專利名稱：附件箱傳動裝置及具有其的航空發動機的制作方法
技術領域：
本發明涉及航空發動機領域，特別地，涉及一種附件箱傳動裝置，此外，本發明還涉及一種包括上述附件箱傳動裝置的航空發動機。
背景技術：
附件傳動齒輪箱負責向航空渦軸發動機的附件箱傳輸動力。軸承支承座在發動機齒輪傳動中起支撐與定位旋轉軸的作用。發動機齒輪中的錐齒輪通過與之連接的軸被驅動，為防止軸在傳動過程中由于承受軸向、徑向力，而產生軸向串動，軸上常套設軸承，以支撐軸。軸過長時，需設置多個軸承。使用軸承時，為防止軸承內圈的相互磨損，各個軸承間需間隔安裝。而安裝時每個軸承所需的定位和固定輔助零件較多。增加了傳動系統的整體不穩定性。同時為防滑油泄露至機匣外，所用軸承潤滑體系復雜，這增加了維修的難度。
發明內容
本發明目的在于提供一種附件箱傳動裝置及具有其的航空發動機，以解決軸承支撐座所需輔助零件過多，系統穩定性差，潤滑體系復雜的技術問題。為實現上述目的，根據本發明的一個方面，提供了一種附件箱傳動裝置，包括軸、 套設于軸上的軸承、收容軸承的軸承支撐座，附件箱傳動裝置收容于機匣內，機匣還包括滑油嘴，軸承支撐座側壁設有貫通軸承支撐座的多個通孔，其中至少一個通孔與滑油嘴的出口端對齊。進一步地，軸承包括相互抵靠的第一軸承和第二軸承，通孔對齊第一、第二軸承的相接面。進一步地，軸承支撐座的內壁設有凹槽，凹槽與通孔連通。進一步地，軸承支撐座呈圓筒型，軸承支撐座的第一端沿徑向向筒內延伸出止擋條，第一軸承的第一端卡接于止擋條。進一步地，軸承支撐座還包括固定連接于軸承支撐座的第二端的擋板，擋板頂接于第二軸承的第二端。進一步地，軸承支撐座的第一端的外壁還設有凸筒，凸筒的側壁設有沿周向貫通凸筒的密封凹槽，密封凹槽內固定收容密封件。進一步地，軸承支撐座由鋁制成，軸承支撐座內表面設有耐磨層，軸承支撐座的內壁圓柱度為0. 005mm。進一步地，軸的一端通過螺母固定安裝有錐齒輪。進一步地，錐齒輪的一端沿軸向延伸出筒型的套管，第一、第二軸承套設于套管上，套管與錐齒輪相接處設置止擋槽，第一軸承的第一端卡接于止擋槽上。根據本發明的另一方面，還提供了一種航空發動機，其包括上述附件箱傳動裝置。本發明具有以下有益效果本發明提供的附件箱傳動裝置所需固定軸承輔助零件較少，傳動系統穩定性高，潤滑體系簡單，維修方便。除了上面所描述的目的、特征和優點之外，本發明還有其它的目的、特征和優點。 下面將參照圖，對本發明作進一步詳細的說明。
構成本申請的一部分的附圖用來提供對本發明的進一步理解，本發明的示意性實施例及其說明用于解釋本發明，并不構成對本發明的不當限定。在附圖中圖1是本發明優選實施例附件箱傳動裝置的主視局剖示意圖。零件編號說明1軸承支撐座 11止擋條 12法蘭 13凸筒 14凹槽 2密封件21密封凹槽 31第一軸承32第二軸承4擋板 5錐齒輪51止擋槽53套管 6螺母7軸8凹槽 9通孔。
具體實施例方式以下結合附圖對本發明的實施例進行詳細說明，但是本發明可以由權利要求限定和覆蓋的多種不同方式實施。參見圖1，本發明優選實施例中，附件箱傳動裝置包括軸7、通過螺母6固定連接于軸7的一端的錐齒輪5、套設于軸7上的第一軸承31和第二軸承32、收容固定第一軸承31 和第二軸承32的軸承支撐座1及固定連接于軸承支撐座1的擋板4。軸承支撐座1呈圓筒狀，軸承支撐座1的第一端的內側壁設有沿徑向向內延伸的止擋條11。止擋條11沿軸承支撐座1的內壁的周緣分布。第一軸承31的外第一端卡接于止擋條11，第一軸承31的外圈的第二端與第二軸承32的外圈的第一端相接。第一軸承31和第二軸承32堆疊放置能增大對軸7的支持面積，提高軸7的運行平穩性。軸承支撐座1的第二端的外壁向外延伸形成法蘭12。錐齒輪5的另一相對端沿軸向延伸出一筒型的套管53。第一、第二軸承31、32均套接于套管53。套管53的外徑小于錐齒輪5的直徑，并于與錐齒輪5相接處設有止擋部 51。止擋部51與軸承支撐座1的止擋條11水平對齊，止擋條11止擋第一軸承31的外圈
的第一端。軸承支撐座1的第一端側壁沿圓周向外增厚，形成凸筒13。凸筒13的側壁設置沿周向貫通凸筒13的密封凹槽21。密封件2容于密封凹槽21內。安裝機匣時，機匣內壁相應位置處設置凹槽與凸筒配合。從而將軸承支撐座1外側凸筒13以下部分密封。本實施例中，所用密封件2為氟橡膠0型密封條。軸承支撐座1第一端外側的密封凹槽21內卡入密封件2，機匣為圓筒形可與凸筒13緊密貼合，密封件2的一側凸出凹槽21抵接于機匣內壁，實現密封。軸承支撐座1的外側壁的密封凹槽21的下方設有周向貫通軸承支撐座1的凹槽 14。軸承支撐座1的內側壁設有一與凹槽14相對的凹槽8。凹槽14的槽底設有貫通軸承支撐座1側壁的通孔9。通孔9與凹槽8連通。整個軸承支撐座1上至少設置2個上述通孔9。機匣上的滑油噴嘴的出口端正對其中一個通孔9以將滑油噴入軸承支撐座1內，潤滑后滑油通過另一個通孔9流出。本實施例中，通孔9與第一軸承31和第二軸承32相接面
4對齊。機匣上的滑油嘴正對通孔9，將滑油噴入軸承支撐座1內以潤滑第一和第二軸承 31、32。但機匣內的壓力差會干擾滑油的流向，使得部分滑油露于軸承支撐座1外壁而不能流入軸承支撐座1內。而此時軸承支撐座1的外側凸筒13下部已被密封件2密封，因而滑油只能通過通孔9進入軸承支撐座1內。由于第一軸承31和第二軸承32相接，運行時內圈會相互磨損。為減少磨損，增大進入軸承支撐座1內的滑油的量而設置凹槽8。過量的滑油可先容于凹槽8內，隨第一、第二軸承31、32的運轉，凹槽8內的滑油，隨第一、第二軸承31、32的運動沿周向進入第一、第二軸承31、32中并潤滑。之后滑油只能從軸承支撐座1的一端、環型擋板4的環內和另一通孔9流出軸承支撐座1，回流入機匣。在其他實施例中，通孔9可設置多個。軸承支撐座1由輕質金屬材料制成。以減輕傳動系統整體重量。本實施例中，軸承支撐座1由鋁制成。為增強鋁材的硬度，防止磨損，軸承支撐座1內壁通過硬質陽極化處理方法獲得沿內壁分布的耐磨層。同時為防止安裝誤差使較柔軟的鋁質軸承支撐座1受力變形，軸承支撐座1內壁通過高度精磨獲得較高的圓柱度。本實施例中，圓柱度達0. 005mm, 硬質陽極化處理所得高硬層厚度達50 μ m。擋板4呈圓環型通過緊固件固定連接于軸承支撐座1第二端的法蘭12。擋板4與軸承支撐座1固定連接后，擋板4的一端頂接于第二軸承32的第二端。本實施例中，擋板4 外側設有法蘭并與軸承支撐座1的第二端的法蘭12通過螺母固定連接。通過擋板4和止擋條11將第一、第二軸承31、32卡接于軸承支撐座1內。第一軸承31和第二軸承32相接并通過擋板4和軸承支撐座1內的止擋條11實現定位，減少了軸承定位所需輔助零件量， 進而減輕了發動機整體重量，使得本發明提供的傳動裝置滿足航空領域的需要。以上所述僅為本發明的優選實施例而已，并不用于限制本發明，對于本領域的技術人員來說，本發明可以有各種更改和變化。凡在本發明的精神和原則之內，所作的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發明的保護范圍之內。
權利要求
1.一種附件箱傳動裝置，包括軸(7)、套設于所述軸(7)上的軸承、收容所述軸承的軸承支撐座(1)，所述附件箱傳動裝置收容于機匣內，所述機匣還包括滑油嘴，其特征在于，所述軸承支撐座(1)側壁設有貫通所述軸承支撐座(1)的多個通孔(9)，其中至少一個所述通孔(9)與所述滑油嘴的出口端對齊。
2.根據權利要求1所述的附件箱傳動裝置，其特征在于，所述軸承包括相互抵靠的第一軸承(31)和第二軸承(32)，所述通孔(9)對齊所述第一、第二軸承(31、32)的相接面。
3.根據權利要求2所述的附件箱傳動裝置，其特征在于，所述軸承支撐座(1)的內壁設有凹槽(8)，所述凹槽⑶與所述通孔(9)連通。
4.根據權利要求3所述的附件箱傳動裝置，其特征在于，所述軸承支撐座(1)呈圓筒型，所述軸承支撐座(1)的第一端沿徑向向筒內延伸出止擋條(11)，所述第一軸承(31)的第一端卡接于所述止擋條(11)。
5.根據權利要求4所述的附件箱傳動裝置，其特征在于，所述軸承支撐座(1)還包括固定連接于所述軸承支撐座(1)的第二端的擋板G)，所述擋板(4)頂接于所述第二軸承 (32)的第二端。
6.根據權利要求5所述的附件箱傳動裝置，其特征在于，所述軸承支撐座(1)的第一端的外壁還設有凸筒(13)，所述凸筒(1 的側壁設有沿周向貫通所述凸筒(1 的密封凹槽 (21)，所述密封凹槽內固定收容密封件O)。
7.根據權利要求6所述的附件箱傳動裝置，其特征在于，所述軸承支撐座(1)由鋁制成，所述軸承支撐座(1)內表面設有耐磨層，所述軸承支撐座(1)的內壁圓柱度為0.005mm。
8.根據權利要求7所述的附件箱傳動裝置，其特征在于，所述軸(7)的一端通過螺母 (6)固定安裝有錐齒輪(5)。
9.根據權利要求8所述的附件箱傳動裝置，其特征在于，所述錐齒輪(5)的一端沿軸向延伸出筒型的套管(53)，所述第一、第二軸承(31、3幻套設于所述套管(5 上，所述套管 (53)與所述錐齒輪( 相接處設置止擋槽(51)，所述第一軸承(31)的第一端卡接于所述止擋槽(51)上。
10.一種航空發動機，其特征在于，所述發動機內含權利要求1 9中任一項所述的附件箱傳動裝置。
全文摘要
本發明提供了一種附件箱傳動裝置及具有其的航空發動機，附件箱傳動裝置包括軸、套設于軸上的軸承、收容軸承的軸承支撐座，附件箱傳動裝置收容于機匣內，機匣還包括滑油嘴，軸承支撐座側壁設有貫通軸承支撐座的多個通孔，其中至少一個通孔與滑油嘴的出口端對齊。該附件箱傳動裝置所需固定軸承輔助零件較少，傳動系統穩定性高，潤滑體系簡單，維修方便。
文檔編號F02C7/32GK102269059SQ201110212339
公開日2011年12月7日 申請日期2011年7月27日 優先權日2011年7月27日
發明者李超, 江平, 粟暉, 董紅濤, 陳建華, 魯銳 申請人:中國航空動力機械研究所