一種航空發動機機油泵結構的制作方法

本發明屬于航空發動機技術領域，更具體地說，是涉及一種航空發動機機油泵結構。

背景技術：

航空發動機對可靠性要求極高，而機油泵為發動機潤滑系統重要部件，是發動機潤滑系統的動力源，主要保證發動機用油部件安全可靠的工作，所以說設計一款安全及可靠的機油泵甚為重要。目前的活塞式發動機機油泵主要有齒輪式和轉子式。齒輪式機油泵結構簡單，制作容易，容污能力強，但重量比較重；轉子泵機構緊湊，外形尺寸小，質量輕，供油均勻性好，且工作可靠。相比來講，轉子式機油泵應用更為廣泛。現有技術中，發動機曲軸與機油泵之間通過鏈傳動聯接，發動機曲軸旋轉時帶動鏈條傳動，進而帶動機油泵旋轉，優點在于傳動比可調，缺點是結構復雜，部件較多。而現有技術中的發動結構，機油泵需要單獨的驅動機構，從而造成發動機機械傳動部件增大，機械噪音大偏大，同時驅動機油泵所需功率損耗較多，無法滿足航空發動機的工作需求。

技術實現要素：

本發明所要解決的技術問題是：提供一種結構簡單，能夠有效解決現有的航空發動機機油泵需要單獨驅動機構而造成機械傳動部件增大、機械噪音大偏大等缺陷，從而不僅能夠提高機油泵的功率，而且有效提高發動機緊湊性，降低機械噪音，同時對正時皮帶起到有效隔音的航空發動機機油泵結構。

要解決以上所述的技術問題，本發明采取的技術方案為：

本發明為一種航空發動機機油泵結構，所述的航空發動機機油泵結構包括機油泵殼體，機油泵殼體內安裝內轉子和外轉子，內轉子嚙合安裝在外轉子內，所述的機油泵殼體的進油腔體與進油通道連通，機油泵殼體的出油腔體與出油通道連通，所述的內轉子與能夠帶動內轉子轉動的發動機曲軸連接。

所述的航空發動機機油泵結構還包括限壓閥安裝孔，限壓閥安裝孔一端與出油腔體連通，限壓閥安裝孔內安裝能夠根據油壓變化而伸縮的限壓閥，限壓閥安裝孔通過回油通道與進油通道連通。

所述的外轉子內圈設置多個凹進的齒槽，所述的內轉子外圈設置與齒槽數量和位置一一對應的凸起的齒牙，每個齒牙與一個齒槽形成一個壓縮油腔，所述的內轉子偏心安裝在發動機曲軸上。出油通道與發動機缸體油路連通。

所述的限壓閥包括限壓閥柱塞、限壓閥彈簧、密封絲堵，限壓閥柱塞活動套裝在限壓閥安裝孔內靠近出油腔體的一端，密封絲堵固定安裝在限壓閥安裝孔內遠離出油腔體的一端，限壓閥彈簧位于限壓閥柱塞和密封絲堵之間。

所述的進油通道與發動機油底殼連通，機油泵殼體上設置油封安裝孔，油封安裝孔內安裝密封油封，密封油封與油封安裝孔之間過盈配合安裝，油封安裝孔通過回油油道與發動機油底殼連通。

所述進油通道截面為矩形結構，出油腔體內機油實際壓力超過設定的開啟壓力時，出油腔體內機油設置為能夠推動限壓閥柱塞向限壓閥安裝孔內收縮的結構，出油腔體內的機油推動限壓閥柱塞向限壓閥安裝孔內收縮時，限壓閥安裝孔設置為與回油通道連通的結構。

所述的機油泵殼體的下端端面通過多個連接螺栓與發動機油底殼固定連接，所述的機油泵殼體的內側端面通過多個固定螺栓與發動機缸體固定連接。

所述的出油通道遠離出油腔體的一端安裝出油通道絲堵，出油通道絲堵上套裝密封圈，密封圈貼合在出油通道內壁上。

所述的機油泵殼體的外側端面設置長條狀的密封凸臺，密封凸臺設置為凸出的長條狀結構，密封凸臺位于正時皮帶外側位置。

所述的機油泵殼體為鋁合金材料制作而成的結構，機油泵殼體通過壓鑄方式制造而成，所述的內轉子和外轉子均為粉末冶金材料制作而成的結構，內轉子和外轉子均通過壓鑄方式制作而成。

采用本發明的技術方案，能得到以下的有益效果：

本發明所述的航空發動機機油泵結構，通過發動機曲軸能夠可靠帶動內轉子轉動，從而使得內轉子與外轉子配合，將從進油通道進入進油腔體的機油向出油腔體內泵送，形成符合發動機工作要求的油壓，然后從出油通道進入發動機缸體，這樣的結構，能夠方便可靠地向發動機供送機油，不再需要單獨設置機油泵的驅動機構，從而有效解決了現有的發動機用機油泵需要單獨的驅動機構而造成發動機機械傳動部件增大、機械噪音偏大的問題，同時有效降低了發動機制造成本，提高了發動機機油泵功率。綜上所述，本發明所述的航空發動機機油泵結構，結構簡單，成本低，在緊湊性、降低機械噪聲、降低驅動消耗功率等方面，均有明顯的改善作用，全面提高了機油泵的整體性能。

附圖說明

下面對本說明書各附圖所表達的內容及圖中的標記作出簡要的說明：

圖1為本發明所述的航空發動機機油泵結構的爆炸結構示意圖；

圖2為本發明所述的航空發動機機油泵結構的正面結構示意圖；

圖3為本發明所述的航空發動機機油泵結構的反面結構示意圖；

圖4為本發明所述的航空發動機機油泵結構的油路走向示意圖；

附圖中標記分別為：1、機油泵殼體；2、內轉子；3、外轉子；4、進油腔體；5、進油通道；6、出油腔體；7、出油通道；8、油封安裝孔；9、限壓閥安裝孔；10、限壓閥；11、回油通道；12、限壓閥柱塞；13、限壓閥彈簧；14、密封絲堵；15、齒槽；16、齒牙；17、密封油封；18、出油通道絲堵；19、密封圈；20、密封凸臺。

具體實施方式

下面對照附圖，通過對實施例的描述，對本發明的具體實施方式如所涉及的各構件的形狀、構造、各部分之間的相互位置及連接關系、各部分的作用及工作原理等作進一步的詳細說明：

如附圖1-附圖4所示，本發明為一種航空發動機機油泵結構，所述的航空發動機機油泵結構包括機油泵殼體1，機油泵殼體1內安裝內轉子2和外轉子3，內轉子2嚙合安裝在外轉子3內，所述的機油泵殼體1的進油腔體4與進油通道5連通，機油泵殼體1的出油腔體6與出油通道7連通，所述的內轉子2與能夠帶動內轉子2轉動的發動機曲軸連接。上述結構設置，通過發動機曲軸能夠可靠帶動內轉子轉動，從而使得內轉子與外轉子配合，將從進油通道進入進油腔體的機油向出油腔體內泵送，形成符合發動機工作要求的油壓，然后從出油通道進入發動機缸體，這樣的結構，能夠方便可靠地向發動機供送機油，不再需要單獨設置機油泵的驅動機構，從而有效解決了現有的發動機用機油泵需要單獨的驅動機構而造成發動機機械傳動部件增大、機械噪音偏大的問題，同時有效降低了發動機制造成本，提高了發動機機油泵功率。綜上所述，本發明所述的航空發動機機油泵結構，在緊湊性、降低機械噪聲、降低驅動消耗功率等方面，均有明顯的改善作用，全面提高了機油泵的整體性能。

所述的航空發動機機油泵結構還包括限壓閥安裝孔9，限壓閥安裝孔9一端與出油腔體6連通，限壓閥安裝孔9內安裝能夠根據油壓變化而伸縮的限壓閥10，限壓閥安裝孔10通過回油通道11與進油通道5連通。這樣的結構設置，當出油腔體內的機油壓力達到限壓閥的開啟壓力時，出油腔體內的機油推動限壓閥安裝孔9移動，從而使得限壓閥安裝孔9與出油腔體和回油通道連通，機油泵開始泄油，降低出油腔體內的機油壓力，這樣，當出油腔體內的機油壓力小于開啟壓力后，限壓閥安裝孔9移動到初始位置，使得限壓閥安裝孔9與出油腔體和回油通道的連通斷開，不再回油。如此往復工作，確保回油腔體及出油通道內的機油壓力始終符合發動機工作要求，確保發動機性能可靠。

所述的外轉子3內圈設置多個凹進的齒槽15，所述的內轉子2外圈設置與齒槽15數量和位置一一對應的凸起的齒牙16，每個齒牙16與一個齒槽15形成一個壓縮油腔，所述的內轉子2偏心安裝在發動機曲軸上。這樣的結構，發動機工作時，發動機曲軸帶動內轉子轉動，由于內轉子上的齒牙與外轉子上的齒槽形成點接觸，從而形成多個密封的腔體，隨著內轉子的轉動，這些密封的腔體的容積在不斷變化，機油就不斷的被吸入腔體并高壓泵入出油腔體。

所述的限壓閥10包括限壓閥柱塞12、限壓閥彈簧13、密封絲堵14，所述的限壓閥柱塞12活動套裝在限壓閥安裝孔9內靠近出油腔體6的一端，密封絲堵14固定安裝在限壓閥安裝孔9內遠離出油腔體6的一端，所述的限壓閥彈簧13位于限壓閥柱塞12和密封絲堵14之間。這樣的結構設置，通過機油壓力對限壓閥彈簧13的壓縮進行機油泵壓力的調節。發動機工作時，當機油泵泵出的機油過多時，出油腔體內的機油壓力就逐漸增大，當壓力升到大于限壓閥彈簧13的壓縮力時，機油會推動限壓閥柱塞12向后移動，這樣，回油腔體通過限壓閥安裝孔與回油通道連通，多余的機油就通過回油通道直接流回進油通道，從而再次參與機油泵工作。這樣的結構，高轉速下的限壓閥泄出的機油，可避免重新流入油底殼，再進入進油腔體；與外泄機油泵相比，機油含氣量可大大降低，同時可避免機油沖擊金屬產生的噪聲，降低機油泵工作噪音。而密封絲堵14的設置，能夠提高密封效果，與傳統的涂膠密封和錐形絲堵密封比，密封質量更為可靠，可以大大降低機油泵殼體出現的滲油風險。

所述的進油通道5與發動機油底殼連通，機油泵殼體1上設置油封安裝孔8，油封安裝孔8內安裝密封油封17，密封油封17與油封安裝孔8之間過盈配合安裝，油封安裝孔8通過回油油道與發動機油底殼連通。機油泵殼體上設置有油封安裝孔，用于安裝密封油封，對曲軸進行密封。這樣的結構，密封油封與機油泵殼體為過盈配合，油封安裝孔的粗糙度不能過小，若粗糙度過小，密封油封容易被機油沖出，會產生泄露；油封安裝孔設置有回油油道，使密封油封內存油直接回到油底殼內，防止因回油不暢，造成油封被沖出的情況出現。

所述進油通道5截面為矩形結構，矩形結構的進油通道，可以保證有足夠的進油截面積，保證機油泵的吸油性能；隨著外轉子與內轉子的嚙合，機油被逆時針輸送到發動機內部。出油腔體6內機油實際壓力超過設定的開啟壓力時，出油腔體7內機油設置為能夠推動限壓閥柱塞12向限壓閥安裝孔9內收縮的結構，出油腔體6內的機油推動限壓閥柱塞12向限壓閥安裝孔9內收縮時，限壓閥安裝孔9設置為與回油通道11連通的結構。這樣，發動機工作時，當機油泵泵出的機油過多時，出油腔體內的機油壓力就逐漸增大，當壓力升到大于限壓閥彈簧13的壓縮力時，機油會推動限壓閥柱塞12向后移動，這樣，回油腔體通過限壓閥安裝孔與回油通道連通，多余機油就通過回油通道直接流回進油通道，再次參與機油泵工作，從而確保機油壓力始終處于可靠工作范圍。

所述的機油泵殼體1的下端端面通過多個連接螺栓與發動機油底殼固定連接，機油泵殼體1的內側端面通過多個固定螺栓與發動機缸體固定連接。這樣的結構設置，機油泵殼體下端端面設置有多個螺栓孔，通過穿過螺栓孔的連接螺栓直接與油底殼連接。機油泵殼體內側端面也設置多個螺栓孔，通過固定螺栓直接與發動機缸體連接，機油泵殼體與發動機缸體之間的定位方式為定位套定位，這樣可以很好的保證定位精度，確保機油泵能夠可靠進行工作。

所述的出油通道7遠離出油腔體6的一端安裝出油通道絲堵18，出油通道絲堵18上套裝密封圈19，密封圈19貼合在出油通道7內壁上。這樣的結構，能夠對出油通道7進行可靠密封，與傳統的碗型塞相比，密封更為可靠。

所述的機油泵殼體1的外側端面設置長條狀的密封凸臺20，密封凸臺20設置為凸出的長條狀結構，密封凸臺20位于正時皮帶外側位置。這樣的結構，密封凸臺20與機油泵殼體集成為一體式結構，密封凸臺為隆起的梯形結構，通過該結構，在發動機工作時，密封凸臺與正時罩蓋配合，能夠對正時皮帶起到防塵作用，同時對發動機正時系統的噪聲輻射，有很好的降噪隔音功能。

所述的機油泵殼體1為鋁合金材料制作而成的結構，機油泵殼體1通過壓鑄方式制造而成，所述的內轉子2和外轉子3均為粉末冶金材料制作而成的結構，內轉子2和外轉子3均通過壓鑄方式制作而成。這樣的結構設置，在確保機油泵性能的同時，有效簡化加工工藝，降低加工成本，便于批量化生產。

本發明所述的航空發動機機油泵結構，通過發動機曲軸能夠可靠帶動內轉子轉動，從而使得內轉子與外轉子配合，將從進油通道進入進油腔體的機油向出油腔體內泵送，形成符合發動機工作要求的油壓，然后從出油通道進入發動機缸體，這樣的結構，能夠方便可靠地向發動機泵送機油，不再需要單獨設置機油泵的驅動機構，從而有效解決了現有的發動機用機油泵需要單獨的驅動機構而造成發動機機械傳動部件增大、機械噪音偏大的問題，同時有效降低了發動機制造成本，提高了發動機機油泵功率。綜上所述，本發明所述的航空發動機機油泵結構，結構簡單，成本低，在緊湊性、降低機械噪聲、降低驅動消耗功率等方面，均有明顯的改善作用，全面提高了機油泵的整體性能。

上面結合附圖對本發明進行了示例性的描述，顯然本發明具體的實現并不受上述方式的限制，只要采用了本發明的方法構思和技術方案進行的各種改進，或未經改進將本發明的構思和技術方案直接應用于其他場合的，均在本發明的保護范圍內。