CN112648295A - 一种航空发动机的轴承组件及航空发动机 - Google Patents

Abstract

本公开涉及一种航空发动机的轴承组件，支撑于主轴与轴承座之间，包括：轴承，具有分体式轴承内圈；集油环，沿轴向贴设于所述轴承的一侧；和喷嘴，喷射方向正对所述集油环，用于喷射润滑所述轴承的滑油；其中，所述主轴上开设有槽体，所述槽***于所述主轴与所述集油环的套装区域，所述槽体与所述集油环共同形成滑油通道，所述滑油通道能够接收自所述喷嘴喷射的滑油，并将滑油导通至所述分体式轴承内圈。本公开实施例能够实现航空发动机轴承的高效径向集油和环下供油，确保在发动机各状态点，尤其是条件严苛的大状态点，轴承供油装置的性能稳定、高效，轴承得到良好的润滑冷却，并一定程度有利供油装置轻量化。

Description

一种航空发动机的轴承组件及航空发动机

技术领域

本公开涉及燃气轮机领域，尤其涉及一种航空发动机的轴承组件及航空发动机。

背景技术

先进航空发动机的轴承转速高、载荷大、安装空间紧凑，使得针对它的润滑冷却设计面临着有别于一般轴承的困境。其一，当轴承DN(速度因子)值超出一定范围后，普通的喷射润滑方式已经无法满足轴承对润滑冷却效果、润滑油清洁度以及振动等方面的要求，需采用环下供油方式替代；其二，出于发动机性能及减重等方面的考虑，轴承的安装空间不断被压缩，使得传统的带轴向集油装置的环下供油设计难于实施。

针对上述问题，目前行业内普遍采用的一种方案是采用一种可以实现径向集油功能的叶轮式集油环(以下简称集油环)收集从喷嘴喷射的润滑油，并进一步通过环下油路向轴承供油。

如图1所示，一般的，轴承供油***包括安装在主轴1上的集油环2、轴承3和喷嘴7，其中轴承的内圈31、32可以是分体形式的。此时滑油流动路线如图1中的箭头a为示意，滑油自喷嘴7喷出后，由集油环收集传递，经滑油流道从分体形式的轴承内圈31、32之间喷出，进入滚动体33所在的空间起润滑效果。

如图2～3所示，为现有方案中主轴1和集油环2的截面(A-A)示意图。集油环2包括4个具有特定形状的叶片21，叶片21的内表面设有一个尖点22，尖点22与主轴1之间形成较小的通道，构成节流口24，相邻两个叶片21与主轴1之间形成较大的通道，构成收油区23，叶片21内表面与主轴1之间形成通道，构成储油区25。

工作时，主轴1带动集油环2一起旋转，滑油从喷嘴7喷出，沿箭头指示的路线进入收油区23，经节流口24后，进入储油区25。最后，储油区25聚集的滑油在离心力作用下通过环下油路进入轴承。现有方案受限于收油区23、节流口24和储油区25由结构关联所导致的相互设计干涉，使得采用折中的设计方案往往同时存在显著的节流问题和严重的输油能力不足问题，尤其发动机进入大状态时，容易导致供油***的收油率迅速降低，进而导致进入轴承3的滑油量不足，严重影响轴承安全。

发明内容

有鉴于此，本公开实施例提供一种航空发动机的轴承组件，并针对于现有技术所存在的设计缺陷，提供可行的替代方案，解决供油装置效率低的问题，能够确保在发动机各状态点，尤其是高转速、大载荷、大流量的大状态点，轴承供油装置的性能稳定、高效，轴承得到良好的润滑冷却。

在本公开的一个方面，提供一种航空发动机的轴承组件，支撑于主轴与轴承座之间，其特征在于，包括：

轴承，套装于所述主轴，具有分体式轴承内圈；

集油环，套装于所述主轴，沿轴向贴设于所述轴承的一侧；和

喷嘴，沿径向位于所述集油环的外侧，喷射方向正对所述集油环，用于喷射润滑所述轴承的滑油；

其中，所述主轴上开设有槽体，所述槽***于所述主轴与所述集油环的套装区域，所述槽体与所述集油环共同形成滑油通道，所述滑油通道能够接收自所述喷嘴喷射的滑油，并将滑油导通至所述分体式轴承内圈。

在一些实施例中，所述槽体底面为平面，且所述槽体底面平行于所述主轴的切线方向。

在一些实施例中，所述槽体沿轴向的宽度的取值范围为4～20mm，所述槽体沿径向的深度的取值范围为0.4～5mm。

在一些实施例中，所述集油环包括：

第一侧壁，位于所述集油环靠近所述轴承的一侧；

第二侧壁，位于所述集油环远离所述轴承的一侧；以及

多个叶片，设置于所述第一侧壁和所述第二侧壁之间，所述多个叶片沿周向均匀分布，且每个所述叶片从所述集油环的内径向所述集油环的外径螺旋向外延伸；

其中，所述每个叶片的外端与其相邻的所述叶片的内端在周向角度范围内存在部分重合，从而构成所述滑油通道的接收口。

在一些实施例中，沿所述主轴的旋转方向，所述叶片包括迎风面与背风面；

其中，所述背风面在垂直于轴向的面上的投影为光滑的第一螺旋线，所述第一螺旋线的内外两端分别位于所述集油环的内径和外径上；

所述迎风面在垂直于轴向的面上的投影包括相交于尖点的光滑的第二螺旋线和沿径向向外凹入的光滑内凹曲线，所述第二螺旋线的内外两端分别位于所述集油环的内径和外径上，所述光滑内凹曲线的两端均位于所述集油环的内径上。

在一些实施例中，经过所述尖点与所述主轴旋转中心的连线经过所述槽体。

在一些实施例中，所述尖点正对于所述槽体底面的最大槽深点，在所述尖点两侧的所述第二螺旋线与所述光滑曲线之间曲率不连续。

在一些实施例中，所述尖点到所述槽体底面的距离为0.4～5mm。在一些实施例中，所述第一螺旋线的内端与所述槽***于所述主轴的轮廓线相交于连接点，且所述连接点两侧的所述第一螺旋线和所述轮廓线之间曲率连续。

在一些实施例中，所述滑油通道包括：

收油区，由所述第一侧壁、所述第二侧壁、所述迎风面上对应于所述第二螺旋线的部分、所述背风面和部分所述槽体底面围成；以及

储油区，由所述第一侧壁、所述第二侧壁、所述迎风面上对应于所述光滑内凹曲线的部分、部分所述槽体底面和部分所述主轴外周面围成；

其中，所述收油区和所述储油区以所述尖点为界进行划分，且由所述尖点与所述槽体底面之间形成节流口。

在一些实施例中，所述叶片的内端与所述主轴的外周面相配合，使所述储油区沿周向在靠近所述叶片的内端的一侧封闭。

在一些实施例中，所述收油区从外到内呈通道面积减小的光滑流道。

在一些实施例中，所述集油环还包括：

安装边，垂设于所述第一侧壁上的安装边，并靠紧于邻近的所述轴承的内圈；以及

流出口，开设于所述第一侧壁，并连通于所述储油区；

其中，所述滑油通道还包括：

环形流路，由所述安装边和对应的所述主轴的外周面围成，用于从所述流出口将所述储油区的滑油导通至所述分体式轴承内圈。

在一些实施例中，所述分体式轴承内圈包括：

第一内圈分体，沿轴向位于靠近所述集油环的一侧；

第二内圈分体，沿轴向位于远离所述集油环的一侧，并与所述第一内圈分体之间形成径向油孔；

其中，所述第一内圈分体的内周面上开设有轴向油槽，用于将所述储油区内的滑油导通至所述径向油孔。

在一些实施例中，所述轴向油槽的截面形状为圆弧形、U形或V形，所述径向油孔的截面形状为矩形、三角形、圆弧形或圆形，且沿周向所述轴向油槽与所述径向油孔的位置相对应。

在一些实施例中，每个所述储油区对应连通于沿周向排布的至少两个所述轴向油槽。

在一些实施例中，所述主轴上设有第一台阶结构，所述轴承座上设有第二台阶结构，所述轴承组件还包括：

压紧件，可套装于所述主轴，并位于所述分体式轴承内圈远离所述集油环的一侧，用于与所述第一台阶结构形成对所述集油环和所述分体式轴承内圈的安装限位；以及

螺母，可安装于所述轴承座，用于与所述第二台阶结构形成对所述轴承的轴承外圈的安装限位。

在本公开的一个方面，提供一种航空发动机，包括如前文任一实施例所述的轴承组件。

因此，根据本公开实施例，针对于现有技术所存在的设计缺陷，能够提供可行的替代方案，解决供油装置效率低的问题，实现航空发动机轴承的高效径向集油和环下供油，能够确保在发动机各状态点，尤其是高转速、大载荷、大流量的大状态点，轴承供油装置的性能稳定、高效，轴承得到良好的润滑冷却，并一定程度有利供油装置轻量化。

附图说明

构成说明书的一部分的附图描述了本公开的实施例，并且连同说明书一起用于解释本公开的原理。

参照附图，根据下面的详细描述，可以更加清楚地理解本公开，其中：

图1是根据本公开一些实施例的航空发动机轴承组件的结构示意图；

图2是根据现有技术中的集油环与主轴的结构示意图；

图3是根据现有技术中的集油环与主轴结构局部放大的结构示意图；

图4是根据本公开一些实施例的主轴与轴承组件的结构示意图；

图5是根据本公开一些实施例的轴承组件的结构示意图；

图6是根据本公开一些实施例的主轴的主视角度的结构示意图；

图7是根据本公开一些实施例的主轴的剖视角度的结构示意图；

图8是根据本公开一些实施例的集油环的立体结构示意图；

图9是根据本公开一些实施例的集油环的剖视结构示意图；

图10是根据本公开一些实施例的集油环与主轴的结构示意图；

图中：1-主轴(现有技术)；

2-集油环(现有技术)、21-叶片、22-尖点、23-收油区、24-节流口、25-储油区、26-配合面；

3-轴承、31-第一内圈分体、311-轴向油槽、312-径向油孔、32-第二内圈分体、33-滚动体、34-保持架、35-轴承外圈；

4-轴承座；5-螺母；6-压紧件；7-喷嘴；

8-集油环(本申请)、81-叶片、811-背风面、811a-第一螺旋线、812-迎风面、812a-第二螺旋线、812b-光滑内凹曲线、82-尖点、83-收油区、84-节流口、85-储油区、86-配合面、87-连接点、88-第二侧壁、89-第一侧壁、891-安装边、892-流出口、893-环形流路；

9-主轴(本申请)、91-槽体、911-槽体底面；

r₁-主轴外周面半径、r₂-尖点的等效半径、r₃-储油区底径、d₁-节流口间隙(现有技术)、d₂-储油区深度、d₃-节流口间隙(本申请)、d₄-槽深、d₅-槽宽或叶片宽；

a-滑油流，w-旋转方向。

应当明白，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。此外，相同或类似的参考标号表示相同或类似的构件。

具体实施方式

现在将参照附图来详细描述本公开的各种示例性实施例。对示例性实施例的描述仅仅是说明性的，决不作为对本公开及其应用或使用的任何限制。本公开可以以许多不同的形式实现，不限于这里所述的实施例。提供这些实施例是为了使本公开透彻且完整，并且向本领域技术人员充分表达本公开的范围。应注意到：除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、材料的组分、数字表达式和数值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。

本公开中使用的“第一”、“第二”以及类似的词语并不表示任何顺序、数量或者重要性，而只是用来区分不同的部分。“包括”或者“包含”等类似的词语意指在该词前的要素涵盖在该词后列举的要素，并不排除也涵盖其他要素的可能。“上”、“下”、“左”、“右”等仅用于表示相对位置关系，当被描述对象的绝对位置改变后，则该相对位置关系也可能相应地改变。

在本公开中，当描述到特定器件位于第一器件和第二器件之间时，在该特定器件与第一器件或第二器件之间可以存在居间器件，也可以不存在居间器件。当描述到特定器件连接其它器件时，该特定器件可以与所述其它器件直接连接而不具有居间器件，也可以不与所述其它器件直接连接而具有居间器件。

本公开使用的所有术语(包括技术术语或者科学术语)与本公开所属领域的普通技术人员理解的含义相同，除非另外特别定义。还应当理解，在诸如通用字典中定义的术语应当被解释为具有与它们在相关技术的上下文中的含义相一致的含义，而不应用理想化或极度形式化的意义来解释，除非这里明确地这样定义。

对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为说明书的一部分。

需要说明的是，本申请说明书中对所述轴承组件尺寸结构的讨论主要基于说明书附图中的剖视角度的结构示意图，此时，剖面图中的点、线在实际的三维结构中应当分别对应于线和面，以尖点为例，在实际结构中该尖点应当为一条尖线，由尖点所形成的节流口同样应当具有宽度概念。为了叙述方便，并更贴合于附图中的记载，在不超出本领域技术人员的理解范围内，本申请以剖面图上的形状来描述所述轴承组件的结构。

如图1、4～10所示，在本公开的一个方面，提供一种航空发动机的轴承3组件，支撑于主轴9与轴承座4之间，包括：

轴承3，套装于所述主轴9，具有分体式轴承内圈31；

集油环8，套装于所述主轴9，沿轴向贴设于所述轴承3的一侧；和

喷嘴7，沿径向位于所述集油环8的外侧，喷射方向正对所述集油环8，用于喷射润滑所述轴承3的滑油；

其中，所述主轴9上开设有槽体91，所述槽体91位于所述主轴9与所述集油环8的套装区域，所述槽体91与所述集油环8共同形成滑油通道，所述滑油通道能够接收自所述喷嘴7喷射的滑油，并将滑油导通至所述分体式轴承内圈31。

对所述主轴9的开槽，以及通过所述槽体91与所述集油环8共同形成滑油通道，能够将现有的以集油环8单件设计为主的思路转变为集油环8、主轴9组合设计思路，具体技术方案是把节流口84从以集油环8为主导的几何特征转变为以主轴9为主导的几何特征，从而实现了节流口84和储油区85的相对独立的设计，摆脱了节流口84间隙的设计取向和储油区85深度的设计取向不能同时满足的困境。

如图2、3所示，首先通过现有技术中集油环2的结构，介绍影响集油环2的集油能力的关键结构参数：

其一，节流区24的径向尺寸，即尖点22的等效半径r₂与主轴1外半径r₁的差值，称为节流区间隙d₁，节流区间隙d₁是直接影响滑油从收油区23进入储油区25的关键尺寸，设计时往往希望获得较大的值，以减小滑油在节流区24的节流效应，使尽可能多的滑油进入储油区25。

其二，储油区25的有效深度，即尖点22的等效半径r₂与储油区底径r₃的差值，称为储油区深度d₂，储油区深度d₂是直接影响储油区25短时储油能力和建立滑油离心压力的关键尺寸，设计时往往希望获得较大的值，以达到两个目的：增大储油区25的短时容纳量，防止已经进入储油区25的滑油从节流区24回流至集油环外，造成滑油损失；增大储油区滑油的最大径向液位高度，以确保储油区25建立起足够的滑油离心压力，增大滑油输送能力。

其次介绍现有方案存在的缺陷：

节流区24和储油区25都是仅属于集油环2的几何特征，现有技术进行设计时，主轴的外半径r₁一般受到发动机中其它条件制约无法缩小，储油区的底径r₃受轴承内圈31油路深度约束和叶片21强度约束无法增大，仅尖点22的等效半径r₂可调，而尖点无论沿径向向内调整还是向外调整，都无法同时增大所述节流区间隙d₁和所述储油区深度d₂，导致节流区间隙d₁的设计取向和储油区深度d₂的设计取向不能同时满足，互相矛盾。

而折中的参数设计使得集油能力不能达到较好的水平，这种缺陷使得集油环2在面临较大喷嘴供油量时，同时存在显著的节流问题和严重的输油能力不足问题，供油***的收油率迅速降低，导致发动机大状态时进入轴承3的滑油量不足，严重影响轴承安全。

而如图4～5所示，在本申请中，通过在所述主轴9上开设槽体91，集油环8不再单独对滑油通道的结构产生影响，此时所述主轴9通过所述槽体91作用于所述滑油通道的结构，为所述滑油通道的设计提供更大的尺寸容许度。也即，本申请在所述主轴9开设所述槽体91的基础上，相对于现有技术大大提高了所述尖点82的位置调整范围，使得所述尖点82即使沿径向向内调整，也能在保证所述储油区85深度d₂满足要求的同时，保证所述节流口84间隙d₃的尺寸要求，从而同时实现了航空发动机主轴承的高效径向集油和环下供油。

可以想到的是，所述槽体91可以依据于所述轴承3组件的集油和供油需要而具有不同的深度、宽度与形状，对所述轴承3组件的集油功能和供油功能的平衡与满足就能够更加充分。

然而，由于航空发动机的主轴9是核心机中传递动力的核心部件，因此其结构设计需要严格符合强度、刚度等设计要求。并且由于在所述主轴9上开槽在一定程度上会影响所述主轴9的强度。

因此，在一些实施例中，有必要对所述槽体91的形状进行限制，即限制所述槽体91底面为平面，且所述槽体91底面平行于所述主轴9的切线方向，以减少所述槽体91对所述主轴9结构强度的影响，并在一定程度上降低加工难度。

相应的，如图6～7所示，在一些实施例中，有必要对所述槽体91的尺寸，尤其是其宽度和深度进行限制，也即限制所述槽体91沿轴向的宽度的取值范围为4～20mm，限制所述槽体91沿径向的深度的取值范围为0.4～5mm，以确保所述槽体91在配合所述轴承3的供油***工作而选择不同形状时，不对所述主轴9的工作产生不利影响。

进一步的，如图8～9所示，在一些实施例中，所述集油环8包括：

第一侧壁89，位于所述集油环8靠近所述轴承3的一侧；

第二侧壁88，位于所述集油环8远离所述轴承3的一侧；以及

多个叶片81，设置于所述第一侧壁89和所述第二侧壁88之间，所述多个叶片81沿周向均匀分布，且每个所述叶片81从所述集油环8的内径向所述集油环8的外径螺旋向外延伸；

其中，所述每个叶片81的外端与其相邻的所述叶片81的内端在周向角度范围内存在部分重合，从而构成所述滑油通道的接收口。

所述集油环8可以包含4个或其它数量的具有特定形状的叶片81，所述叶片81的轮廓形状可以是图示的弧线形或直线形等其它形状。然而为了获得更好的集油和供油效果，所述集油环8所包含的所述叶片81的数量优选为4个，其形状轮廓优选具有叶片81构型的弧线形，以降低滑油从所述集油环8逃逸出去的可能性，并使滑油在所述集油环8内的流动更加顺畅。

进一步的，如图10所示，为了通过所述叶片81的形状轮廓而使所述集油环8内部具有特定的集油和供油的功能分区，在一些实施例中，沿所述主轴9的旋转方向，所述叶片81包括迎风面812与背风面811；

其中，所述背风面811在垂直于轴向的面上的投影为光滑的第一螺旋线811a，所述第一螺旋线811a的内外两端分别位于所述集油环8的内径和外径上；

所述迎风面812在垂直于轴向的面上的投影包括相交于尖点82的光滑的第二螺旋线812a和沿径向向外凹入的光滑内凹曲线812b，所述第二螺旋线812a的内外两端分别位于所述集油环8的内径和外径上，所述光滑内凹曲线812b的两端均位于所述集油环8的内径上。

由此，在一些实施例中，由所述叶片81的形状轮廓构成了所述滑油通道内的不同功能分区：

收油区83，由所述第一侧壁、所述第二侧壁、所述迎风面811上对应于所述第二螺旋线812a的部分、所述背风面812和部分所述槽体91底面围成；以及

储油区85，由所述第一侧壁、所述第二侧壁、所述迎风面811上对应于所述光滑内凹曲线的部分、部分所述槽体91底面和部分所述主轴9外周面围成；

其中，所述收油区83和所述储油区85以所述尖点82为界进行划分，且由所述尖点82与所述槽体91底面之间形成节流口84。

在本申请的所述主轴9上开设所述槽体91的基础上，所述尖点82能够更加靠近所述主轴9的旋转中心，也即使所述第二螺旋线812a的内端和所述光滑内凹曲线812b的两端均能位于所述主轴9的外径上。使得无论是节流口84间隙d₃还是储油区85深度d₂都有条件尽可能地取较大的值，同时使得所述第二螺旋线812a和所述光滑内凹曲线812b的形状轮廓具有更优的弧度，更加适应在高速旋转过程中对滑油的收集和转运。

进一步的，为了使得所述节流口84间隙d₃和所述储油区85深度d₂的取值能够充分利用所述槽体91，在一些实施例中，经过所述尖点82与所述主轴9旋转中心的连线经过所述槽体91。

具体而言，在一些实施例中，所述尖点82正对于所述槽体91底面的最大槽深点，在所述尖点82两侧的所述第二螺旋线812a与所述光滑曲线之间曲率不连续。在一些实施例中，所述尖点82到所述槽体91底面的距离可取到槽深d₄，从而保证所述节流口84间隙d₃最大化。

进一步的，在一些实施例中，所述第一螺旋线811a的内端与所述槽体91位于所述主轴9的轮廓线相交于连接点87，且所述连接点87两侧的所述第一螺旋线811a和所述轮廓线之间曲率连续。经所述连接点87的所述第一螺旋线811a和所述轮廓线之间曲率连续，使得叶片81与槽在所述连接点87处圆滑过渡，进而使所述收油区83的通道光顺。

进一步的，在一些实施例中，所述叶片81的内端与所述主轴9的外周面相配合，使所述储油区85沿周向在靠近所述叶片81的内端的一侧封闭。

由此，基于所述连接点87两侧的所述第一螺旋线811a和所述轮廓线之间曲率连续、所述第一螺旋线811a和所述第二螺旋线812a的形状轮廓，在一些实施例中，所述收油区83从外到内呈通道面积减小的光滑流道，从而强化所述收油区83收集滑油的能力。

进一步的，为了将所述集油环8内的滑油导通到所述轴承3内环，在一些实施例中，所述集油环8还包括：

安装边，垂设于所述第一侧壁89上的安装边，并靠紧于邻近的所述轴承3的内圈；以及

流出口，开设于所述第一侧壁89，并连通于所述储油区85；

其中，所述滑油通道还包括：

环形流路893，由所述安装边和对应的所述主轴9的外周面围成，用于从所述流出口将所述储油区85的滑油导通至所述分体式轴承内圈31。

进一步的，为了实现所述轴承3内圈外侧的滑油对所述轴承3内的滚动体33的良好润滑，在一些实施例中，所述分体式轴承内圈31包括：

第一内圈分体31，沿轴向位于靠近所述集油环8的一侧；

第二内圈分体32，沿轴向位于远离所述集油环8的一侧，并与所述第一内圈分体31之间形成径向油孔312；

其中，所述第一内圈分体31的内周面上开设有轴向油槽311，用于将所述储油区85内的滑油导通至所述径向油孔312。

进一步的，为了使所述轴向油槽311和所述径向油孔312的通流形状适应于所述集油环8和所述轴承3的结构，在一些实施例中，所述轴向油槽311的截面形状为圆弧形、U形或V形，所述径向油孔312的截面形状为矩形、三角形、圆弧形或圆形，且沿周向所述轴向油槽311与所述径向油口312的位置相对应。

以及为了确保储油区85的滑油更加顺畅地进入轴承3，在一些实施例中，所述每个所述储油区85对应连通于沿周向排布的至少两个所述轴向油槽。

进一步的，为了对所述轴承3进行固定，在一些实施例中，所述主轴9上设有第一台阶结构，所述轴承座4上设有第二台阶结构，所述轴承3组件还包括：

压紧件6，可套装于所述主轴9，并位于所述分体式轴承内圈31远离所述集油环8的一侧，用于与所述第一台阶结构形成对所述集油环8和所述分体式轴承内圈31的安装限位；以及

螺母5，可安装于所述轴承座4，用于与所述第二台阶结构形成对所述轴承3的轴承外圈32的安装限位。

而为了对所述轴承3内的所述滚动体33进行相对位置限定，所述滚动体33嵌设于保持架34。

在本公开的一个方面，提供一种航空发动机，包括如前文任一实施例所述的轴承3组件。

因此，根据本公开实施例，并针对于现有技术所存在的设计缺陷，能够提供可行的替代方案，解决供油装置效率低的问题，实现航空发动机轴承的高效径向集油和环下供油，能够确保在发动机各状态点，尤其是高转速、大载荷、大流量的大状态点，轴承供油装置的性能稳定、高效，轴承得到良好的润滑冷却，并一定程度有利供油装置轻量化。

具体而言，本申请相对于现有技术，节流区间隙的取值自由度相对较大，储油区深度的最大值可取储油区底径和主轴外半径之差，可以有效降低滑油在节流区的节流效应，并最大限度地增加储油区短时容量和输油能力，特别的，可以提高供油装置对大流量的容纳度，确保各状态的收油率稳定、高效。

除以上主要效果外，该方案还可以到达以下附带的益处：

1、由于主轴外表面的内缩，原先的收油区也相应增大，同时收油区的收缩形通道可做的更加流线，该部分对滑油的阻力可进一步减小，有利集油；

2、由于节流区从集油环取消，集油环的储油区深度设计范围增大，设计人员可根据需求调整该参数，甚至减小储油区底径，那么整个集油环的外径也可相应减小，达到节省空间和减重的效果。

综上，本发明的最终效果是实现航空发动机主轴承的高效径向集油和环下供油，并一定程度有利供油装置轻量化设计。

至此，已经详细描述了本公开的各实施例。为了避免遮蔽本公开的构思，没有描述本领域所公知的一些细节。本领域技术人员根据上面的描述，完全可以明白如何实施这里公开的技术方案。

虽然已经通过示例对本公开的一些特定实施例进行了详细说明，但是本领域的技术人员应该理解，以上示例仅是为了进行说明，而不是为了限制本公开的范围。本领域的技术人员应该理解，可在不脱离本公开的范围和精神的情况下，对以上实施例进行修改或者对部分技术特征进行等同替换。本公开的范围由所附权利要求来限定。

Claims (18)

1.一种航空发动机的轴承组件，支撑于主轴与轴承座之间，其特征在于，包括：

轴承，套装于所述主轴，具有分体式轴承内圈；

集油环，套装于所述主轴，沿轴向贴设于所述轴承的一侧；和

喷嘴，沿径向位于所述集油环的外侧，喷射方向正对所述集油环，用于喷射润滑所述轴承的滑油；

其中，所述主轴上开设有槽体，所述槽***于所述主轴与所述集油环的套装区域，所述槽体与所述集油环共同形成滑油通道，所述滑油通道能够接收自所述喷嘴喷射的滑油，并将滑油导通至所述分体式轴承内圈。

2.根据权利要求1所述的轴承组件，其特征在于，所述槽体的槽体底面为平面，且所述槽体底面平行于所述主轴的切线方向。

3.根据权利要求1所述的轴承组件，其特征在于，所述槽体沿轴向的宽度的取值范围为4～20mm，所述槽体沿径向的深度的取值范围为0.4～5mm。

4.根据权利要求1所述的轴承组件，其特征在于，所述集油环包括：

第一侧壁，位于所述集油环靠近所述轴承的一侧；

第二侧壁，位于所述集油环远离所述轴承的一侧；以及

多个叶片，设置于所述第一侧壁和所述第二侧壁之间，所述多个叶片沿周向均匀分布，且每个所述叶片从所述集油环的内径向所述集油环的外径螺旋向外延伸；

其中，所述每个叶片的外端与其相邻的所述叶片的内端在周向角度范围内存在部分重合，从而构成所述滑油通道的接收口。

5.根据权利要求4所述的轴承组件，其特征在于，沿所述主轴的旋转方向，所述叶片包括迎风面与背风面；

其中，所述背风面在垂直于轴向的面上的投影为光滑的第一螺旋线，所述第一螺旋线的内外两端分别位于所述集油环的内径和外径上；

所述迎风面在垂直于轴向的面上的投影包括相交于尖点的光滑的第二螺旋线和沿径向向外凹入的光滑内凹曲线，所述第二螺旋线的内外两端分别位于所述集油环的内径和外径上，所述光滑内凹曲线的两端均位于所述集油环的内径上。

6.根据权利要求5所述的轴承组件，其特征在于，经过所述尖点与所述主轴旋转中心的连线经过所述槽体。

7.根据权利要求6所述的轴承组件，其特征在于，所述尖点正对于所述槽体底面的最大槽深点，在所述尖点两侧的所述第二螺旋线与所述光滑曲线之间曲率不连续。

8.根据权利要求7所述的轴承组件，其特征在于，所述尖点到所述槽体底面的距离为0.4～5mm。

9.根据权利要求5所述的轴承组件，其特征在于，所述第一螺旋线的内端与所述槽***于所述主轴的轮廓线相交于连接点，且所述连接点两侧的所述第一螺旋线和所述轮廓线之间曲率连续。

10.根据权利要求5所述的轴承组件，其特征在于，所述滑油通道包括：

收油区，由所述第一侧壁、所述第二侧壁、所述迎风面上对应于所述第二螺旋线的部分、所述背风面和部分所述槽体底面围成；以及

储油区，由所述第一侧壁、所述第二侧壁、所述迎风面上对应于所述光滑内凹曲线的部分、部分所述槽体底面和部分所述主轴外周面围成；

其中，所述收油区和所述储油区以所述尖点为界进行划分，且由所述尖点与所述槽体底面之间形成节流口。

11.根据权利要求10所述的轴承组件，其特征在于，所述叶片的内端与所述主轴的外周面相配合，使所述储油区沿周向在配合面封闭。

12.根据权利要求10所述的轴承组件，其特征在于，所述收油区从外到内呈通道面积减小的光滑流道。

13.根据权利要求10所述的轴承组件，其特征在于，所述集油环还包括：

安装边，垂设于所述第一侧壁上的安装边，并靠紧于邻近的所述轴承的内圈；以及

流出口，开设于所述第一侧壁，并连通于所述储油区；

其中，所述滑油通道还包括：

环形流路，由所述安装边和对应的所述主轴的外周面围成，用于从所述流出口将所述储油区的滑油导通至所述分体式轴承内圈。

14.根据权利要求10所述的轴承组件，其特征在于，所述分体式轴承内圈包括：

第一内圈分体，沿轴向位于靠近所述集油环的一侧，内周面上开设有轴向油槽，用于将所述储油区内的滑油导通至所述径向油孔；

第二内圈分体，沿轴向位于远离所述集油环的一侧，并与所述第一内圈分体之间形成径向油孔。

15.根据权利要求14所述的轴承组件，其特征在于，所述轴向油槽的截面形状为圆弧形、U形或V形，所述径向油孔的截面形状为矩形、三角形、圆弧形或圆形，且沿周向所述轴向油槽与所述径向油孔的位置相对应。

16.根据权利要求14所述的轴承组件，其特征在于，每个所述储油区对应连通于沿周向排布的至少两个所述轴向油槽。

17.根据权利要求1所述的轴承组件，其特征在于，所述主轴上设有第一台阶结构，所述轴承座上设有第二台阶结构，所述轴承组件还包括：

压紧件，可套装于所述主轴，并位于所述分体式轴承内圈远离所述集油环的一侧，用于与所述第一台阶结构形成对所述集油环和所述分体式轴承内圈的安装限位；以及

螺母，可安装于所述轴承座，用于与所述第二台阶结构形成对所述轴承的轴承外圈的安装限位。

18.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求1～17任一所述的轴承组件。

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