本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种风扇进气锥及航空涡扇发动机进气系统。
背景技术：
风扇进气锥作为航空涡扇发动机轴线最前端的零件，与风扇叶片导流板等其他部件共同形成了气流通道的内表面。通常而言，风扇进气锥直径较小，承受静载荷不大，适合针对风扇进气锥进行减重设计，降低航空发动机的重量。
现有的技术方案之一就是采用复合材料结合铺层模压工艺制造风扇进气锥，然而复合材料抵抗外物冲击的能力较差，如图1所示，现有的进气锥通常采用轴向螺栓a2连接，并且需要在进气锥或者锥形面a1上加工出翻边、凸台a3、凹槽或者沉头等结构，导致铺层模压的加工模具复杂或者需要额外的复杂机加工工序，额外地提高了制造成本。同时，由于加工模具复杂会导致在模压过程中压缩难度大，容易在曲率较大位置产生孔隙或者分层缺陷，制造效率相对较低，零件加工质量同样会降低，直接引起进气锥抗外物冲击能力降低。
技术实现要素：
为克服以上技术缺陷，本发明解决的技术问题是提供一种风扇进气锥及航空涡扇发动机进气系统，能够提高制造效率和加工质量，降低加工成本。
为解决上述技术问题，本发明提供了一种风扇进气锥，其包括一体成型的锥头、锥壁以及搭接段，搭接段设置在锥壁的尾端以用于与支撑部件进行搭接，锥头、锥壁以及搭接段呈平滑过渡连接，搭接段的外壁面与支撑部件呈平滑相接。
在该基本的技术方案中，锥头、锥壁以及搭接段采用一体成型式且平滑过渡的结构设计形式，不存在沉头法兰、翻边法兰、凸台以及凹槽结构，使得模具设计和加工相对简化，而且避免了大曲率区域的存在，能够在制造加工过程中一次模压成型，为简化模具设计和制造加工工艺提供了便利条件，有效减少加工过程中的加工工序，提高了制造效率且降低了加工成本，同时能够减少在制造加工过程中产生孔隙或者分层的缺陷，提高加工质量。
进一步地，搭接段的厚度大于锥壁的厚度。
在该改进的技术方案中，搭接段采用锥壁向搭接段逐渐增厚设计，通过这种方式加厚搭接段，能够避免厚度突变以及刚度突变对冲击载荷的传递产生不利影响，同时增大了连接件与搭接段的接触承载面积，避免在风扇进气锥受到冲击载荷作用下搭接段从连接位置沿径向撕裂，强化风扇进气锥的传力路径，提高风扇进气锥的抗冲击能力。
进一步地，锥头、锥壁以及搭接段的内壁面和外壁面均为球面或椭球面。
在该改进的技术方案中，球面或椭球面均为平滑过渡面，在加工过程中更易于模压成型加工。
优选地，搭接段的内壁面的曲率半径不小于15mm，外壁面的曲率半径不小于20mm。
在该优选的技术方案中，搭接段的内壁面和外壁面在该优选的数值范围内，搭接段的厚度适宜，在保证平滑过渡面的同时使得风扇进气锥具有更好的抗冲击能力。
进一步地，搭接段设有螺栓孔，螺栓孔的轴线与搭接段的内壁面或外壁面垂直，且与锥头的轴线的夹角不小于45°。
在该改进的技术方案中，在安装风扇进气锥后，螺栓的轴线与风扇进气锥的轴线的夹角不小于45°，而不是现有的螺栓与风扇进气锥的轴线一致的方式，使得搭接段与支撑部件在轴向和径向两个方向受力，从而进一步地强化风扇进气锥的传力路径，继而有效避免了风扇进气锥受到冲击载荷作用下搭接段从连接位置的径向撕裂现象。
进一步地，螺栓孔为沉头孔。
在该改进的技术方案中，螺栓能够沉入式地安装在沉头孔内，防止螺栓影响风扇进气锥对空气的导流作用。
进一步地，锥头、锥壁以及搭接段均至少由纤维增强树脂基复合材料制成。
在该改进的技术方案中，选用纤维增强树脂基复合材料制成的风扇进气锥具有更高的结构强度，抗冲击能力得到进一步的提升。
本发明还提供了一种航空涡扇发动机进气系统，其包括支撑部件以及上述的风扇进气锥。
在该基本的技术方案中，该风扇进气锥尤其适用于航空涡扇发动机进气系统，具有风扇进气锥的航空涡扇发动机进气系统也具有上述的有益技术效果。
进一步地，支撑部件为支撑环，支撑环包括整流罩以及用于支撑连接搭接段的支撑连接段，整流罩与搭接段的外壁面呈平滑相接。
在该改进的技术方案中，将整流罩设置在支撑环上而不是设置在搭接段上，有利于实现风扇进气锥的内壁面和外壁面均加工成平滑过渡面，流罩与搭接段的外壁面呈平滑相接，使得风扇进气锥与支撑环呈一体平滑相接结构，保证风扇进气锥对空气的导流不受影响。
进一步地，搭接段的内壁面与支撑连接段紧密贴合，并通过螺栓和托板螺母进行连接。
在该改进的技术方案中，搭接段的内壁面与支撑连接段紧密贴合增加了风扇进气锥与支撑部件的接触面积，而且搭接段与支撑连接段通过螺栓和托板螺母进行连接，连接可靠稳定。
由此，基于上述技术方案，本发明提供了一种风扇进气锥，该风扇进气锥的锥头、锥壁以及搭接段采用一体成型式且平滑过渡的结构设计形式，不存在沉头法兰、翻边法兰、凸台以及凹槽结构，使得模具设计和加工相对简化，而且避免了大曲率区域的存在，能够在制造加工过程中一次模压成型，为简化模具设计和制造加工工艺提供了便利条件，有效减少加工过程中的加工工序，提高了制造效率且降低了加工成本，同时能够减少在制造加工过程中产生孔隙或者分层的缺陷，提高加工质量。本发明提供的航空涡扇发动机进气系统相应地也具有上述有益效果。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明仅用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1为现有风扇进气锥的结构示意图；
图2为本发明风扇进气锥的子午剖面结构示意图；
图3为本发明风扇进气锥搭接段的复合材料铺层结构示意图；
图4为本发明风扇进气锥的立体结构示意图。
具体实施方式
下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。
本发明的具体实施方式是为了便于对本发明的构思、所解决的技术问题、构成技术方案的技术特征和带来的技术效果有更进一步的说明。需要说明的是，对于这些实施方式的说明并不构成对本发明的限定。此外，下面所述的本发明的实施方式中涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
考虑到现有的风扇进气锥的锥形面上加工出翻边、凸台、凹槽或者沉头等结构，导致铺层模压的加工模具复杂或者需要额外的复杂机加工工序，额外地提高了制造成本。本发明对风扇进气锥的结构进行优化设计从而设计了一种风扇进气锥，该风扇进气锥的锥头、锥壁以及搭接段采用一体成型式且平滑过渡的结构设计形式，不存在沉头法兰、翻边法兰、凸台以及凹槽结构，使得模具设计和加工相对简化，而且避免了大曲率区域的存在，能够在制造加工过程中一次模压成型，为简化模具设计和制造加工工艺提供了便利条件，有效减少加工过程中的加工工序，提高了制造效率且降低了加工成本，同时能够减少在制造加工过程中产生孔隙或者分层的缺陷，提高加工质量。
在本发明风扇进气锥一个示意性的实施例中，如图2所示，风扇进气锥包括一体成型的锥头1、锥壁2以及搭接段3，不存在分离界面，搭接段3设置在锥壁2的尾端以用于与支撑部件进行搭接，锥头1、锥壁2以及搭接段3呈平滑过渡连接，搭接段3的外壁面与支撑部件呈平滑相接。
在该示意性的实施例中，风扇进气锥的锥头1、锥壁2以及搭接段3采用一体成型加工，而且锥头1、锥壁2以及搭接段3之间呈平滑过渡连接并通过锥壁2尾端的搭接段3搭接在支撑部件，该结构形式的风扇进气锥的内壁不存在沉头法兰、翻边法兰、凸台以及凹槽结构，使得模具设计和加工相对简化，而且避免了大曲率区域的存在，能够在制造加工过程中一次模压成型，为简化模具设计和制造加工工艺提供了便利条件，有效减少加工过程中的加工工序且减轻风扇进气锥的重量，提高了制造效率且降低了加工成本，同时能够减少在制造加工过程中产生孔隙或者分层的缺陷，提高加工质量。其中，锥头1、锥壁2以及搭接段3的内壁面和外壁面均优选地为球面或椭球面，球面或椭球面均为平滑过渡面，在加工过程中更易于模压成型加工。
根据风扇进气锥受外物冲击损伤的特点，风扇进气锥在受到冲击载荷作用下容易出现沿径向方向的撕裂现象，在本发明风扇进气锥一个优选的实施例中，如图2～图4所示，搭接段3的厚度大于锥壁2的厚度，搭接段3采用锥壁2向搭接段3逐渐增厚设计，通过这种方式加厚搭接段3，能够避免厚度突变以及刚度突变对冲击载荷的传递产生不利影响，同时增大了连接件(例如螺栓)与搭接段3的接触承载面积，避免在风扇进气锥受到冲击载荷作用下搭接段3从连接位置(如螺栓孔)沿径向撕裂，强化风扇进气锥的传力路径，提高风扇进气锥的抗冲击能力。
在上述实施例中，基于风扇进气锥的尺寸，搭接段3的内壁面的曲率半径不小于15mm，外壁面的曲率半径不小于20mm，在该优选的数值范围内，搭接段3的厚度适宜，在保证平滑过渡面的同时使得风扇进气锥具有更好的抗冲击能力。
作为对上述实施例的进一步改进，如图2所示，搭接段3设有螺栓孔31，螺栓孔31的轴线与搭接段3的内壁面或外壁面垂直，且与锥头1的轴线的夹角不小于45°。风扇进气锥采用螺栓5直接连接搭接段3和支撑部件，省去了连接环(联接环)等其他辅助连接结构，进一步地减轻了风扇进气锥的重量，有助于提高发动机的经济性能。而且将螺栓孔31设计成其轴线与搭接段3的内壁面或外壁面垂直的结构形式，受力均匀合理，如图2所示，螺栓孔31的轴线与锥头1的轴线的夹角不小于45°，亦即在安装风扇进气锥后螺栓的轴线与风扇进气锥的轴线的夹角不小于45°，而不是现有的螺栓5与风扇进气锥的轴线一致的方式，使得搭接段3与支撑部件在轴向和径向两个方向受力，从而进一步地强化风扇进气锥的传力路径，继而有效避免了风扇进气锥受到冲击载荷作用下搭接段3从螺栓孔的径向撕裂现象。其中，如图2所示，螺栓孔31优选地为沉头孔，这样可以使得螺栓5能够沉入式地安装在螺栓孔31内，防止螺栓5影响风扇进气锥对空气的导流作用。
上述实施例中，风扇进气锥的锥头1、锥壁2以及搭接段3均优选地有复合材料制成，复合材料具有强度高，质量轻的优点，而且还便于一次模压成型，更优选地，锥头1、锥壁2以及搭接段3至少由纤维增强树脂基复合材料制成，选用纤维增强树脂基复合材料制成的风扇进气锥具有更高的结构强度，抗冲击能力得到进一步的提升。
本发明还提供了一种航空涡扇发动机进气系统，其包括支撑部件以及上述的风扇进气锥。本发明风扇进气锥尤其适用于航空涡扇发动机进气系统，由于本发明风扇进气锥能够提高制造效率和加工质量，降低加工成本，相应地，本发明航空涡扇发动机进气系统也具有上述的有益技术效果，在此不再赘述。
在本发明航空涡扇发动机进气系统一个具体或优选地实施例中，如图2所示，支撑部件为支撑环4，支撑环4包括整流罩42以及用于支撑连接搭接段3的支撑连接段41，整流罩42与搭接段3的外壁面呈平滑相接，将整流罩42设置在支撑环4上而不是设置在搭接段3上，有利于实现风扇进气锥的内壁面和外壁面均加工成平滑过渡面，而风扇进气锥的搭接段3搭接在支撑连接段41，搭接段3的内壁面与支撑连接段41紧密贴合，增加了风扇进气锥与支撑部件的接触面积，而且搭接段3与支撑连接段41通过螺栓5和托板螺母6进行连接，连接可靠稳定。整流罩42与搭接段3的外壁面呈平滑相接，使得风扇进气锥与支撑环4呈一体平滑相接结构，保证风扇进气锥对空气的导流不受影响。
以上结合的实施例对于本发明的实施方式做出详细说明，但本发明不局限于所描述的实施方式。例如，螺栓孔31可以设置多个来提高安装稳定性。对于本领域的技术人员而言，在不脱离本发明的原理和实质精神的情况下对这些实施方式进行多种变化、修改、等效替换和变型仍落入在本发明的保护范围之内。