技术编号：5247721
提示：您尚未登录，请点 登 陆 后下载，如果您还没有账户请点 注 册 ，登陆完成后，请刷新本页查看技术详细信息。一种利用导流叶片抑制小涵道比航空涡轮风扇发动机压缩系统过渡段内流动分 离的方法，该发明可有效减小航空发动机风扇与高压压气机之间过渡段的长度。 背景技术涡轮风扇发动机是现代航空发动机的主流，而小涵道比涡扇发动机是军用发动 机的主流。而几乎所有的小涵道比涡扇的风扇出口及高压进口之间都存在着过渡段。 而随着对航空发动机推重比要求的逐步提高。减小过渡段的长度能有效提高涡扇发动 机的紧凑程度，提高其推重比。近年来，涡扇发动机过渡段引起了大家的重视，但研究集中于大涵道...
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