CN112128232B - 用于航空发动机的滚子轴承系统 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种用于航空发动机的滚子轴承系统，其包括滚子轴承系统内圈、保持架和滚子轴承系统外圈，所述保持架安装在所述滚子轴承系统内圈和所述滚子轴承系统外圈之间，所述保持架的外圆表面上设置有间隔布置的至少一对环形挡耳，所述滚子轴承系统外圈的内圆表面设置有安装圆孔，所述安装圆孔内安装有挡柱，所述挡柱防止所述保持架沿轴向窜动。本发明带有防保持架偏转与窜动装置，可以在轴承安装误差情况发生或者一些突变工况时，能够确保保持架的稳定工作。

Description

用于航空发动机的滚子轴承系统
技术领域
本发明涉及航空发动机滚子轴承领域，特别涉及一种用于航空发动机的滚子轴承系统。
背景技术
在现有技术中，航空发动机向着大推重比、高可靠性等方向发展。作为发动机关键组件的滚子轴承工作条件也变得越来越苛刻，航空发动机滚子轴承由于保持架偏转、保持架轴向窜动或者滚动体打滑而引起的保持架与轴承内外圈滚道壁面碰磨、磨损等情况时常发生，进而影响到滚子轴承的工作状态。因此，针对航空发动机滚子轴承系统，尤其是关于保持架的优化设计将对航空发动机的运行状态至关重要。
航空发动机滚子轴承是航空发动机正常工作的关键零部件，其布置在发动机轴颈与轴承座之间，用于支撑转子。随着航空发动机转速的升高，由于安装装配问题或者工况突变，将导致滚动体和保持架与轴承内外圈出现不同心运行现象的出现，从导致保持架稳定性变差，振动幅度进一步增加，与内外圈壁面摩擦磨损加剧。
综上所述，目前已有的航空发动机滚子轴承结构主要存在如下缺陷：
一、航空发动机轴承内部缺少防止保持架偏转的装置。由于轴承在安装过程中容易出现内外圈安装偏斜误差，这将引起轴承的局部变形，紧接着这部分变形会间接影响到滚动体稳定运行，从而使得保持架在运转时发生偏斜。在这种情况下，保持架与轴承内外圈滚道不可避免地发生碰磨。
二、轴承在不同工况下运转时，滚动体与轴承内外圈滚道往往会在三点接触与两点接触之间进行切换，不断接触切换会带动保持架在其轴向方向窜动，继而使得运转的轴承失稳。
因此，由此可见，在目前已有的航空发动机滚子轴承的运转稳定性都较为薄弱，其稳定性往往会受到安装精度、复杂工况等因素影响。与此同时，轴承偏斜与窜动会加剧轴承的不稳定运转，甚至导致轴承与内外圈碰磨与磨损。
有鉴于此，本领域技术人员改进了滚子轴承系统的结构，以期克服上述技术问题。
发明内容
本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中航空发动机滚子轴承结构稳定性薄弱，容易导致轴承与内外圈碰磨和磨损的缺陷，提供一种用于航空发动机的滚子轴承系统。
本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：
一种用于航空发动机的滚子轴承系统，其特点在于，所述滚子轴承系统包括滚子轴承系统内圈、保持架和滚子轴承系统外圈，所述保持架安装在所述滚子轴承系统内圈和所述滚子轴承系统外圈之间，所述保持架的外圆表面上设置有间隔布置的至少一对环形挡耳，所述滚子轴承系统外圈的内圆表面设置有安装圆孔，所述安装圆孔内安装有挡柱，所述挡柱防止所述保持架沿轴向窜动。
根据本发明的一个实施例，所述保持架的外圆表面上设置有多个贯通的保持架兜孔，每对所述环形挡耳设置在所述兜孔和所述保持架的外圆表面的两侧端面之间。
根据本发明的一个实施例，所述环形挡耳沿圆周方向呈间隔式布置，在所述保持架的圆周方向360°范围内布置有三对所述环形挡耳。
根据本发明的一个实施例，每一所述环形挡耳的圆周角度范围为60°-70°，相邻两对所述环形挡耳之间间隔的角度范围为20°-30°。
根据本发明的一个实施例，每一所述环形挡耳的表面设置有油槽，所述油槽沿所述环形挡耳的圆周方向贯穿所述环形挡耳。
根据本发明的一个实施例，所述油槽的深度为0.15mm-0.3mm，所述油槽的宽度为0.5-0.8mm。
根据本发明的一个实施例，所述环形挡耳的油槽表面设置有多个径向通孔，所述通孔与所述保持架的内圈表面连接。
根据本发明的一个实施例，相邻两个所述通孔之间的夹角为15°-20°，所述通孔的直径为0.2-0.3mm。
根据本发明的一个实施例，每一所述环形挡耳的两侧面设置有泄油孔。
根据本发明的一个实施例，所述泄油孔的直径为0.2mm，相邻两个所述泄油孔之间的间距为15°-18°。
根据本发明的一个实施例，所述保持架的外圆表面上设置有多个贯通的保持架泄油孔，所述保持架泄油孔和所述保持架兜孔一一对应地间隔排布，相邻的所述保持架兜孔和所述保持架泄油孔之间通过圆形周向通孔连通。
根据本发明的一个实施例，所述安装圆孔设置在所述滚子轴承系统外圈的下半圆靠近端面两侧处，每个所述安装圆孔的间距为15°。
根据本发明的一个实施例，所述安装圆孔的孔深为6-8mm，所述安装圆孔的孔径为2-2.5mm。
根据本发明的一个实施例，所述挡柱的高度为3-5mm。
本发明的积极进步效果在于：
本发明用于航空发动机的滚子轴承系统带有防保持架偏转与窜动装置，可以在轴承安装误差情况发生或者一些突变工况时，能够确保保持架的稳定工作。在保持架外圈表面设置有防止保持架偏转的间隔式环形挡耳，当滚子轴承运转，保持架发生轻微偏转时，设置在保持架表面的间隔式环形挡耳与轴承外圈表面发生轻微接触，对保持架形成反力，从而使得保持架重新回到平衡位置，继续运转。
另一方面，在轴承外圈内圆表面设置有防止保持架轴向窜动的挡柱，在轴承由于局部变形所造成的轴向窜动发生时，其可以防止轴承沿轴向窜动。
附图说明
本发明上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变的更加明显，在附图中相同的附图标记始终表示相同的特征，其中：
图1为本发明用于航空发动机的滚子轴承系统的安装示意图。
图2为本发明用于航空发动机的滚子轴承系统中滚子轴承内圈、保持架及滚子的安装示意图。
图3为本发明用于航空发动机的滚子轴承系统中环形挡耳的结构示意图。
图4为本发明用于航空发动机的滚子轴承系统中保持架的立体图。
图5为图4中A部分的放大图。
图6为本发明用于航空发动机的滚子轴承系统中保持架的主视图。
图7为本发明用于航空发动机的滚子轴承系统中保持架和环形挡耳轴向局部放大图。
图8为本发明用于航空发动机的滚子轴承系统中滚子轴承外圈、保持架和滚子的安装示意图。
图9为本发明用于航空发动机的滚子轴承系统中滚子轴承外圈的立体图。
图10为本发明用于航空发动机的滚子轴承系统中滚子轴承外圈的主视图。
图11为图10中B部分的放大图。
【附图标记】
滚子轴承系统 100
滚子轴承系统内圈 110
保持架 120
滚子轴承系统外圈 130
环形挡耳 140
安装圆孔 131
挡柱 132
保持架兜孔 121
滚子 122
油槽 141
径向通孔 142
泄油孔 143
保持架泄油孔 123
周向通孔 124
具体实施方式
为让本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，以下结合附图对本发明的具体实施方式作详细说明。
现在将详细参考附图描述本发明的实施例。现在将详细参考本发明的优选实施例，其示例在附图中示出。在任何可能的情况下，在所有附图中将使用相同的标记来表示相同或相似的部分。
此外，尽管本发明中所使用的术语是从公知公用的术语中选择的，但是本发明说明书中所提及的一些术语可能是申请人按他或她的判断来选择的，其详细含义在本文的描述的相关部分中说明。
此外，要求不仅仅通过所使用的实际术语，而是还要通过每个术语所蕴含的意义来理解本发明。
图1为本发明用于航空发动机的滚子轴承系统的安装示意图。图2为本发明用于航空发动机的滚子轴承系统中滚子轴承内圈、保持架及滚子的安装示意图。图3为本发明用于航空发动机的滚子轴承系统中环形挡耳的结构示意图。图4为本发明用于航空发动机的滚子轴承系统中保持架的立体图。图5为图4中A部分的放大图。图6为本发明用于航空发动机的滚子轴承系统中保持架的主视图。图7为本发明用于航空发动机的滚子轴承系统中保持架和环形挡耳轴向局部放大图。图8为本发明用于航空发动机的滚子轴承系统中滚子轴承外圈、保持架和滚子的安装示意图。图9为本发明用于航空发动机的滚子轴承系统中滚子轴承外圈的立体图。图10为本发明用于航空发动机的滚子轴承系统中滚子轴承外圈的主视图。图11为图10中B部分的放大图。
如图1至图11所示，本发明公开了一种用于航空发动机的滚子轴承系统100，其包括滚子轴承系统内圈110、保持架120和滚子轴承系统外圈130，保持架120安装在滚子轴承系统内圈110和滚子轴承系统外圈130之间，保持架120的外圆表面上设置有间隔布置的至少一对环形挡耳140，滚子轴承系统外圈130的内圆表面设置有安装圆孔131，在安装圆孔131内安装有挡柱132，通过挡柱132可以防止保持架120沿轴向窜动。此处，环形挡耳140的设置可以防止保持架偏转。
优选地，保持架120的外圆表面上设置有多个贯通的保持架兜孔121，每对环形挡耳140设置在保持架兜孔121和保持架120的外圆表面的两侧端面之间。保持架兜孔121内装有滚子122。
具体地说，设置的防保持架偏转的间隔式环形挡耳140布置在保持架120的外圆表面上，具体布置位置位于保持架兜孔121与保持架120两侧端面之间，保持架兜孔121与保持架120左侧端面之间为左间隔式环形挡耳，保持架兜孔121与保持架120右侧端面之间为右间隔式环形挡耳。
特别地，此处的环形挡耳140(左右两侧的间隔式环形挡耳)优选地沿圆周方向呈间隔式布置，在保持架120的圆周方向360°范围内布置有三对环形挡耳140。每一环形挡耳140的圆周角度范围优选为60°-70°。相邻两对环形挡耳140之间间隔的角度范围优选为20°-30°。
进一步地，在每一环形挡耳140的表面设置有油槽141，油槽141沿环形挡耳140的圆周方向贯穿环形挡耳140。油槽141的深度优选为0.15mm-0.3mm，油槽141的宽度优选为0.5-0.8mm。
在环形挡耳140的油槽141表面设置有多个径向通孔142，例如本实施例中设置了3个径向通孔142，通孔142与保持架120的内圈表面连接。相邻两个通孔142之间的夹角优选为15°-20°。通孔142的直径优选为0.2-0.3mm。
另外，每一环形挡耳140的两侧面设置有轴向的泄油孔143，泄油孔143中心设置在油孔分布圆上，所述油孔分布圆的半径比保持架120的半径大2-2.25mm。泄油孔143可以优选为圆形泄油孔。
泄油孔143的直径优选为0.2mm，相邻两个泄油孔143之间的间距优选为15°-18°。
更进一步地，保持架120的外圆表面上设置有多个贯通的保持架泄油孔123，保持架泄油孔123和保持架兜孔121一一对应地间隔排布，相邻的保持架兜孔121和保持架泄油孔123之间通过圆形周向通孔124连通。
安装圆孔131设置在滚子轴承系统外圈130的下半圆靠近端面两侧处，例如本实施例中设置了3个安装圆孔131。每个安装圆孔131的间距优选为15°。安装圆孔131的孔深优选为6-8mm。安装圆孔131的孔径优选为2-2.5mm。挡柱132安装在对应的安装圆孔131内，相应地挡柱132的高度优选为3-5mm。
根据上述结构描述，本发明用于航空发动机的滚子轴承系统工作时，由于轴承安装误差或者一些突变工况将造成保持架瞬间发生偏转。设置在保持架外圆表面的间隔式环形挡耳140可以防止保持架120的大幅度偏转。
当保持架120发生偏转时，保持架120上一侧的环形挡耳140将与滚子轴承系统外圈130的内圆表面发生局部轻微接触。此时，滚子轴承系统外圈130对保持架120会施加一个反作用力，从而使得保持架120回到平衡位置继续工作，这样设计避免了保持架120与滚子轴承系统外圈130直接碰磨造成的轴承损坏。
在上述实例中，在每个环形挡耳140上设置有油槽141与径向通孔142。滚子轴承系统工作时，在离心力作用下，保持架120与滚子轴承系统内圈110之间的润滑油膜通过保持架120上的径向油孔输送到环形挡耳的油槽141上，继而确保环形挡耳140与滚子轴承系统外圈130的壁面接触时，它们表面有足够的润滑油起到润滑作用。
工作时，通过设置在环形挡耳140两侧的圆形泄油孔143，可以加速润滑油从两侧排出，从而避免了设置环形挡耳可能造成的轴承内部流动不够通畅的影响。在保持架兜孔121与保持架泄油孔123之间设置的周向通孔124能够使轴承内部的润滑油更加平均，避免局部堆积。
轴承实际运转时，由于安装误差导致的轴承局部变形会导致保持架轴向窜动，通过设置在滚子轴承系统外圈130的挡柱132，可以防止保持架120窜动，更有利于轴承运转稳定性。
综上所述，本发明用于航空发动机的滚子轴承系统带有防保持架偏转与窜动装置，可以在轴承安装误差情况发生或者一些突变工况时，能够确保保持架的稳定工作。在保持架外圈表面设置有防止保持架偏转的间隔式环形挡耳，当滚子轴承运转，保持架发生轻微偏转时，设置在保持架表面的间隔式环形挡耳与轴承外圈表面发生轻微接触，对保持架形成反力，从而使得保持架重新回到平衡位置，继续运转。
另一方面，在轴承外圈内圆表面设置有防止保持架轴向窜动的挡柱，在轴承由于局部变形所造成的轴向窜动发生时，其可以防止轴承沿轴向窜动。
本发明用于航空发动机的滚子轴承系统能够防止滚子轴承内部保持架在运转时出现大幅度的偏转或沿其轴向窜动情况发生，进一步提高了航空发动机可靠性。
虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式作出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。

Claims (11)

1.一种用于航空发动机的滚子轴承系统，其特征在于，所述滚子轴承系统包括滚子轴承系统内圈、保持架和滚子轴承系统外圈，所述保持架安装在所述滚子轴承系统内圈和所述滚子轴承系统外圈之间，所述保持架的外圆表面上设置有间隔布置的至少一对环形挡耳，所述滚子轴承系统外圈的内圆表面设置有安装圆孔，所述安装圆孔内安装有挡柱，所述挡柱防止所述保持架沿轴向窜动；
所述保持架的外圆表面上设置有多个贯通的保持架兜孔，每对所述环形挡耳设置在所述兜孔和所述保持架的外圆表面的两侧端面之间；所述环形挡耳沿圆周方向呈间隔式布置，在所述保持架的圆周方向360°范围内布置有三对所述环形挡耳；每一所述环形挡耳的圆周角度范围为60°-70°，相邻两对所述环形挡耳之间间隔的角度范围为20°-30°。
2.如权利要求1所述的用于航空发动机的滚子轴承系统，其特征在于，每一所述环形挡耳的表面设置有油槽，所述油槽沿所述环形挡耳的圆周方向贯穿所述环形挡耳。
3.如权利要求2所述的用于航空发动机的滚子轴承系统，其特征在于，所述油槽的深度为0.15mm-0.3mm，所述油槽的宽度为0.5-0.8mm。
4.如权利要求2所述的用于航空发动机的滚子轴承系统，其特征在于，所述环形挡耳的油槽表面设置有多个径向通孔，所述通孔与所述保持架的内圈表面连接。
5.如权利要求4所述的用于航空发动机的滚子轴承系统，其特征在于，相邻两个所述通孔之间的夹角为15°-20°，所述通孔的直径为0.2-0.3mm。
6.如权利要求1所述的用于航空发动机的滚子轴承系统，其特征在于，每一所述环形挡耳的两侧面设置有泄油孔。
7.如权利要求6所述的用于航空发动机的滚子轴承系统，其特征在于，所述泄油孔的直径为0.2mm，相邻两个所述泄油孔之间的间距为15°-18°。
8.如权利要求1所述的用于航空发动机的滚子轴承系统，其特征在于，所述保持架的外圆表面上设置有多个贯通的保持架泄油孔，所述保持架泄油孔和所述保持架兜孔一一对应地间隔排布，相邻的所述保持架兜孔和所述保持架泄油孔之间通过圆形周向通孔连通。
9.如权利要求1所述的用于航空发动机的滚子轴承系统，其特征在于，所述安装圆孔设置在所述滚子轴承系统外圈的下半圆靠近端面两侧处，每个所述安装圆孔的间距为15°。
10.如权利要求9所述的用于航空发动机的滚子轴承系统，其特征在于，所述安装圆孔的孔深为6-8mm，所述安装圆孔的孔径为2-2.5mm。
11.如权利要求1所述的用于航空发动机的滚子轴承系统，其特征在于，所述挡柱的高度为3-5mm。
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