ГЕРОТОРНЫЙ НАСОС Российский патент 2010 года по МПК F04C2/10 

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и, в частности, к маслонасосам системы смазки авиационного газотурбинного двигателя (ГТД).

Известен героторный насос, содержащий приводной вал, установленную на нем по меньшей мере одну пару эксцентрично расположенных шестерен и элементы осевой фиксации вала (Т.М.Башта «Объемные насосы и гидравлические двигатели гидросистем». - М.: Машиностроение, 1974 г., стр.352, рис.135).

К недостатку известного насоса следует отнести низкую надежность работы элементов осевой фиксации приводного вала при высоких радиальных нагрузках на подшипники и при наличии высоких вибраций, что характерно для маслонасосов системы смазки ГТД. При работе насоса в этих условиях происходит интенсивный износ беговых дорожек и тел качения подшипников, которые воспринимают действующую на приводной вал осевую нагрузку в обе стороны и являются элементами, обеспечивающими его осевую фиксацию, что приводит к увеличению осевого смещения вала относительно корпуса и нарушению его фиксации.

Задачей изобретения является повышение надежности осевой фиксации приводного вала героторного насоса.

Указанная задача решается тем, что в известном героторном насосе, содержащем приводной вал, установленную на нем по меньшей мере одну пару эксцентрично расположенных шестерен и элементы осевой фиксации вала, согласно изобретению элементы осевой фиксации вала выполнены в виде цилиндрического штифта, установленного в соосных радиальных отверстиях, выполненных в валу и во внутренней шестерне напротив межзубовых впадин, и резьбового стопора, размещенного внутри вала соосно ему и одним концом контактирующего с боковой поверхностью штифта, причем контактирующие поверхности выполнены коническими.

Такое выполнение устройства значительно повысит надежность осевой фиксации приводного вала, так как осевое перемещение вала при работе насоса будет ограничено благодаря упору торцов внутренней шестерни в стенки колодцев корпуса. Через торцовые зазоры, образованные стенками колодцев в корпусе и торцами внутренней шестерни, при работе насоса будет постоянно циркулировать свежая смазка, что позволит не только смазывать трущиеся поверхности, но и охлаждать их.

При реализации изобретения амплитуда перемещений приводного вала будет определяться только величиной торцового зазора в шестерне героторного насоса, который всегда выбирается минимальным (≈0,02…0,05 мм) для обеспечения высокого объемного коэффициента полезного действия, что приведет к снижению износа в элементах осевой фиксации вала даже в условиях воздействия вибраций, возникающих в насосе при работе авиационного ГТД.

На фиг.1 показан продольный разрез героторного насоса; на фиг.2 - поперечный разрез Б-Б фиг.1.

Героторный насос содержит корпус 1 и две пары находящихся в зацеплении шестерен 2, 3 и 4, 5. Внутренние шестерни 2 и 4 являются ведущими. Передняя внутренняя шестерня 2 соединена с приводным валом 6 посредством цилиндрического штифта 7. Последний установлен в соосных радиальных отверстиях, выполненных в валу 6 и во внутренней шестерне 2 напротив межзубовых впадин.

Задняя внутренняя шестерня 4 соединена с валом 6 цилиндрической шпонкой 8. Внешние шестерни 3 и 5 установлены внутри эксцентриковых колец 9.

Шестерни 2, 3 и 4, 5 ограничены с торцов дисками 10. Внутри приводного вала 6 со стороны торца установлен резьбовой стопор 11, конец которого выполнен в форме конического выступа, поверхность которого для придания высокой твердости заазотирована (≥89HRN₁₅).

Конический выступ на резьбовом стопоре 11 упирается в боковую поверхность цилиндрического штифта 7; при довертывании резьбового стопора на 90°±10° на боковой поверхности более мягкого по твердости штифта (30…35 HRC) образуется небольшая коническая лунка глубиной не более 0,5 мм, что обеспечивает надежную фиксацию цилиндрического штифта от радиального смещения от действия на него центробежных сил при вращении вала.

При вращении приводной рессоры начинает вращаться связанный с ним шлицевым соединением приводной вал 6. Крутящий момент от вала 6 передается через цилиндрический штифт 7 и цилиндрическую шпонку 8 внутренним шестерням соответственно 2, 4. Последние приводят во вращение внешние шестерни 3, 5, которые проворачиваются внутри эксцентриковых колец 9, ось которых смещена по отношению к оси приводного вала 6 на величину эксцентриситета, равного 2,75 мм, при этом происходит перемещение объемов из полости всасывания в полость нагнетания в корпусе 1 (направление движения смазки показано стрелками на фиг.1).

При работе героторного насоса часть масла по зазорам между торцами дисков 10 и шестерен 2, 3 и 4, 5 будет перетекать из полости нагнетания в полость всасывания, что обеспечит надежную смазку трущихся поверхностей в элементах фиксации осевого перемещения приводного вала 6, а также демпфирование колебаний в нем при воздействии на вал вибрационных нагрузок.

В кольцевое пространство, образованное в приводном валу 6 снаружи кольцевого стопора 11, будет проходить масло для смазки и охлаждения переднего подшипника скольжения насоса.

Изобретение позволит упростить конструкцию элементов осевой фиксации приводного вала, сократить амплитуду его перемещений до минимума, определяемого только величиной торцевого зазора в шестерне, и повысить надежность устройства за счет устранения в нем трущихся пар.

Благодаря размещению резьбового стопора соосно валу внутри него отпадает необходимость в фиксации цилиндрического штифта с внешней стороны, т.е. со стороны межзубовой впадины внутренней шестерни, что обеспечит технологичность конструкции элементов осевой фиксации приводного вала.

Цилиндрический штифт помимо выполнения своей основной функции (крепежной) по совместительству будет выполнять функцию элемента, передающего крутящий момент от вала к внутренней (ведущей) шестерне, что позволит отказаться от использования в насосе специальной шпонки.

Осуществление изобретения значительно повысит надежность работы героторного насоса, упростит его конструкцию и технологию изготовления.

Героторный насос относится к области авиадвигателестроения и, в частности, к маслонасосам системы смазки авиационного газотурбинного двигателя. Героторный насос содержит приводной вал 6, установленную на нем по меньшей мере одну пару эксцентрично расположенных шестерен 2 и 3 и элементы осевой фиксации вала 6. Элементы осевой фиксации вала 6 выполнены в виде цилиндрического штифта 7, установленного в соосных радиальных отверстиях, выполненных в валу 6 и во внутренней шестерне 2 напротив межзубовых впадин, и резьбового стопора 11, размещенного внутри вала 6 соосно ему и одним концом контактирующего с боковой поверхностью штифта 7. Контактирующие поверхности выполнены коническими. Изобретение позволит упростить конструкцию элементов осевой фиксации приводного вала, сократить амплитуду его перемещений до минимума, определяемого только величиной торцевого зазора в шестерне, и повысить надежность устройства за счет устранения в нем трущихся пар. 2 ил.

Героторный насос, содержащий приводной вал, установленную на нем по меньшей мере одну пару эксцентрично расположенных шестерен и элементы осевой фиксации вала, отличающийся тем, что элементы осевой фиксации вала выполнены в виде цилиндрического штифта, установленного в соосных радиальных отверстиях, выполненных в валу и во внутренней шестерне напротив межзубовых впадин, и резьбового стопора, размещенного внутри вала соосно ему и одним концом контактирующего с боковой поверхностью штифта, причем контактирующие поверхности выполнены коническими.