速度相对较高，这也可以减少气流与风扇的分离或冲击损失的量。

现在参考图17，提供了根据本公开的另一个示例性方面的用于操作直接驱动燃气涡轮发动机的方法400的流程图。示例性方法400可用于以上参考图7至15所描述的示例性燃气涡轮发动机。因此，例如，直接驱动燃气涡轮发动机可以包括涡轮机、风扇部段和外部机舱，涡轮机包括驱动涡轮并且风扇部段包括风扇。

类似于示例性方法300，示例性方法400包括在(402)处利用涡轮机的驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇以与驱动涡轮相同的旋转速度旋转。对于所描绘的示例性方面，在(402)处利用驱动涡轮使风扇旋转包括在(404)处使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇的风扇轮叶限定大于约1,250英尺/秒的风扇末端速度。另外，对于所描绘的示例性方面，在(402)处利用驱动涡轮使风扇旋转还包括在(406)处使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇限定的风扇压力比小于1.5。

仍然参考图17，该方法进一步包括在(408)处从高压空气源接收预旋流气流以及在(410)处将从高压空气源接收的预旋流气流传送到位于风扇部段的风扇前方位置的外部机舱的内壁处的多个气流喷嘴。在某些示例性方面，高压空气源可以是例如直接驱动燃气涡轮发动机的旁路气流通道或直接驱动燃气涡轮发动机的压缩机部段。另外，在(410)处传送预旋流气流可以包括例如通过限定在直接驱动燃气涡轮发动机内的一个或多个空气管或管道传送预旋流气流。

此外，示例性方法400包括在(412)处，在风扇部段的风扇前方的位置处，通过外部机舱的内壁以预旋流角度提供预旋流气流。对于所描绘的示例性方面，在(412)处通过外部机舱的内壁以预旋流角度提供预旋流气流包括在(414)处通过由外部机舱的内壁限定的多个开口提供预旋流气流。更具体地，对于所描绘的示例性方面，在(414)处通过由外部机舱的内壁限定的多个开口提供预旋流气流包括通过多个气流喷嘴提供预旋流气流，多个气流喷嘴中的每一个位于在风扇部段的风扇前方位置处由外部机舱的内壁限定的相应开口处或与该相应开口气流连通。然而，应该理解的是，在其它示例性方面中，燃气涡轮发动机可以不包括气流喷嘴，而是可以包括任何其它合适的结构，用于在(414)处通过多个开口以预旋流角度提供预旋流气流。

此外，对于所描绘的示例性方面，预旋流气流通过外部机舱的内壁提供的预旋流角度在大约五度至大约三十五度之间。此外，预旋流角度可以相对于例如直接驱动燃气涡轮发动机的径向方向限定，或者更具体地相对于由燃气涡轮发动机的径向方向和轴向方向限定的平面来限定。

根据以上参考图17描述的示例性方面操作直接驱动燃气涡轮发动机可能产生操作更有效的燃气涡轮发动机。此外，当提供给风扇的气流被预旋流时，尽管风扇操作时的风扇末端速度相对较高，这也可以减少气流与风扇的分离或冲击损失的量。

此书面描述使用实例来公开本申请，包括最佳模式，并且还使所属领域的技术人员能够实施本申请，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何所并入的方法。本申请的可获专利的范围由权利要求书界定，且可包括所属领域的技术人员所想到的其它实例。如果此类其它实例包括并非不同于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质差异的等效结构要素，那么它们既定在权利要求范围内。