DE4236721A1

DE4236721A1 - Rotary vane pump for fluid - has compartments connected during compression to underside of next vanes via non-return valves

Info

Publication number: DE4236721A1
Application number: DE19924236721
Authority: DE
Inventors: Siegfried 5608 Radevormwald De Hertell
Original assignee: Barmag Luk Automobiltechnik & Co Kg 5630 Remscheid De GmbH
Current assignee: Barmag Luk Automobiltechnik & Co Kg 5630 Remscheid De GmbH
Priority date: 1991-11-02
Filing date: 1992-10-30
Publication date: 1993-05-06

Abstract

The rotary-vane pump for fluid has vanes (5) sliding in slots (4) in a rotor (3) working in a housing (2). These form with the housing and rotor periphery (18) compartments (13), which travel through the suction and pressure (14) areas. On passing through the compression area, each compartment is connected by a pressure passage (15) contg. a non-return valve to the chamber (16) at the bottom of the next following vane slot. This passage passes through the rotor periphery, or be in the housing, leading to a point passed by the bottom chamber. ADVANTAGE - Improved sealing action of vane tips against housing at all speeds.

Description

Die Erfindung betrifft eine Flügelzellenpumpe nach dem Ober begriff des Anspruchs 1.The invention relates to a vane pump according to the upper Concept of claim 1.

Bei derartigen Flügelzellenpumpen besteht das Problem, daß der Druckaufbau in der Kompressionsphase nicht linear erfolgt, sondern in einem relativ geringen Winkelbereich überpropor tional ansteigt. Dieser Anstieg ist unter anderem auch abhän gig von der Pumpendrehzahl und wird mit zunehmender Pumpen drehzahl steiler. Insbesondere bei sehr hohen Drehzahlen führt der plötzliche Anstieg zu einem Abheben der Flügel von der Gehäuseumfangswand, da der Druck auch auf die Flügelköpfe wirkt. Dieser Druck auf die Flügelköpfe wirkt der Fliehkraft, welche auf die Flügel wirkt, entgegen und nimmt im Verhältnis zur Fliehkraft überproportional zu.The problem with vane pumps of this type is that the pressure build-up is not linear in the compression phase, but disproportionately in a relatively small angular range tionally increases. This increase also depends, among other things gig of the pump speed and becomes with increasing pumps speed steeper. Especially at very high speeds the sudden rise to a wing lift off the Circumferential wall of the housing, since the pressure also on the wing heads works. This pressure on the wing heads affects the centrifugal force, which acts on the wings, counteracts and takes in proportion disproportionately to the centrifugal force.

Deshalb ist die maximale Drehzahl derartiger Flügelzellenpum pen beschränkt.Therefore, the maximum speed of such vane pump pen limited.

Aufgabe der Erfindung ist es, die bekannte Flügelzellenpumpe so weiterzubilden, daß die Dichtwirkung der Flügelköpfe auch bei hohen und höchsten Drehzahlen erhalten bleibt.The object of the invention is the known vane pump so that the sealing effect of the wing heads also is maintained at high and highest speeds.

Diese Aufgabe wird gelöst durch die Merkmale des Anspruchs 1.This object is achieved by the features of claim 1.

Aus der Erfindung ergibt sich der Vorteil, daß der Wirkungs grad der Flügelzellenpumpe verbessert wird. Dieser Vorteil wird dadurch erreicht, daß auch bereits bei geringen Drehzah len und damit bei geringen Fliehkräften die Dichtwirkung der Flügelspitzen an der Gehäuseumfangswand durch eine erhöhte Andruckkraft verbessert wird. Also wird ein Überströmen des Druckmediums von einer Flügelzelle hohen Drucks zu einer Flü gelzelle niedrigeren Drucks auch bei großen Druckunterschieden benachbarter Flügelzellen vermieden.The advantage of the invention is that the effect degree of the vane pump is improved. This advantage is achieved in that even at low speed len and thus with low centrifugal forces the sealing effect of Wing tips on the peripheral wall of the housing by an increased Contact pressure is improved. So an overflow of the Pressure medium from a high pressure vane to a flue Gel cell of lower pressure even with large pressure differences Avoid neighboring vane cells.

Die Merkmale des Anspruchs 2 stellen eine erste Ausführungs form der Erfindung dar. In diesem Fall verläuft jeder Andruck kanal vollständig innerhalb des Rotors. Er beginnt auf der Rotormantelfläche und setzt sich bis in den Fußraum eines benachbarten Flügelschlitzes fort.The features of claim 2 represent a first embodiment form of the invention. In this case, each proof runs channel completely inside the rotor. It starts on the Rotor jacket surface and sits down in the footwell one adjacent wing slot.

Diese Variante bietet den Vorteil, daß die Flügelspitzen be reits während des Druckaufbaus beim Durchfahren des Kompres sionsbereichs an die Gehäuseumfangswand gedrückt werden, da die Flügelfußräume ständig mit dem zunehmenden Druck der Kom pressionszelle beaufschlagt sind. Diese Andruckkraft nimmt während der gesamten Kompressionsphase entsprechend dem Kompressionsdruck bis zu einem Höchstwert zu.This variant has the advantage that the wing tips be riding during the build-up of pressure while driving through the compress sionsbereich be pressed against the peripheral wall, because the wing foot spaces constantly with the increasing pressure of the comm pressure cell are acted upon. This pressure force increases during the entire compression phase according to the Compression pressure up to a maximum.

Die Ausführungsform nach Anspruch 3 bietet hierzu eine Alter native, die je nach den baulichen Voraussetzungen der Flügel zellenpumpe, insbesondere bei kleinen Rotoren Anwendung finden kann, wenn die Rotorabmessungen das Anbringen der Andruckkanä le nicht mehr zulassen.The embodiment according to claim 3 offers an age for this native, depending on the structural requirements of the wing cell pump, especially for small rotors can, if the rotor dimensions the attachment of the pressure channel no longer allow le.

Um auch in Totpunktnähe das Andrücken der Flügelspitzen zu ermöglichen, empfiehlt es sich, die Andruckkanäle möglichst nah am Flügelschlitz beginnen zulassen. Hierfür ist ein Aus führungsbeispiel angegeben (s. unter Fig. 7).In order to enable the wing tips to be pressed close to the dead center, it is recommended that the pressure channels start as close as possible to the wing slot. An exemplary embodiment is given for this (see FIG. 7).

Die Weiterbildung nach Anspruch 4 bietet zusätzliche Vorteile, wenn ein Flügel den Bereich des Totpunktes überfährt. Hier ist die Vorderseite des Flügels bereits mit dem Unterdruck des Ansaugbereichs belastet, während die Rückseite des Flügels noch mit dem Kompressionsdruck der nachfolgenden Flügelzelle beaufschlagt ist. Bei dieser Weiterbildung wird der Flügel fußraum stets mit dem höchsten der Drücke der benachbarten Flügelzellen beaufschlagt.The training according to claim 4 offers additional advantages when a wing passes the dead center area. Here is the front of the wing with the negative pressure of the Intake area loaded while the back of the wing still with the compression pressure of the following wing cell is acted upon. In this training, the wing footwell always with the highest of the pressures of the neighboring Vane cells acted upon.

Gemäß den Merkmalen des Anspruchs 5 ist es zweckmäßig, den Ausgleichkanal stirnseitig in den Rotor oder eine Gehäuseplat te einzubringen. Diese Stellen sind ohne größeren Aufwand mit einfachen Maschinen zur Bearbeitung zugänglich.According to the features of claim 5, it is appropriate Compensation channel on the front side in the rotor or a housing plate to bring in. These places are with no major effort accessible to simple machines for processing.

Die Merkmale des Anspruchs 6 ermöglicht ebenfalls, zwei benachbarte Flügelfußräume mit dem höheren der beiden Kompres sionsdrücke der benachbarten Flügelzellen zu beaufschlagen.The features of claim 6 also enables two Adjacent wing foot spaces with the higher of the two compresses sion pressures of the neighboring vane cells.

Die Merkmale des Anspruchs 7 ermöglichen eine gezielte Druck absenkung für den Fall, daß die Flügel ansonsten extrem belas tet werden.The features of claim 7 enable targeted printing lowering in the event that the wings are otherwise extremely loaded be tested.

Im folgenden wird die Erfindung anhand von Ausführungs beispielen näher erläutert.In the following the invention based on execution examples explained in more detail.

Es zeigenShow it

Fig. 1, 3 jeweils eine axiale Aufsicht auf jeweils eine erfindungsgemäße Flügelzellenpumpe, Fig. 1, 3 each have an axial plan view of a respective vane pump according to the invention,

Fig. 2, 4 jeweils eine radiale Aufsicht auf jeweils eine erfindungsgemäße Flügelzellenpumpe der Fig. 1 und 3, Fig. 2, 4 each have a radial plan view, respectively, a vane pump according to the invention of Figs. 1 and 3,

Fig. 5, 6 jeweils eine Ansicht für eine mögliche Flügelanordnung, Fig. 5, 6 each show a view of a possible vane assembly,

Fig. 7-11 jeweils eine Ansicht zur Darstellung von Andruckkanal bzw. Ausgleichskanal. Fig. 7-11 each show a view of the pressure channel or compensation channel.

Die nun folgende Beschreibung gilt stets für alle Fig. 1 bis 11, sofern nicht ausdrücklich etwas anderes gesagt ist.The following description always applies to all of FIGS. 1 to 11, unless expressly stated otherwise.

Fig. 1 zeigt eine Flügelzellenpumpe 1 mit einem Gehäuse 2, und mit einem Rotor 3, in dessen Flügelschlitzen 4 die Flügel 5 gleitend geführt sind, und die mit ihren zu und entgegen der Rotordrehrichtung 12 weisenden Flächen, nämlich den Zellen flächen 32a, b (s. Fig. 3) sowie dem Gehäuse 2 und dem Rotorman tel 18 Flügelzellen 13 begrenzen, und die bei Rotordrehung periodisch einen Ansaugbereich und einen Kompressionsbereich 14a, b, c, d durchfahren. Fig. 1 shows a vane pump 1 with a housing 2 , and with a rotor 3 , in the wing slots 4, the vanes 5 are slidably guided, and with their surfaces facing and opposite to the direction of rotation 12 , namely the cell surfaces 32 a, b (See Fig. 3) and the housing 2 and the Rotorman tel 18 vane cells 13 limit, and which periodically pass through a suction area and a compression area 14 a, b, c, d during rotor rotation.

Das Gehäuse 2 der Pumpe wird gebildet aus einem ringförmigen Gehäusemantel 9, der an seinen beiden Stirnseiten von dem antriebsseitigen Gehäusedeckel 7 sowie der Gehäuseplatte 8 dicht abgeschlossen ist. Der antriebsseitige Gehäusedeckel 7 besitzt eine zentrale Bohrung, in welcher der Antriebsschaft 6 drehbar gelagert ist, der an seinem Ende über eine Verzah nung drehfest mit dem Rotor verbunden ist.The housing 2 of the pump is formed from an annular housing jacket 9 , which is sealed on both ends by the drive-side housing cover 7 and the housing plate 8 . The drive-side housing cover 7 has a central bore, in which the drive shaft 6 is rotatably mounted, which is connected at its end via a toothing rotation with the rotor.

Im vorliegenden Ausführungsbeispiel sitzen in jedem Rotor 3 acht gleitend geführte Flügel, deren Stellung innerhalb des Flügelschlitzes jeweils von der Stelle abhängig ist, an wel cher die Flügel an der Gehäuseumfangswand 30 des ringförmigen Gehäusemantels 9 anliegen. Zwischen jeweils zwei benachbarten Flügelschlitzen ist jeweils eine Flügelzelle 13 ausgebildet, welche in Umfangsrichtung von je einer Zellenfläche 32b des voranlaufenden Flügels und einer Zellenfläche 32a des hinter herlaufenden Flügels abgeschlossen wird. In radialer Richtung ist die Flügelzelle 13 nach außen von der Innenwandung des ringförmigen Gehäuses 9 sowie nach innen von dem Außenmantel 18 des Rotors 3 begrenzt. Jede der gezeigten Pumpen besitzt zwei Ansaugbereiche sowie zwei Kompressionsbereiche.In the present exemplary embodiment, eight slidably guided vanes sit in each rotor 3 , the position of which within the wing slot depends in each case on the location at which the vanes rest on the housing peripheral wall 30 of the annular housing jacket 9 . Between each two adjacent wing slots, a wing cell 13 is formed, which is closed in the circumferential direction by a cell surface 32 b of the leading wing and a cell surface 32 a of the trailing wing. In the radial direction, the vane cell 13 is bounded on the outside by the inner wall of the annular housing 9 and on the inside by the outer jacket 18 of the rotor 3 . Each of the pumps shown has two suction areas and two compression areas.

Jeweils ein Kompressionsbereich liegt zwischen der Stellung zwölf Uhr und drei Uhr und zwischen der Stellung sechs Uhr und neun Uhr, während jeweils ein Ansaugbereich zwischen der Stel lung neun Uhr und zwölf Uhr und der Stellung drei Uhr und sechs Uhr liegt. Es ist ersichtlich, daß jede der Flügelzellen 13 bei einer Rotorumdrehung jeweils einmal die Kompressions bereiche bzw. Ansaugbereiche durchfährt. Während des Durchfah rens des Kompressionsbereiches muß das zu fördernde Fluid über einen Zellenauslaß 43 das sich ständig verringernde Volumen einer Flügelzelle im Kompressionsbereich verlassen können. In dem besonderen Ausführungsbeispiel nach den Fig. 1 und 3 be steht der Zellenauslaß für jede Flügelzelle 13 aus einem Aus laßkanal 44, der auf der Rotormantelfläche beginnt, und durch den Rotor 3 verläuft. Dieser Auslaßkanal 44 tritt so aus dem Rotor 3 aus, daß er mit einem ortsfesten Kanal 45 kämmt, wel cher vorzugsweise im Pumpengehäuse 7 oder 8 angebracht ist. Dies ist jedoch keinerlei Bedingung, da der ortsfeste Auslaß kanal 45 auch ohne weiteres aus einer zentrischen Ausnehmung des Antriebsschaftes 6 bestehen kann. Wesentlich an der Ge staltung des Auslaßkanals 44 ist noch, daß er ein entgegen der Auslaßrichtung 46 federbelastetes Rückschlagventil 49 auf weist.A compression range lies between the twelve o'clock and three o'clock position and between the six o'clock and nine o'clock position, while a suction area lies between the nine o'clock and twelve o'clock position and the three o'clock and six o'clock position. It can be seen that each of the vane cells 13 passes through the compression areas or suction areas once during a rotor revolution. During the passage of the compression area, the fluid to be delivered must be able to leave the constantly decreasing volume of a vane cell in the compression area via a cell outlet 43 . In the particular embodiment according to FIGS. 1 and 3, the cell outlet for each vane cell 13 consists of an outlet channel 44 which begins on the rotor lateral surface and extends through the rotor 3 . This outlet channel 44 emerges from the rotor 3 so that it meshes with a stationary channel 45 , which is preferably attached in the pump housing 7 or 8 . However, this is not a condition since the stationary outlet channel 45 can also consist of a central recess in the drive shaft 6 . It is also essential to the design of the outlet channel 44 that it has a check valve 49 which is spring-loaded against the outlet direction 46 .

Wie die Fig. 2 und 4 zeigen, dringen die Auslaßkanäle 44 jeweils sekantial bis radial in den Rotor 3 ein (s. auch Fig. 1 und 3), und münden mit achsialen Komponenten 44a, hier exakt achsparallel, auf einer Rotorstirnfläche 47 (s. Fig. 4). Auf dieser Stirnfläche besitzt der Rotor 3 eine Ausnehmung 48, die hier ringförmig ausgestaltet ist und zentral zur Rotorachse 50 angeordnet ist. Auf dem Grund dieser zentralen Ausnehmung 48 ist das Rückschlagventil 49 befestigt.As FIGS . 2 and 4 show, the outlet channels 44 penetrate secantially to radially into the rotor 3 (see also FIGS. 1 and 3), and open with axial components 44 a, here exactly axially parallel, on a rotor end face 47 ( see Fig. 4). On this end face, the rotor 3 has a recess 48 , which is designed here in a ring shape and is arranged centrally to the rotor axis 50 . The check valve 49 is fastened on the base of this central recess 48 .

Wie die Fig. 1 und 3 bzw. 2 und 4 erkennen lassen, besteht das Rückschlagventil 49 aus einzelnen Ventilzungen 53, die stern förmig an einer zentralen Federplatte 51 sitzen. Die zentrale Federplatte 51 ist mittels mehrerer umfangsmäßig verteilter Befestigungsniete 52 stirnseitig in der zentralen Ausnehmung 48 des Rotors befestigt. Die Ventilzungen 53 liegen frei fe dernd auf den Mündungen der Auslaßkanäle 44 am Grund der zen tralen Ausnehmung 48 auf. Es ist ersichtlich, daß sie sich bei einem entsprechend hohen Druck in der Flügelzelle in Richtung zum ortsfesten Kanal 45 frei beweglich, jedoch mit vom Öff nungsweg abhängig steigender Federkraft vom Ventilsitz der Mündung des Auslaßkanals 44 abheben, so daß das geförderte Medium unter hohem Druck aus der Kompressionszelle in den Aus laßkanal entweichen kann. As shown in FIGS. 1 and 3 or 2 and 4, the check valve 49 consists of individual valve tongues 53 , which sit in a star shape on a central spring plate 51 . The central spring plate 51 is fastened at the end face in the central recess 48 of the rotor by means of a plurality of fastening rivets 52 distributed over the circumference. The valve tongues 53 lie freely on the mouths of the outlet channels 44 at the bottom of the central recess 48 . It can be seen that they move freely at a correspondingly high pressure in the vane in the direction of the fixed channel 45 , but with increasing spring force depending on the opening path from the valve seat of the mouth of the outlet channel 44 , so that the pumped medium under high pressure the compression cell can escape into the outlet channel.

Um den Weg der frei federnden Ventilzunge 53 innerhalb des elastischen Bereichs des Materials der Ventilzunge 53 zu be grenzen, sind sogenannte Begrenzungen 54 vorgesehen, welche zwar ein frei bewegliches Abheben der Ventilzunge 53 ermöglichen, jedoch verhindern, daß diese sich nach dem Anschlag an die Begrenzung 54 weiter aufbiegen kann.The path of the released resilient valve tongue 53 within the elastic range of the material of the valve tongue 53 limits to be so-called limitations 54 are provided which allow Although a freely movable lifting of the valve reed 53, but prevent those located after the abutment on the boundary 54 can bend further.

Im vorliegenden Fall sind die einzelnen Auslaßkanäle 44 im Mündungsbereich, der hier auf einer Rotorstirnfläche 47 liegt, durch die Zungenventile 53 verschlossen, welche in einer Zen tralaussparung 48 sitzen und hinter der Rotorstirnfläche 47 zurückspringen.In the present case, the individual outlet channels 44 in the mouth region, which here lies on a rotor end face 47 , are closed by the tongue valves 53 , which sit in a central recess 48 and spring back behind the rotor end face 47 .

Hierdurch ergibt sich vorteilhafterweise, daß die Innenwandung der Gehäuseplatte 8 vollkommen eben bearbeitet werden kann, und daß anderseits die Montage der Rückschlagventile 49 als frei federnde Zungenventile 53 ohne besonderen Aufwand von außen an dem Rotor 3 erfolgen kann.This advantageously results in that the inner wall of the housing plate 8 can be machined completely flat and, on the other hand, that the check valves 49 can be mounted on the rotor 3 from outside as free spring tongue valves 53 without any particular effort.

Die folgende Beschreibung bezieht sich auf die Fig. 1, 2, 5, 6, 7, 8, 7a, 8a, 9.The following description refers to FIGS. 1, 2, 5, 6, 7, 8, 7a, 8a, 9.

Bei diesen Ausführungsbeispielen ist jede Flügelzelle 13 beim Durchfahren des Kompressionsbereichs 14a, b, c, d durch einen Andruckkanal 15 mit dem Fußraum 16 des nachlaufenden Flügel schlitzes verbunden.In these exemplary embodiments, each wing cell 13 is connected to the foot space 16 of the trailing wing slot when passing through the compression region 14 a, b, c, d through a pressure channel 15 .

In jedem der Andruckkanäle 15 sitzt ein vom Fußraum 16 zur Flügelzelle 13 schließendes Rückschlagventil 17 (s. Fig. 8, 9). Der Andruckkanal 15 kann auf zwei verschiedene Arten die Flü gelzelle 13 mit dem Fußraum 16 des nachlaufenden Flügelschlit zes verbinden.In each of the pressure channels 15 there is a check valve 17 which closes from the footwell 16 to the wing cell 13 (see FIGS. 8, 9). The pressure channel 15 can connect the wing gel cell 13 with the footwell 16 of the trailing wing slide zes in two different ways.

Wie Fig. 1 zeigt, ist es möglich, daß der Andruckkanal 15 in den Rotormantel 18 eindringt und durch den Rotor 3 verläuft, derart, daß er in dem Fußraum 16 mündet. Im Falle der Fig. 1 besteht zusätzlich die Besonderheit, daß der Andruckkanal 15 als Abzweigkanal von dem Auslaßkanal 44 ausgebildet ist. Wie jedoch in Fig. 5 gezeigt ist, muß dies jedoch keinesfalls so sein. Es ist ohne weiteres möglich, den Andruckkanal 15 unab hängig von dem Auslaßkanal 44 zwischen der Flügelzelle 13 und dem Fußraum 16 des Flügelschlitzes anzuordnen.As shown in FIG. 1, it is possible that the pressure channel 15 penetrates into the rotor jacket 18 and runs through the rotor 3 in such a way that it opens into the footwell 16 . In the case of FIG. 1 there is also the special feature that the pressure channel 15 is designed as a branch channel from the outlet channel 44 . However, as shown in Fig. 5, this need not be the case. It is readily possible to arrange the pressure channel 15 independently of the outlet channel 44 between the wing cell 13 and the footwell 16 of the wing slot.

Andererseits ist es möglich, daß der Andruckkanal 15 im Gehäuse 2 der Flügelzellenpumpe angeordnet ist. Hierzu muß er im Kompressionsbereich 14a, b, c, d beginnen, und nach dem Durch laufen des Gehäuses 2 in einem Bereich münden, wo die Flügel fußräume 16 vorbeistreichen. Dieser Fall ist in Fig. 8 gezeigt.On the other hand, it is possible that the pressure channel 15 is arranged in the housing 2 of the vane pump. To do this, he must start in the compression area 14 a, b, c, d, and after running through the housing 2 open into an area where the wings foot space 16 sweep past. This case is shown in Fig. 8.

Fig. 8 zeigt die Version eines Andruckkanals 15, der in der Gehäuseplatte 8 des Gehäuses 2 beginnt, und der einen Mün dungsbereich 19 aufweist, der von den Flügelfußräumen 16 über strichen wird. In diesem Fall ist das Rückschlagventil 17 innerhalb der Gehäuseplatte 8 angeordnet. Fig. 8 shows the version of a pressure channel 15 , which begins in the housing plate 8 of the housing 2 , and has a Mün expansion area 19 , which is swept over by the wing foot spaces 16 . In this case, the check valve 17 is arranged inside the housing plate 8 .

Dabei ist die Anordnung des Andruckkanals 15 unabhängig von der Flügelzahl, die in jeweils einem Flügelschlitz gleitend stecken.The arrangement of the pressure channel 15 is independent of the number of wings, which are slidably in each wing slot.

Während im Falle der Fig. 1 und 3, sowie 5, 5a und 6, 6a Andruckkanäle vorliegen, die auf jeweils ein Flügelpaar 28 wirken, zeigt Fig. 7 darüberhinaus, daß der Andruckkanal 15 eine sekantial gerichtete Anbohrung des Flügelfußraums ist. Der Flügelfußraum besteht aus einer am unteren Schlitzende achsial eingebrachten Bohrung 56, mit größerem Durchmesser als die Breite des Flügelschlitzes (=Schlitzbreite). Hierdurch ergibt sich der Vorteil, daß mit einfachen Werkzeugmitteln der erfindungsgemäße Andruckkanal 15 gefertigt werden kann. Des weiteren ist, wie Fig. 7 zeigt, die Anordnung des Andruckkanals 15 nicht von der Anzahl der Flügel pro Flügelschlitz 4 abhän gig.While in the case of FIGS. 1 and 3, and 5, 5a and 6, 6a there are pressure channels which act on a pair of wings 28 in each case, FIG. 7 further shows that the pressure channel 15 is a secant-oriented drilling of the wing foot space. The wing footwell consists of a bore 56 made axially at the lower end of the slot, with a larger diameter than the width of the wing slot (= slot width). This has the advantage that the pressure channel 15 according to the invention can be manufactured with simple tool means. Furthermore, as shown in FIG. 7, the arrangement of the pressure channel 15 does not depend on the number of wings per wing slot 4 .

Die Fig. 7a, 8a, 8 und 10 zeigen eine weitere Besonderheit. FIGS. 7a, 8a, 8 and 10 show a further characteristic.

Wie Fig. 8 zeigt, befindet sich in dem Kompressionsbereich 14b, der unmittelbar vor der Grenze 24 zwischen Kompressionsbereich und Ansaugbereich liegt, ein nierenförmiger Ausgleichskanal 20 in der hinter dem Rotor liegenden Gehäusewand 8.As shown in FIG. 8, a kidney-shaped compensating channel 20 is located in the compression area 14 b, which lies immediately before the boundary 24 between the compression area and the suction area, in the housing wall 8 located behind the rotor.

Der Ausgleichskanal ist dann vorteilhaft, wenn ein Flügel die Grenze 24 zwischen Kompressionsbereich und Ansaugbereich durchfährt.The compensation channel is advantageous if a wing traverses the boundary 24 between the compression area and the suction area.

In diesem Fall ist eine der Flügelangriffsflächen an dem Flü gelkopf bereits mit dem Unterdruck der Ansaugzelle beauf schlagt, während die andere Flügelangriffsfläche noch mit dem Kompressionsdruck der nachlaufenden Flügelzelle beaufschlagt wird.In this case, one of the wing engagement surfaces is on the wing Gel head already applied with the vacuum of the suction cell beats while the other wing attack surface is still with the Compression pressure applied to the trailing vane cell becomes.

Durch die derartige Anordnung des Ausgleichskanals 20 kann somit der Flügel, der im Moment die Grenze 24 überfährt, auch noch zuverlässig an die Gehäuseumfangswand 30 angedrückt wer den, so daß auch für diese mit höchstem Kompressionsdruck be aufschlagten Kompressionszelle noch eine gute Dichtwirkung erzielt wird.With such an arrangement of the compensating channel 20 , the wing that is crossing the limit 24 at the moment can also be reliably pressed against the peripheral wall 30 of the housing, so that a good sealing effect is also achieved for this compression cell with the highest compression pressure.

Dieser Ausgleichskanal 20 steht einerseits mit dem Andruck kanal 15 in Verbindung. Andererseits ist die Erstreckung des Ausgleichskanals 20 in Umfangsrichtung so groß, daß er in dieser Rotorstellung einerseits eine Mündung 21 in den Fußraum des nachlaufenden Flügelschlitzes und andererseits eine Mün dung 22 in den Fußraum des vorauslaufenden Flügelschlitzes besitzt. Hierdurch wird erreicht, daß beim Durchfahren dieses Bereichs die Flügelfußräume des vorauslaufenden und des nach laufenden Flügels bzw. Flügelpaares mit der Kompressionszelle des höchsten Drucks verbunden sind.This compensation channel 20 is on the one hand with the pressure channel 15 in connection. On the other hand, the extent of the compensating channel 20 in the circumferential direction is so large that in this rotor position, on the one hand, it has an orifice 21 in the footwell of the trailing wing slot and, on the other hand, a coin 22 in the footwell of the leading wing slot. This ensures that when passing through this area, the wing foot spaces of the leading and the following wing or pair of wings are connected to the compression cell of the highest pressure.

Dieser Kanal kann einerseits in einer der Gehäuseplatten 7, 8 angeordnet sein. Andererseits zeigt Fig. 7a eine Version, bei welcher der Ausgleichskanal 20 in der hinten liegenden Rotor stirnfläche verläuft.On the one hand, this channel can be arranged in one of the housing plates 7 , 8 . On the other hand, Fig. 7a shows a version in which the equalization channel 20 runs in the rear rotor face.

Eine weitere Besonderheit zeigt Fig. 10. In diesem Fall sind die zwei aufeinanderfolgenden Flügelzellen 13 über je eine Leitung an je einen Eingang eines Wechselventils 26 angeschlossen. Die Ableitung des Wechselventils 26 mündet in den nierenförmigen Ausgleichskanal 20, der seinerseits wieder mit den Fußräumen des voranlaufenden sowie des nachlaufenden Flügelschlitzes verbunden ist.A further special feature is shown in FIG. 10. In this case, the two successive vane cells 13 are each connected to an input of a shuttle valve 26 via a line. The derivation of the shuttle valve 26 opens into the kidney-shaped compensation channel 20 , which in turn is connected to the footwell of the leading and trailing wing slots.

Fig. 11 zeigt eine weitere Besonderheit. In diesem Fall ist der Ausgleichkanal 27 derart schmal bemessen, daß er eine Drossel wirkung für das über das Wechselventil 26 einströmende Medium besitzt. Dies bedeutet, daß die Abmessungen des Ausgleichs kanals im Verhältnis zu den Abmessungen der übrigen Strömungs querschnitte erheblich geringer sind. Fig. 11 shows a further feature. In this case, the compensation channel 27 is dimensioned so narrow that it has a throttle effect for the medium flowing in via the shuttle valve 26 . This means that the dimensions of the compensation channel are considerably smaller in relation to the dimensions of the other flow cross sections.

Eine weitere Besonderheit ergibt sich aus dem Ausführungsbei spiel gem. Fig. 10. In diesem Fall zweigt nämlich die Zuleitung zum Wechselventil 26, und damit die Verbindung von den Flügel zellen zu den Fußräumen von den Zellenauslaßkanälen 43 ab. Diese Zellenauslaßkanäle 43 sitzen ortsfest in einer Gehäuse stirnwand 7, 8 der Flügelzellenpumpe.Another peculiarity arises from the exemplary embodiment according to Fig. 10. In this case, namely the supply line to the shuttle valve 26 , and thus the connection from the wing cells to the footwells from the cell outlet channels 43 . These cell outlet channels 43 sit stationary in a housing end wall 7, 8 of the vane pump.

Wie weiterhin aus Fig. 7a ersichtlich ist, kann auch eine An ordnung sinnvoll sein, bei welcher ein Andruckkanal 15 im Rotor angeordnet ist, wobei der Ausgleichskanal 20 ebenfalls im Rotor liegt und die Flügelfußräume aufeinanderfolgender Flügelschlitze miteinander verbindet.As can further be seen from FIG. 7a, an arrangement may also be appropriate, in which a pressure channel 15 is arranged in the rotor, the compensation channel 20 also being in the rotor and connecting the wing root spaces of successive wing slots to one another.

Die Fig. 8a zeigt, daß auch eine Anordnung von der Erfindung mitumfaßt wird, bei welcher der Andruckkanal 15 von dem orts festen Zellenauslaß 43 abzweigt, wobei der Mündungsbereich jedes Andruckkanals 15 eine nierenförmige Umfangserweiterung einer Gehäusestirnplatte 7, 8 (s. Fig. 2, 4) sein kann, deren Länge so bemessen ist, daß sie die zwei aufeinanderfolgenden Flügelschlitze 4 in keiner Rotordrehstellung miteinander ver bindet. FIG. 8a shows that an arrangement is encompassed by the invention, wherein the Andruckkanal 15 of the stationary cell outlet 43 branches off, wherein the mouth region of each Andruckkanals 15 is a kidney-shaped circumferential extension of a housing end plate 7, 8 (s. Fig. 2, 4) can be, the length of which is such that it binds the two consecutive wing slots 4 in any rotor rotating position ver.

Fig. 9 zeigt die Aufsicht auf ein weiteres mögliches Ausfüh rungsbeispiel. In diesem Fall zweigt der Andruckkanal 15 mit dem Rückschlagventil 17 ebenfalls vom ortsfesten Zellenauslaß 43 ab. Der Zellenauslaß 43 mündet in einen nicht weiter bezeichneten gemeinsamen Pumpenanschluß, der gegenüber dem Zellenauslaß 43 mittels des Zungenventils 53 verschlossen wird. Insoweit wird auf die bisherige Beschreibung in vollem Umfang Bezug genommen. Fig. 9 shows the supervision of another possible embodiment example. In this case, the pressure channel 15 with the check valve 17 also branches off from the stationary cell outlet 43 . The cell outlet 43 opens into a common pump connection (not designated further) which is closed off from the cell outlet 43 by means of the tongue valve 53 . In this respect, reference is made in full to the previous description.

Der Andruckkanal 15 besitzt zusätzlich zu seiner Verbindung in den Fußraum 16 des Flügelschlitzes einen Ausgang in den Pum penanschluß. Eine Besonderheit besteht in diesem Fall darin, daß der Fluidstrom geteilt wird. Ein Teil des Fluidstroms dringt in den Flügelfußraum 16 des Flügelschlitzes 4 ein. Ein anderer Teil des Fluidstroms weicht in den Pumpenanschluß aus. Damit jedoch der Hauptanteil des Fluidstroms in den Flügel schlitz 4 eindringt, ist der abgeführte Fluidstrom in den Pumpenanschluß über die Drossel 55 abgedrosselt. Hierdurch wird erreicht, daß bei einem zu starken explosionsartigen Druckanstieg (25) in der Flügelzellenpumpe die Flügel nicht über Gebühr belastet werden.The pressure channel 15 has in addition to its connection in the footwell 16 of the wing slot an outlet in the pump penanschluß. A special feature in this case is that the fluid flow is divided. A part of the fluid flow penetrates into the wing root space 16 of the wing slot 4 . Another part of the fluid flow escapes into the pump connection. However, so that the main part of the fluid flow penetrates into the wing slot 4 , the discharged fluid flow is throttled into the pump connection via the throttle 55 . This ensures that if the explosion-like pressure increase ( 25 ) in the vane pump is too great, the vanes are not excessively loaded.

Wie die Fig. 7a, 8a und 10 erkennen lassen, ist jedem Kompres sionsbereich kurz vor Erreichen der Grenze 24 zwischen Kom pressionsphase und Ansaugphase eine Stelle 25 zugeordnet, die als Höchstdruckstelle bezeichnet wird. An dieser Stelle tritt in der jeweils dort befindlichen Flügelzelle ein sehr steiler Druckanstieg auf.As shown in FIGS. 7a, 8a and 10 can detect, each Kompres is sion area pressionsphase shortly before reaching the boundary 24 between Kom and intake associated with a stop 25, which is referred as the maximum print location. At this point, there is a very steep increase in pressure in the wing cell located there.

Dieser Druckanstieg würde in vollem Umfang auf den Flügelfuß raum weitergegeben. Dies kann unerwünscht sein. Deshalb wird der Druck des in den Flügelfußraum 16 geleiteten Fluidstroms geteilt, und ein Teil des Fluidstroms über die Drossel 55 in den Pumpenauslaß entlastet.This increase in pressure would be fully passed on to the wing foot space. This can be undesirable. Therefore, the pressure of the fluid flow directed into the wing root space 16 is divided, and part of the fluid flow is relieved via the throttle 55 into the pump outlet.

Wie den Fig. 1 und 2 entnehmbar ist, mündet der Andruckkanal 15 in den Flügelfußraum 16 des Flügelschlitzes 4. Hierbei besteht gemäß diesen Fig. 1 und 2 eine weitere Besonderheit. As can be seen in FIGS . 1 and 2, the pressure channel 15 opens into the wing foot space 16 of the wing slot 4 . There is another special feature according to these FIGS. 1 and 2.

Jeder der Flügel sitzt in einer Tasche 56; dies bedeutet, daß der Boden der Tasche 56 gegenüber der zentralen Ausnehmung 48 über die Fußraumbegrenzung 10 abgeschlossen ist. Durch diesen dichten Abschluß läßt sich also erreichen, daß der Kompres sionsdruck derjenigen Flügelzelle 13, die durch den Kompres sionsbereich fährt, voll auf die Unterseite der Flügel gegeben wird.Each of the wings sits in a pocket 56 ; this means that the bottom of the pocket 56 is closed off from the central recess 48 via the foot space limitation 10 . This tight seal can thus be achieved that the compression pressure of the wing cell 13 , which passes through the compression area, is given fully to the underside of the wing.

Also wirken die Druckspitzen, die oben auf den Flügelkopf ein wirken, auch von unten auf den Flügelfuß.So the pressure peaks act on the top of the wing head act, also from below on the wing base.

Im Falle der Fig. 3 und 4 sind die Verhältnisse etwas anders. Dort ist der Fußraum 16 über den Durchbruch 11 mit der zen tralen Ausnehmung 48 verbunden. Dies bedeutet, daß auf den Flügelfuß 36 stets derjenige Druck einwirkt, der sich in der zentralen Ausnehmung 48 einstellt. Also kann durch diese Maß nahme, nämlich einen in die zentrale Ausnehmung 48 durchbro chenen (11) Fußraum 16 auch eine Andrückung der Flügelspitzen an die Gehäuseumfangswand 30 (s. Fig. 3) erreicht werden.In the case of FIGS. 3 and 4, the conditions are somewhat different. There the footwell 16 is connected via the opening 11 to the central recess 48 . This means that the wing foot 36 is always acted upon by the pressure which is established in the central recess 48 . So can measure by this measure, namely a broken into the central recess 48 ( 11 ) footwell 16 , a pressure of the wing tips against the peripheral wall 30 (see FIG. 3) can be achieved.

Also ist auch bei diesem Ausführungsbeispiel jede Flügelzelle beim Durchfahren des Kompressionsbereichs zumindest dann durch einen Andruckkanal 15 mit dem Fußraum 16 des nachlaufenden Flügelschlitzes 4 verbunden, wenn das aus der Federzunge 53 bestehende Rückschlagventil von dem Kompressionsraum in die Zentralausnehmung 48 öffnet.In this exemplary embodiment, too, each vane cell is connected to the foot space 16 of the trailing wing slot 4 when the compression area is passed through at least one pressure channel 15 when the check valve consisting of the spring tongue 53 opens from the compression space into the central recess 48 .

Eine weitere Besonderheit ist in den Fig. 1, 3, 5, 6, 5a, 6a, dargestellt.Another special feature is shown in FIGS. 1, 3, 5, 6, 5a, 6a.

Die Fig. 1 bis 6a zeigen, daß in jedem Flügelschlitz 4 jeweils ein Flügelpaar 28 gleitend geführt ist (s. Fig. 3), wobei jeder Flügel jedes Flügelpaares mit einer Berührkante 29 an der Gehäuseumfangswand 30 anliegt. Die Flügel eines jeden Flügel paares liegen mit einander zugewandten Gleitflächen 31a, 31b gleitend aufeinander, und begrenzen, wie dies auch im Falle von nicht paarweise vorhandenen Einzelflügeln der Fall ist, mit ihren Zellenflächen 32a, b jeweils eine Flügelzelle in Umfangsrichtung.The FIGS. 1 to 6 show that in each vane slot 4 are each a pair of wings 28 is slidingly guided (s. Fig. 3), each wing of each wing pair rests with a contacting edge of the housing 29 at the circumferential wall 30. The wings of each pair of wings lie with mutually facing sliding surfaces 31 a, 31 b slidingly on one another, and, as is also the case in the case of non-paired individual wings, limit with their cell surfaces 32 a, b a vane cell in the circumferential direction.

Die Besonderheit besteht nun darin, daß die Berührkante 29 eines jeden Flügels im wesentlichen auf der Zellenfläche 32a, b ihres Flügels liegt. Im vorliegenden Fall ist zu diesem Zweck jeder der beiden Flügel im Spitzenbereich in Richtung zu den gemeinsamen Gleitflächen 31a, b nach innen abgeschrägt, und zwar so daß die Flügelspitze zwischen der Zellenfläche 32a, b und der Gleitfläche 31a, b einen spitzen Winkel bildet. Die Größe des Winkels richtet sich u. a. nach dem Verlauf der Gehäu seumfangswand 30, da durch die Anschrägung sichergestellt sein soll, daß der Flügel stets nur mit der Berührkante 29 an der Gehäuseumfangswand 30 anliegt. Ein weiteres Kriterium um die sen Winkel zu bemessen ist die Frage des Verschleißes. Je spitzer der Winkel wird, desto höher wird der Verschleiß sein, desto besser allerdings auch die Dichtwirkung. Die Größe des Winkels richtet sich nach dem jeweiligen Anwendungsfall, und kann ggf. auch durch einfache Versuche ermittelt werden.The special feature is that the contact edge 29 of each wing lies essentially on the cell surface 32 a, b of its wing. In the present case, for this purpose, each of the two wings is chamfered inward in the tip region in the direction of the common sliding surfaces 31 a, b, so that the wing tip between the cell surface 32 a, b and the sliding surface 31 a, b is an acute angle forms. The size of the angle depends, inter alia, on the course of the housing circumferential wall 30 , since the bevel should ensure that the wing always abuts only with the contact edge 29 on the housing circumferential wall 30 . Another criterion for measuring this angle is the question of wear. The more acute the angle, the higher the wear will be, but the better the sealing effect. The size of the angle depends on the respective application, and can also be determined by simple tests if necessary.

Es ist ersichtlich, daß die Flügelspitze mit einer scharfen Berührungskante 29 dicht an der Gehäuseumfangswand 30 anliegt.It can be seen that the wing tip lies tightly against the housing peripheral wall 30 with a sharp contact edge 29 .

Wie beispielsweise aus Fig. 5, rechter Teil erkennbar ist, sind die einzelnen Flügel eines jeden Flügelpaares 28 unabhängig voneinander bewegbar. Hierdurch wird ermöglicht, daß die Flü gelfüße 36 eines jeden Flügelpaares 28 unterschiedlich weit in den Flügelschlitz 4 einfahren können, und zwar soweit, daß sich die Stellung jedes einzelnen der beiden Flügel allein aus der Zwangsführung ergibt, welche die Gehäuseumfangswand 30 auf die Berührkante 29 des Flügels ausübt.As can be seen from the right part of FIG. 5, for example, the individual wings of each pair of wings 28 can be moved independently of one another. This makes it possible that the Flü gelfüße 36 of each pair of wings 28 may vary retract far into the vane slot 4, and to such an extent that the position of each of the two wings, resulting solely from the forced guidance which the peripheral housing wall 30 on the contacting edge 29 of the Wing.

Zwischen den beiden parallelen Berührkanten 29 eines jeden Flügelpaares 28 ist ein Hohlraum 57 (Fig. 5) ausgebildet. In folge der unabhängigen Flügelbewegung unterliegt das Volumen des Hohlraums 57 bei Rotordrehung einer periodischen Verän derung. Aus diesem Grund beginnt, wie Fig. 5 zeigt, bei jedem Flügelpaar 28 zwischen den Berührkanten 29 eine Kanalverbin dung 33, welche in einen nach außen führenden Entlastungskanal 34 mündet. Der nach außen führende Entlastungskanal 34 liegt stets in demjenigen Bereich welche die mitdrehende Kanalver bindung 33 überstreicht. Hierdurch ist eine ständige Verbin dung des Hohlraums 57 mit der Umgebung gewährleistet, so daß sich kein, die Flügelanpreßkraft verringernder Gegendruck in dem Hohlraum 57 aufbauen kann.A cavity 57 ( FIG. 5) is formed between the two parallel contact edges 29 of each pair of wings 28 . As a result of the independent wing movement, the volume of the cavity 57 is subject to a periodic change when the rotor is rotated. For this reason, as shown in FIG. 5, for each pair of wings 28 between the contact edges 29, a channel connection 33 , which opens into an outward discharge channel 34 . The discharge channel 34 leading to the outside is always in the area which covers the rotating channel connection 33 . This ensures a constant connec tion of the cavity 57 with the environment, so that no, the wing pressure reducing back pressure can build up in the cavity 57 .

Wie weiterhin Fig. 5 zeigt, besteht die Kanalverbindung 33 aus Nuten, die von den Gleitflächen 31a, b begrenzt werden. Dies wird dadurch erreicht, daß die Kanalverbindung 33 im Quer schnitt gesehen, jeweils zur Hälfte in die Gleitfläche 31a jeweils eines der Flügel eingearbeitet ist.Further, as Fig. 5 shows, there is a channel connection 33 from grooves of the sliding surfaces 31 a, b are limited. This is achieved in that the channel connection 33 is seen in cross section, one half of each of the wings is incorporated into the sliding surface 31 a.

Fig. 6 zeigt die Aufsicht auf die Gleitfläche 31a eines der beiden Flügel eines Flügelpaares 28, nachdem der andere der beiden Flügel entfernt wurde. Fig. 6 shows the top view of the sliding surface 31 a of one of the two wings of a pair of wings 28 after the other of the two wings has been removed.

Es ist ersichtlich, daß die Gleitfläche 31a Oberflächenver tiefungen aufweist, die beim Zusammenfügen der beiden einzel nen Flügel eines Flügelpaares 28 einen geschlossenen Kanal 33 ergeben.It can be seen that the sliding surface 31 a has surface depressions which give a closed channel 33 when the two individual wings of a pair of wings 28 are joined together.

Die Kanalverbindung 33 beginnt also im Bereich 35 zwischen den Berührkanten 29 und mündet mit einem achsial ausgerichteten Kanal auf der Flügelseitenwand 37 mit ihrer Mündung 38, welche mit dem ortsfesten Kanal 34 (Entlastungskanal der Gehäusesei tenwand 8) ständig kommuniziert.The channel connection 33 thus begins in the area 35 between the Berührkanten 29 and terminates with an axially aligned channel on the wing side wall 37 with its opening 38 which (tenwand discharge channel of the Gehäusesei 8) to the stationary duct 34 communicates continuously.

Wie aus Fig 1, 5 und 6 erkennbar ist, kann es sinnvoll sein, auch Flügelzellenpumpen mit Doppelflügel 28 mit einem Andruck kanal 15 zu versehen. Insofern wird auf die bisherige Beschreibung hierzu in vollem Umfang Bezug genommen.As can be seen from Fig. 1 , 5 and 6 , it may be useful to provide vane pumps with double vane 28 with a pressure channel 15 . In this respect, reference is made in full to the previous description.

Wie aus Fig. 6 erkennbar ist, beginnen die Verbindungskanäle 33 infolge der etwa dreieckförmigen Anspitzung eines jeden Flügels vollkommen frei in dem Bereich, der zwischen den Be rührkanten 29 eines einzelnen Flügelpaares liegt.As can be seen from Fig. 6, the connecting channels 33 begin due to the approximately triangular tapering of each wing completely freely in the area between the contact edges 29 Be a single pair of wings.

Weiterhin ist hier verwirklicht, daß die Kanalverbindung 33 von dem Bereich 35 zwischen den Berührkanten 29 zunächst zum Flügelfuß 36 verläuft, und sich dann in achsialer Richtung bis zu einer Mündung 38 auf einer Flügelseitenwand 37 fortsetzt. Desweiteren wird der Entlastungskanal 34 so angeordnet, daß er auf denjenigen Äquidistanten zur Gehäuseumfangswand 30 ver läuft, welche von der Mündung 38 bei Rotordrehung überstrichen werden.Furthermore, it is realized here that the channel connection 33 initially runs from the area 35 between the contact edges 29 to the wing base 36 , and then continues in the axial direction up to an opening 38 on a wing side wall 37 . Furthermore, the relief channel 34 is arranged so that it runs ver on those equidistant to the housing peripheral wall 30 , which are swept by the mouth 38 when the rotor rotates.

Die Fig. 5a und 6a zeigen eine weitere Besonderheit. In diesem Fall ist in den Entlastungskanal 34 ein ringförmiges Stützband 40 eingelegt, welches so breit ist, daß es zugleich in seit liche Nuten 41 der Doppelflügel 28 eingreift. Dieses ringförmige Stützband besitzt eine radial nach außen zur Ge häuseumfangswand 30 weisende Vorspannung, wodurch die Doppel flügel 28 radial nach außen gegen die Gehäuseumfangswand 30 gezwungen werden. FIGS. 5a and 6a show another peculiarity. In this case, an annular support band 40 is inserted in the relief channel 34 , which is so wide that it also engages in Liche grooves 41 of the double wing 28 . This annular support band has a radially outwardly to the Ge häuseumfangswand 30 facing bias, whereby the double wing 28 is forced radially outwardly against the housing peripheral wall 30th

Weiterhin zeigen die Fig. 6 und 6a, daß die Kanalverbindung 33 symmetrisch zur mittleren Radialebene 42 des Rotors verläuft. Durch diese Maßnahme wird erreicht, daß die einzelnen Flügel eines jeden Doppelflügels symmetrisch belastet werden.Still further, FIGS. 6 and 6a that the channel connection 33 runs symmetrically to the central radial plane of the rotor 42. This measure ensures that the individual wings of each double wing are loaded symmetrically.

BezugszeichenaufstellungList of reference symbols

1 Flügelzellenpumpe
2 Gehäuse
3 Rotor
4 Flügelschlitz
5 Flügel
6 Antriebsschaft
7 antriebsseitiger Gehäusedeckel
8 Gehäuseplatte
9 Gehäusemantel
10 Fußraumbegrenzung
11 Fußraumdurchbruch
12 Rotordrehrichtung
13 Flügelzelle
14a Kompressionsbereich
14b Kompressionsbereich
14c Kompressionsbereich
14d Kompressionsbereich
15 Andruckkanal
16 Fußraum
17 Rückschlagventil
18 Rotormantel
19 Mündungsbereich
20 Ausgleichskanal, Niere
21 Mündung im nachfolgenden Flügelfußraum
22 Mündung im vorauslaufenden Flügelfußraum
23 -
24 Grenze zwischen Kompressionsbereich und Ansaugbereich, Totpunkt
25 Höchstdruckstelle
26 Wechselventil
27 Ausgleichskanal mit Drosselfunktion
28 Flügelpaar
29 Berührkante
30 Gehäuseumfangswand
31a, b Gleitflächen
32a, b Zellenflächen
33 Kanalverbindung
34 Entlastungskanal
35 Bereich zwischen den Berührkanten
36 Flügelfuß
37 Flügelseitenwand
38 Mündung
39 -
40 Stützband
41 seitliche Nuten
42 mittlere Radialebene
43 Zellenauslaß
44 Auslaßkanal
44a achsparalleles Kanalstück
45 ortsfester Kanal
46 Auslaßrichtung
47 Rotorstirnfläche
48 Ausnehmung
49 Rückschlagventil
50 Rotorachse
51 zentrale Federplatte
52 Befestigungsniet
53 frei federnde Zunge
54 Begrenzung
55 Drossel
56 Tasche
57 Hohlraum
58 Bohrung 1 vane pump
2 housings
3 rotor
4 wing slots
5 wings
6 drive shaft
7 drive-side housing cover
8 housing plate
9 housing jacket
10 foot space limitation
11 Breakthrough in the footwell
12 Direction of rotor rotation
13 wing cell
14 a compression range
14 b compression area
14 c compression range
14 d compression range
15 pressure channel
16 footwell
17 check valve
18 rotor casing
19 mouth area
20 compensation channel, kidney
21 Mouth in the following wing footwell
22 Mouth in the leading wing footwell
23 -
24 Border between compression area and intake area, dead center
25 maximum pressure point
26 shuttle valve
27 compensation channel with throttle function
28 pair of wings
29 contact edge
30 peripheral housing wall
31 a, b sliding surfaces
32 a, b cell areas
33 channel connection
34 relief channel
35 Area between the contact edges
36 wing base
37 wing side wall
38 mouth
39 -
40 support band
41 side grooves
42 middle radial plane
43 cell outlet
44 outlet duct
44 a axially parallel duct piece
45 fixed channel
46 outlet direction
47 rotor face
48 recess
49 check valve
50 rotor axis
51 central spring plate
52 fastening rivet
53 freely resilient tongue
54 limitation
55 throttle
56 bag
57 cavity
58 hole

Claims

1. Vane pump ( 1 ) with a housing ( 2 ) and with a rotor ( 3 ) in its wing slots ( 4 ), the wing gel ( 5 ) are slidably guided and with their faces towards and against the rotor rotation ( 12 ) (Zel lenflächen ( 32 a, 32 b) and the housing ( 2 ) and the rotor jacket ( 18 ) limit vane cells ( 13 ) and which periodically pass through a suction area and a compression area ( 14 ) when the rotor is rotated ( 12 ), characterized in that
each wing cell ( 13 ) when passing through the compression area ( 14 ) through a channel Andruckka ( 15 ) with the footwell ( 16 ) of the trailing wing slot ( 4 ) is connected, and that in the pressure channel ( 15 ) from the footwell ( 16 ) to the wing cell ( 13 ) closing check valve ( 17 ) is seated.

2. Vane pump according to claim 1, characterized in that the pressure channel ( 15 ) penetrates into the rotor jacket ( 18 ) and opens into the footwell ( 16 ).

3. Vane pump according to claim 1, characterized in that the pressure channel ( 15 ) in the housing ( 2 ), the vane cell pump ( 1 ) is arranged and begins in the compression area ( 14 ), and opens into an area where the wing foot spaces ( 16 ) swipe by.

4. Vane pump according to one of claims 1 to 3, characterized in that in each case a plurality of adjacent wing foot spaces ( 16 ) by one over a partial circumference of the rotor ( 3 ) or of the wing foot spaces ( 16 ) over swept area of a housing plate ( 8 ) extending compensating channel ( 20 ) are connected when passing through the compression area ( 14 ), in particular when one of the wing foot spaces ( 16 ) crosses the boundary ( 24 ) between the compression area ( 14 ) and the suction area.

5. Vane pump according to claim 4, characterized in that the compensating channel ( 34 ) consists of a recess ( 48 ) from a rotor end wall ( 47 ) or from a housing end wall ( 7 , 8 ).

6. Vane pump according to one of claims 1 to 5, characterized in that each wing footwell ( 16 ) via a shuttle valve ( 26 ) with two adjacent vane cells ( 13 ) is connected.

7. Vane pump according to one of claims 1 to 6, characterized in that the pressure channel ( 15 ) behind the check valve ( 17 ) via a throttle ( 55 ) is connected to the cell outlet ( 45 ).