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CN111120508A - 一种小型航空活塞发动机用分体式非对称结构滚针轴承 - Google Patents

一种小型航空活塞发动机用分体式非对称结构滚针轴承 Download PDF

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CN111120508A CN202010083324.1A CN202010083324A CN111120508A CN 111120508 A CN111120508 A CN 111120508A CN 202010083324 A CN202010083324 A CN 202010083324A CN 111120508 A CN111120508 A CN 111120508A
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Abstract

本发明一种小型航空活塞发动机用分体式非对称结构滚针轴承，属于小型航空活塞发动机领域；包括保持架和滚针；所述保持架为分体式圆环状结构，由两个非对称半圆环拼接而成，两个所述半圆环的周面上以相同角度沿周向均布有若干滚针卧槽；所述滚针卧槽为矩形，用于安装所述滚针，并保证间隙配合。本发明的保持架采用了分体式结构，能够方便地安装于小型航空活塞发动机的曲拐为整体式的曲轴上，由于整体式曲拐的强度和刚度较好，因此能够在保证曲轴强度和刚度的同时简化曲轴的结构设计和加工工艺，使得曲轴结构紧凑，质量轻。

Description

一种小型航空活塞发动机用分体式非对称结构滚针轴承
技术领域
本发明属于小型航空活塞发动机领域，具体涉及一种小型航空活塞发动机用分体式非对称结构滚针轴承。
背景技术
目前中小型无人机绝大多数使用二冲程活塞发动机，其曲轴和连杆是最重要的零部件之一。它的工作条件苛刻，其尺寸参数在很大程度上不仅影响着发动机的整体尺寸和重量，而且很大程度影响着发动机的可靠性和寿命。为解决曲轴连杆的可靠性问题，曲轴多采用整体式曲轴和分段式曲轴，整体式曲轴具有工作可靠、重量轻、刚度、强度较高，加工表面少等特点，但轴承结构是影响发动机性能的关键；后者多用于多缸发动机，但制造与装配工艺复杂。曲轴和连杆配合使用的轴承以轴瓦和滚针轴承的应用最为广泛。由于中小型无人机要求二冲程发动机结构简单紧凑，同时又要求曲轴的强度和刚度好，因此多采用整体式曲轴，连杆采用大头分体式连杆，采用混合润滑的方式，这样曲柄连杆机构其连接用的轴承提出了更高的要求，因此轴瓦不适合在航空二冲程活塞发动机上使用，而常规滚针轴承结构也无法在整体式曲轴上使用，限制了无人机发动机的制造和发展。
公告号CN108661793A的中国专利公布了“一种小型二冲程四缸水平对置航空发动机”，包括磁电机、排气管、联轴器、单向阀、曲轴、曲轴箱、涨裂式连杆、活塞和四个汽缸体。曲轴为二段式对接式分体组合结构，曲轴四个曲柄上分别安装一个裂解式连杆，连杆大头曲柄轴承采用保持架对开式滚针轴承结构。
公告号CN103410851B的中国专利公布了“一种无内圈的滚针轴承”，提供了一种无内圈的滚针轴承，包括外圈、设置在外圈内的保持架，保持架上开设有多个通槽，通槽与外圈的内孔侧壁形成的空间内装设有可转动的滚针。
公告号CN108661793A的中国专利提出了的曲轴虽然为二段式对接式分体组合结构，但其曲拐单元仍为整体式结构，无法采用整体式滚针轴承，只能采用保持架对开式滚针轴承结构，但该专利并没有详叙述该滚针轴承的结构设计；公告号CN103410851B的中国专利提出的一种无内圈的滚针轴承，其为整体式结构，只能在曲拐为分体式结构的曲轴上安装，且其结构较为复杂，运动配合的部位较多，容易降低轴承整体的可靠性。
发明内容
要解决的技术问题：
为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种小型航空活塞发动机用分体式非对称结构滚针轴承，结构简单、可靠性高。应用于曲轴的曲拐为整体设计的小型航空活塞发动机上，其目的为使得滚针轴承能够在曲拐为整体式结构的曲轴上安装，使得小型航空活塞发动机整体式曲拐和连杆机构能够正常使用，提高航空活塞发动机的可靠性。
本发明的技术方案是：一种小型航空活塞发动机用分体式非对称结构滚针轴承，其特征在于：包括保持架和滚针；所述保持架为分体式圆环状结构，由两个非对称半圆环拼接而成，两个所述半圆环的周面上以相同角度沿周向均布有若干滚针卧槽；所述保持架拼接处的横梁宽度大于其余相邻滚针卧槽之间的横梁宽度；
所述滚针卧槽为矩形，用于安装所述滚针，并保证间隙配合；
所述保持架两端外缘处沿周向设置有环状凸台作为挡边，用于限制所述保持架相对于发动机曲拐的轴向位移。
本发明的进一步技术方案是：所述滚针卧槽底部设置有倒角，用于消除应力集中。
本发明的进一步技术方案是：两个所述半圆环的弧度相差24°，其中一个所述半圆环弧度为168.5°，其上均布7个所述滚针卧槽；另一个所述半圆环弧度为192.5°，其上均布8个所述滚针卧槽。
本发明的进一步技术方案是：两个所述半圆环上相邻所述滚针卧槽的分布角度均为23°。
本发明的进一步技术方案是：所述保持架拼接处相邻所述滚针卧槽的中心线夹角为30.5°。
本发明的进一步技术方案是：所述滚针为圆柱型，两端采用倒斜角结构；材料采用轴承钢GC15。
本发明的进一步技术方案是：所述保持架的材料采用18Cr2Ni4WA。
本发明的进一步技术方案是：所述挡边高度为1.55mm。
有益效果
本发明的有益效果在于：
1、本发明的保持架采用了分体式结构，能够方便地安装于小型航空活塞发动机的曲拐为整体式的曲轴上，由于整体式曲拐的强度和刚度较好，因此能够在保证曲轴强度和刚度的同时简化曲轴的结构设计和加工工艺，使得曲轴结构紧凑，质量轻；
2、本发明的滚针轴承保持架为分体式非等分角度设计，保持架3是在挡边和卧槽横梁处进行分割为非对称的两半(见图1线切割位置)，由于分割后没有损伤安装滚针8的卧槽5，保持了卧槽5的结构的完整性，因此不影响卧槽5的结构强度、刚度和滚针8与卧槽5的配合精度，同时也保证了横梁2和横梁7的强度和刚度；
3、本发明的滚针轴承在切割后配对使用，能够使得保持架3切割后的尺寸公差材料的热处理状态保持完全一致，提高曲拐14和滚针轴承的配合可靠性。
4、本发明在保持架3两侧均设计了挡边4，当保持架3安装在曲拐14上时，挡边处于曲拐14和连杆大头11之间，这样就减小了曲拐14和连杆大头11之间的间隙，限制了保持架13的轴向移动，能够减少其振动及磨损，提高寿命；
5、本发明简化了滚针轴承的结构，取消了内、外圈结构，在保证结构配合精度和可靠性的同时，减少了轴承的重量；
6、体式滚针轴承安装拆解操作简单，维护方便，成本低，不需要设计加工额外的装配工装即可完成装配，又可仅通过拆解连杆方便地进行故障检查和更换轴承中的磨损的零件。
附图说明
图1是本发明中滚针轴承的结构示意图；
图2是本发明的保持架的结构左视图；
图3是本发明的滚针的结构示意图；
图4是本发明局部特征示意图；
图5是本发明位置安装示意图。
附图标记说明：1—凹槽、2—横梁、3—保持架、4—挡边、5—卧槽、6—线切割位置、7—横梁、8—滚针、9—线切割位置、10—连杆、11—连杆大头、12—连杆螺栓、13—曲轴、14—曲拐。
具体实施方式
下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
如图1所示，本发明提供的一种结构简单、可靠性高的分体式非对称结构滚针轴承仅包括两部分：滚针8和保持架3，单个轴承的滚针8的数量为15个，安装在保持架3的卧槽5中，在由曲柄销14和连杆大头11形成的滚道间滚动，曲拐14充当内圈的作用，连杆大头11的内孔充当外圈的作用；卧槽5的开口宽度和滚针8的直径尺寸为间隙配合，便于滚针8的安装，又保证两者的配合精度，还能在保持架3和滚针8之间形成润滑油膜。
保持架3的作用是：一、高精度约束滚针8的环向位移，避免相邻的滚动体直接接触；二、在保持架3上设计了挡边4，可以约束保持架在曲拐14上的轴向位移，保证曲拐14和连杆10的机构的能够正常使用；三、提供良好的润滑途径。保持架3结构上进行整体式设计，为了保证线切割时每个滚针8都有结构完整的卧槽5，同时保证切割后横梁2和横梁7的强度和刚度，在保持架3上沿圆周设计了非等分滚针卧槽5，卧槽5为矩形结构，并在底部进行倒角，消除了应力集中，避免轴承在工作时卧槽5的局部应力过大而发生破坏。
如图1所示，在切割线6和9的左侧部分，分配七个卧槽，均布角度为23°，同理在右侧部分分配八个卧槽，均布角度为23°，在切割线6和9两侧的卧槽的轴线夹角为(360-23×13)÷2＝30.5°，则切割线6和9两侧的卧槽与切割线的夹角为30.5÷2＝15.25°，这样可以保证在切割后，保持架3在切割线6和9两侧的卧槽横梁2和7在环向有一定的厚度，从而保证了所有横梁的强度和刚度，又使得滚针3的分布较为均匀，使得滚针3的受力也较为均匀。由于对保持架3采用了左七右八的卧槽分配方式，这样分配后，保持架3左半部分的总角度为23×6+15.25×2＝168.5°，右半部分的总角度为23×7+15.25×2＝192.5°，两者仅相差24°，如图5所示，由于保持架3、连杆10、曲轴13在曲轴轴线和曲拐轴线所形成的平面对称，这种卧槽5数量的分配方式能够减小两半部分的结构和重量差异，尽可能地保持结构的对称性和保持架两部分的受力均匀。卧槽5的宽度为
Figure BDA0002381119450000051
滚针8的直径为
Figure BDA0002381119450000052
两者为间隙配合，即便于滚针8在保持架3上的安装，又使得两者的配合精度较高，同时在两者的间隙处容易形成润滑油膜，减小运动摩擦，提高轴承可靠性。保持架3材料采用18Cr2Ni4WA，调制处理，表面渗氮处理，并在表面镀耐磨银，提高保持架3的硬度和耐磨性。
进一步的，如图2所示，保持架3上设计了挡边4，挡边厚度为1.55mm，这样保持架3的厚度由12.6mm增加到15.7mm，曲拐14(见图5)的长度为16mm，这样保持架3和曲拐14单侧的配合间隙为(16-15.7)÷2＝0.15mm，因此减小了保持架3和曲拐14的配合间隙，约束了保持架3在曲拐14上的轴向位移，另外，挡边4的表面积较大，在与曲拐14接触时能够降低接触面的压力，能够减少保持架3的振动及磨损，提高其寿命。保持架3和曲拐14为间隙配合，卧槽5和滚针8为间隙配合，通过曲轴13高速的转动及保持架3的自转产生的离心力，将润滑油甩溅给滚针8，并在保持架3和曲拐14的间隙中、卧槽5和滚针8的间隙中形成润滑油膜，给曲拐14和连杆10提供良好的润滑。
进一步的，为了便于将整体保持架3切割分离，在保持架3上设计一个凹槽1，然后在凹槽1处用线切割的方式(位置见图1中6和9所示)在横梁2和横梁7处将保持架3分割为非对称的两半，这样既可将保持架3一分为二，也可以作为标记便于保持架3配对使用，配对使用能够使得保持架3切割后的尺寸公差材料的热处理状态保持完全一致，提高曲拐和轴承的配合可靠性；由于分割后没有损伤安装滚针8的卧槽5，消除了轴承分割时在卧槽形成的悬臂梁结构，保持了卧槽的结构的完整性，因此不影响卧槽的结构强度、刚度和滚针与卧槽的配合精度，同时也使得切割后横梁2和横梁7有一定的厚度，保证了其强度和刚度，提高了结构的可靠性。
进一步的，如图3所示，滚针8材料采用轴承钢GC15，调制处理，保证硬度达到61～65HRC，精加工保证粗糙度Ra不超过0.2μm，保证滚针能够受力时变形量小，滚动时所受摩擦力小。滚针8结构为圆柱型，直径为
Figure BDA0002381119450000061
与卧槽5为间隙配合。滚针两头采用倒斜角C1.5，既能够减轻一部分重量，又能够保留滚针8两端的圆形平面，在与曲拐14接触时能够降低接触面的压力，能够减少滚针8的振动及磨损；由于曲拐的长度为16mm，而滚针8的长度为15.8mm，两者单侧之间的间隙为(16-15.8)÷2＝0.1mm，之间能够形成润滑油膜，加之在保持架3和曲拐14的间隙中、卧槽5和滚针8的间隙中形成的润滑油膜，因此能够降低轴承的磨损，从而提高轴承的使用寿命。
进一步的，滚针轴承在曲拐14安装时，首先将两个切割分离的保持架3涂以黄油，再将15个滚针8放置于保持架3上，由于保持架3和滚针8的轴向配合为间隙配合，因此不需要专用工具即可轻易将滚针8安装在保持架3上，而黄油的黏性较大，因此将滚针8安装到保持架3时不会掉落，这样便于安装至曲拐14上；其次将曲轴13安装到发动机机匣内部，并放置在工作台上，将安装好滚针8的保持架3中的一半安装到裂解式连杆10的其中一半上，再将其安装到曲拐14上，将两者的另一半按照同样的方式安装，然后在曲拐14上与之前安装的一半进行对接，并在连杆螺栓12上涂高温紧螺纹固胶，用力矩扳手按照技术要求将连杆螺栓12拧入连杆10中的螺纹孔，将连杆10整合，这样就完成了滚针轴承在连杆10和曲轴的安装。拆解的过程按照上述步骤的顺序逆向进行。安装拆解过程操作简单，维护方便，成本低，不需要设计加工额外的装配工装即可完成装配，又可仅通过拆解连杆方便地进行故障检查和更换轴承中的磨损的零件。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (8)

1.一种小型航空活塞发动机用分体式非对称结构滚针轴承，其特征在于：包括保持架和滚针；所述保持架为分体式圆环状结构，由两个非对称半圆环拼接而成，两个所述半圆环的周面上以相同角度沿周向均布有若干滚针卧槽；所述保持架拼接处的横梁宽度大于其余相邻滚针卧槽之间的横梁宽度；
所述滚针卧槽为矩形，用于安装所述滚针，并保证间隙配合；
所述保持架两端外缘处沿周向设置有环状凸台作为挡边，用于限制所述保持架相对于发动机曲拐的轴向位移。
2.根据权利要求1所述小型航空活塞发动机用分体式非对称结构滚针轴承：所述滚针卧槽底部设置有倒角，用于消除应力集中。
3.根据权利要求1所述小型航空活塞发动机用分体式非对称结构滚针轴承：两个所述半圆环的弧度相差24°，其中一个所述半圆环弧度为168.5°，其上均布7个所述滚针卧槽；另一个所述半圆环弧度为192.5°，其上均布8个所述滚针卧槽。
4.根据权利要求1-3任一项所述小型航空活塞发动机用分体式非对称结构滚针轴承：两个所述半圆环上相邻所述滚针卧槽的分布角度均为23°。
5.根据权利要求4所述小型航空活塞发动机用分体式非对称结构滚针轴承：所述保持架拼接处相邻所述滚针卧槽的中心线夹角为30.5°。
6.根据权利要求1所述小型航空活塞发动机用分体式非对称结构滚针轴承：所述滚针为圆柱型，两端采用倒斜角结构；材料采用轴承钢GC15。
7.根据权利要求1所述小型航空活塞发动机用分体式非对称结构滚针轴承：所述保持架的材料采用18Cr2Ni4WA。
8.根据权利要求1所述小型航空活塞发动机用分体式非对称结构滚针轴承：所述挡边高度为1.55mm。
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