JP2003510227A - 回転翼航空機用一体化エンジン・トランスミッション装置 - Google Patents

回転翼航空機用一体化エンジン・トランスミッション装置

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JP2003510227A
JP2003510227A JP2001526423A JP2001526423A JP2003510227A JP 2003510227 A JP2003510227 A JP 2003510227A JP 2001526423 A JP2001526423 A JP 2001526423A JP 2001526423 A JP2001526423 A JP 2001526423A JP 2003510227 A JP2003510227 A JP 2003510227A
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エム． モーガン，ケイス
エイ． マクファーレン，イアン
ミトロヴィック，ラザル
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Pratt and Whitney Canada Corp
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    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
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Abstract

(57)【要約】 ヘリコプタエンジン（１０２）が、ヘリコプタトランスミッション（１０６）に一体化されて、ヘリコプタフレーム（１１０）に固定される単一ユニットが形成されるヘリコプタ用の原動機・トランスミッション装置（１００）。このようにエンジンをヘリコプタトランスミッションに一体化することによって、エンジンの重心が、ヘリコプタのロータマスト（１１２）に、より近づけられ、それによって、ヘリコプタの安定性および操縦性が向上する。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【技術分野】
本発明は、回転翼航空機に適した原動機・トランスミッション装置に関し、特
に、トランスミッションと一体化されたエンジンを含む原動機・トランスミッシ
ョン装置に関する。
【０００２】
【背景技術】
図１において理解されるように、従来のヘリコプタ原動機は、通常、エンジン
１０を備え、このエンジン１０には、モジュールユニットとして減速ギアボック
ス１２が搭載されている。エンジン１０と減速ギアボックス１２とは、協同して
ヘリコプタフレーム１４に搭載されており、フレキシブルカップリング・ドライ
ブシャフト装置１８を介してメイントランスミッション１６に結合される。メイ
ントランスミッション１６は、減速ギアボックス１２とは別にヘリコプタフレー
ム１４に搭載されており、ヘリコプタのロータマスト２０、テールロータ（図示
せず）、補助装置（図示せず）に動力を伝えるために、それらを駆動するように
接続される。
【０００３】 あるいは、図２において理解されるように、エンジン１０’の出力部において
減速ギアボックスを削除し、クラッチ・カップリングシャフト装置１８’のみを
介してエンジン１０’をメイントランスミッション１６’に結合することが、提
案されている。
【０００４】 トランスミッション１６、１６’が、エンジン１０、１０’とは別にヘリコプ
タフレーム１４、１４’に搭載されるそのような装置には、従来、ロータマスト
２０、２０’の荷重を適切に支持し、その振動を減衰させる必要があることが見
出されていた。しかしながら、上述した型式の原動機・トランスミッション装置
に伴う１つの欠点は、メイントランスミッションのわずかな長さ方向および角度
の変位を補償するのに対してさえ、カップリングシャフトをかなり長くする必要
があり、それによって、エンジンの重心とヘリコプタのロータマストとの間の間
隔がかなり大きくなるため、ヘリコプタの安定性にマイナスの影響が生じること
である。
【０００５】 従って、必要とされるカップリングシャフトの長さを低減する試みがなされて
いる。例えば、ワイラー（Ｗｅｉｌｌｅｒ）に１９９０年２月１３日に付与され
た米国特許第４，８９９，９５９号には、エンジンと減速ギアボックスとの間に
フレックスカップリングを設けることによって、メイントランスミッションをエ
ンジンに結合するカップリングシャフトの長さが、最小限に抑えられるヘリコプ
タ原動機・トランスミッション装置が、開示されている。フレキシブルカップリ
ングを使用するのに伴う１つの不利益は、カップリングシャフトが駆動され得る
速度、従って、ヘリコプタのエンジン速度が、このフレキシブルカップリングに
よって、実質的に制限されることである。
【０００６】 従って、実質的にヘリコプタのエンジン速度を制限せずに、ヘリコプタの安定
性および操縦性を向上させるように適合される、新しいヘリコプタ原動機・トラ
ンスミッション装置が必要とされている。
【０００７】
【発明の開示】
従って、本発明の目的は、原動機の重心を、回転翼航空機のメインロータマス
トに、より近づけることによって、航空機の安定性を向上させるように適合され
る、新しい回転翼航空機の原動機・トランスミッション装置を提供することであ
る。
【０００８】 本発明の目的は、総重量が低減される新しい回転翼航空機の原動機・トランス
ミッション装置を提供することでもある。
【０００９】 本発明のさらなる目的は、トランスミッションが単一モジュールとして原動機
に結合される、回転翼航空機の原動機・トランスミッション装置を提供すること
である。
【００１０】 本発明のさらに別の目的は、製造するのが相対的に経済的な、回転翼航空機の
原動機・トランスミッション装置を提供することである。
【００１１】 このように、本発明に従って、ケーシングを含み、機械的動力を生成するエン
ジン手段と、ハウジングを含み、エンジン手段に直接接続されるとともに、動力
をエンジン手段から回転翼航空機の駆動される構成要素に伝えるトランスミッシ
ョンと、を備える、フレームを有する回転翼航空機用の原動機・トランスミッシ
ョン装置であって、エンジン手段とトランスミッションとがフレームに対して単
一ユニットとして確実に機能するように、ハウジングとケーシングが互いに一体
化される、原動機・トランスミッション装置が提供される。このようにエンジン
手段をトランスミッションに一体化することによって、エンジン手段の重心と回
転翼航空機のロータマストとの間の間隔を低減することができ、それによって、
有利なことには、回転翼航空機の操縦性が向上する。
【００１２】 以上のように本発明の特徴を一般的に説明したので、次に本発明の好ましい実
施態様を図によって示している添付図面を参照する。
【００１３】
【発明を実施するための最良の形態】
図面、特に図３、図４を参照すると、全体が参照番号１００により示された本
発明によるヘリコプタ原動機・トランスミッション装置が説明される。
【００１４】 図３において理解されるように、ヘリコプタ原動機・トランスミッション装置
１００は、一般に、ハウジング１０８内に取り付けられたヘリコプタトランスミ
ッション１０６に直接駆動するように接続され、ケーシング１０４内に取り付け
られたガスタービンエンジン１０２を備える。ガスタービンエンジン１０２とヘ
リコプタトランスミッション１０６とが、適切な方法でヘリコプタフレーム１１
０に支持される単一ユニットに、確実にモジュール式にまとめて組み立てられる
ように、ケーシング１０４とハウジング１０８とは、互いに固定して接続される
。ガスタービンエンジン１０２をヘリコプタトランスミッション１０６に一体化
することによって、原動機・トランスミッション装置１００の全体の取り付け長
さが、実質的に低減され、それによって、ヘリコプタの安定性および操縦性を向
上させるために、ガスタービンエンジン１０２の重心を、ヘリコプタのロータマ
スト１１２のできるだけ近くに配置できる。さらに、これによって、有利なこと
には、従来技術の装置において知られるように、ガスタービンエンジンとヘリコ
プタトランスミッションとが、別々にヘリコプタフレームに支持されるときは生
じることがある位置合わせの不整合を補正するために、ヘリコプタトランスミッ
ション１０６とガスタービンエンジン１０２との間に必要とされるフレックスカ
ップリングが、削除される。
【００１５】 ヘリコプタトランスミッション１０６は、ガスタービンエンジン１０２によっ
て生成される機械的動力を、ロータマスト１１２に伝え、このロータマスト１１
２には、従来技術においてよく知られるように、ロータブレード１１４が径方向
に取り付けられる。ヘリコプタトランスミッション１０６は、さらに、ヘリコプ
タのテールロータ（図示せず）、油・液圧ポンプなどの補助装置（図示せず）に
動力を伝える。ヘリコプタトランスミッション１０６は、さらに、ガスタービン
エンジン１０２の回転速度を、ヘリコプタのさまざまな駆動される構成要素を回
転させるのに適したレベルに低減させるように機能する。
【００１６】 図４において理解されるように、例示された実施態様のガスタービンエンジン
１０２は、遠心圧縮セクション１１８に流入するように空気が通過できる径方向
空気入口１１６を備え、この遠心圧縮セクション１１８では、流入する空気の圧
力、温度が、圧縮セクション１１８の下流に配置された燃焼室１２０に供給され
る前に、上昇される。燃料が燃焼室１２０に噴霧され、その結果得られる燃料・
空気の混合物が、燃焼されて、高温の膨張気体を生成し、この高温の膨張気体は
、タービンセクション１２２内に突進し、メインシャフト１２４に固定して取り
付けられたタービンブレード１２３を回転させる。
【００１７】 ガスタービンエンジン１０２のメインシャフト１２４は、適切な軸受によって
ケーシング１０４に対してジャーナルとなり、その出力端部には、減速ギア１２
８と噛み合うピニオン１２６が設けられ、この減速ギア１２８は、メインシャフ
ト１２４に平行に延びるドライブシャフト１３０の第１の端部に取り付けられる
。減速ギアは、１２７などにおいて適切な軸受によってケーシング１０４に対し
てジャーナルとなる。ピニオン１２６は減速ギア１２８とともに、第１の減速段
を提供する。本発明の実施態様によれば、メインシャフト１２４は、約４０００
０ｒｐｍで回転するのに対し、ドライブシャフト１３０は、約８０００ｒｐｍで
回転する。
【００１８】 ガスタービンエンジン１０２の出力誤りの際に、確実に何もロータマスト１１
２とテールロータ（図示せず）とを妨げずに自転させることになるように、減速
ギア１２８は、スプラグクラッチ１３２を介してドライブシャフト１３０に取り
付けられる。理解されるように、さらに、スプラグクラッチ１３２の位置によっ
て、自転する際に、確実に、油系（図示せず）が、ヘリコプタトランスミッショ
ン構成要素を保護するように依然として機能できる。
【００１９】 ドライブシャフト１３０は、その出力端部に、適切な軸受１３７によってハウ
ジング１０８に対してジャーナルとなるベベルギア１３４を備える。ベベルギア
１３４は、管状ギア支持構造１３８の一体部分を形成する関連する減速ベベルギ
ア１３６と噛み合い、この管状ギア支持構造１３８は、適切な手段によってハウ
ジング１０８に取り付けられた減摩軸受１３９を介して、ヘリコプタのロータマ
スト１１２回りに回転するように、取り付けられる。管状ギア支持構造１３８に
対するロータマスト１１２の適切な位置合わせが確実になされるように、軸受１
４１が、管状ギア支持構造１３８の内側の下端部に設けられる。ベベルギア１３
４は、減速ベベルギア１３６とともに、第２の減速段を提供する。本発明の実施
態様によれば、ドライブシャフト１３０は、約８０００ｒｐｍで回転するのに対
し、管状ギア支持構造１３８は、約２３００ｒｐｍで回転する。
【００２０】 サンギア構造１４０は、ロータマスト１１２周りに配置され、その下端部が、
管状ギア支持構造１３８の内面に固定される。サンギア構造１４０は、上端部が
、プラネタリギア１４２と噛み合い、このプラネタリギア１４２は、さらに、サ
ンギア１４０の周りに同心状に配置されるとともに１４６などにおいてハウジン
グ１０８に固定されたアイドラ内歯リングギア１４４と噛み合う。プラネタリギ
ア１４２は、プラネタリキャリア１４８によって支持され、このプラネタリキャ
リア１４８は、今度は、ロータマスト１１２に固定して接続され、１４９などに
おいて適切な減摩軸受によってハウジング１０８に対してジャーナルとなる。上
述したプラネタリギアトレインは、第３の減速段を提供する。本発明の好ましい
実施態様によれば、サンギア構造１４０は、管状ギア支持構造１３８と協同して
、約２３００ｒｐｍで回転するのに対し、ロータマスト１１２は、約４００ｒｐ
ｍで回転する。
【００２１】 管状ギア支持構造１３８は、その下端部に、ベベルギア１５０を備え、このベ
ベルギア１５０は、ロータマスト１１２の一方側において、テールロータドライ
ブシャフト１５３に固定して取り付けられた関連する減速ベベルギア１５２と噛
み合い、ロータマスト１１２の他方側において、補助装置ドライブシャフト１５
６に固定して取り付けられた第２の関連する減速ベベルギア１５４と噛み合う。
テールロータドライブシャフト１５３、補助装置ドライブシャフト１５６がハウ
ジング１０８に対してジャーナルとなるように、軸受１５８、１６０が、それぞ
れ、設けられる。本発明の好ましい実施態様によれば、管状ギア支持構造１３８
は、約２３００ｒｐｍで回転するのに対し、テールロータドライブシャフトは、
約６０００ｒｐｍで回転する。
【００２２】 以上から、管状ギア支持構造１３８は、動力をドライブシャフト１３０から、
ロータマスト１１２、テールロータドライブシャフト１５３、補助装置ドライブ
シャフト１５６へと伝える、複数出力ギアとして機能することが、理解できる。
【００２３】 ロータマスト１１２は、固定したマウントによって、あるいは、ヘリコプタフ
レームに取り付けられた適切なフレキシブル構造によって、支持可能であること
が、留意される。
【００２４】 さらに、ガスタービンエンジンは、上述した径方向空気入口１１６の代わりに
、軸方向空気入口を備えることができることが、理解される。軸方向吸気口の場
合、ガスタービンエンジンの圧縮セクションは、ロータマスト１１２の前に配置
可能であり、タービンセクションは、その後に配置可能である。
【００２５】 さらに、複数のガスタービンエンジン１０２を備えることができること、２つ
以下あるいは４つ以上の減速段も使用可能であることが、理解される。
【００２６】 上述した原動機・トランスミッション装置は、全てのエンジンの駆動される構
成要素とヘリコプタトランスミッションの駆動される構成要素とを、固定して相
互に接続されたケーシング１０４とハウジング１０８とにより形成される単一の
覆い内に、配置することによって、最適な費用と重量の低減を提供する。これは
、有利なことには、ヘリコプタの有効搭載量を増加するように寄与する。さらに
、２つの別々の油系の代わりに、１つの油系（図示せず）のみを使用することが
できる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 従来技術の第１の装置によるヘリコプタの通常の原動機・トランスミッション
装置の概略側立面図。
【図２】 従来技術の第２の原動機・トランスミッション装置の概略側立面図。
【図３】 本発明の第１の実施態様によるヘリコプタ原動機・トランスミッション装置の
概略側立面図。
【図４】 本発明の第１の実施態様の詳細を示す、原動機・トランスミッション装置の断
面図。
【手続補正書】特許協力条約第３４条補正の翻訳文提出書
【提出日】平成１３年１１月２１日（２００１．１１．２１）
【手続補正１】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】特許請求の範囲
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【手続補正２】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】０００５
【補正方法】変更
【補正の内容】
【０００５】 従って、必要とされるカップリングシャフトの長さを低減する試みがなされて
いる。例えば、ワイラー（Ｗｅｉｌｌｅｒ）に１９９０年２月１３日に付与され
た米国特許第４，８９９，９５９号には、エンジンと減速ギアボックスとの間に
フレックスカップリングを設けることによって、メイントランスミッションをエ
ンジンに結合するカップリングシャフトの長さが、最小限に抑えられるヘリコプ
タ原動機・トランスミッション装置が、開示されている。フレキシブルカップリ
ングを使用するのに伴う１つの不利益は、カップリングシャフトが駆動され得る
速度、従って、ヘリコプタのエンジン速度が、このフレキシブルカップリングに
よって、実質的に制限されることである。 １９８４年２月２日に発行されたＷＯ８４／００３３９には、ロータマストト ランスミッションに直接結合されたモータを備える超軽量のモータ付航空機が開 示されている。フレームが、モータとトランスミッションを支持している。しか しながら、このような構成は、より大きなヘリコプタには適していない。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ミトロヴィック，ラザル カナダ，ケベック，ロングオイル，ボワソ ウ 2490 Ｆターム(参考） 3J027 FA17 FB16 GA01 GB04 GC13 GC22 GD04 GD08 GD12 GE23

Claims (12)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ロータマストとフレームとを有する回転翼航空機の駆動される
    構成要素を駆動する原動機・トランスミッション装置であって、ケーシング内に
    取り付けられ、機械的動力を生成するエンジン手段と、ハウジング内に取り付け
    られ、前記エンジン手段に直接接続されるとともに、動力を前記エンジン手段か
    ら回転翼航空機の駆動される構成要素に伝える単一トランスミッションと、を備
    え、前記エンジン手段と前記トランスミッションとがフレームに対して単一ユニ
    ットとして確実に機能するように、前記ハウジングと前記ケーシングとは、互い
    に一体化されることを特徴とする原動機・トランスミッション装置。
  2. 【請求項２】 前記ハウジングと前記ケーシングとは、前記単一ユニットを形
    成するように、モジュール式に組み立てられることを特徴とする請求項１記載の
    原動機・トランスミッション装置。
  3. 【請求項３】 前記ハウジングと前記ケーシングとは、取り外し可能に互いに
    固定されることを特徴とする請求項２記載の原動機・トランスミッション装置。
  4. 【請求項４】 前記エンジン手段は、前記ケーシングに対してジャーナルとな
    るメインシャフトを含み、前記トランスミッションは、前記ハウジングに対して
    ジャーナルとなる複数出力ギアを含み、前記メインシャフトは、機械的動力を、
    回転翼航空機のロータマストとその他の駆動される構成要素とに同時に伝えるた
    めに、前記複数出力ギアの入力部に駆動するように接続されることを特徴とする
    請求項１記載の原動機・トランスミッション装置。
  5. 【請求項５】 前記複数出力ギアは、回転翼航空機のロータマスト回りに回転
    するように、取り付けられることを特徴とする請求項４記載の原動機・トランス
    ミッション装置。
  6. 【請求項６】 前記メインシャフトは、前記ケーシングと前記ハウジングとに
    対してそれぞれジャーナルとなる入力端部と出力端部とを有するドライブシャフ
    トを介して、前記複数出力ギアの前記入力部に駆動するように接続されることを
    特徴とする請求項５記載の原動機・トランスミッション装置。
  7. 【請求項７】 前記複数出力ギアは、機械的動力を回転翼航空機のロータマス
    トに伝えるのに使用されるプラネタリギアトレインの一部を形成する第１の出力
    部を有することを特徴とする請求項６記載の原動機・トランスミッション装置。
  8. 【請求項８】 前記第１の出力部は、プラネタリギアと噛み合うサンギアであ
    り、このプラネタリギアは、さらに、前記サンギアに対して同心状に配置される
    とともに前記ハウジングに固定されたリングギアと噛み合い、さらに、このプラ
    ネタリギアは、回転翼航空機のロータマストとともに回転するようにこのロータ
    マストに接続されたプラネタリキャリアによって支持されることを特徴とする請
    求項７記載の原動機・トランスミッション装置。
  9. 【請求項９】 前記複数出力ギアは、さらに、第２の出力部を備え、この第２
    の出力部は、ロータマスト以外の回転翼航空機の駆動される構成要素のための共
    通駆動源を形成することを特徴とする請求項７記載の原動機・トランスミッショ
    ン装置。
  10. 【請求項１０】 前記メインシャフトを前記トランスミッションから選択的に
    切り離すようにクラッチが設けられることを特徴とする請求項４記載の原動機・
    トランスミッション装置。
  11. 【請求項１１】 前記エンジン手段は、径方向吸気口を有するガスタービンエ
    ンジンを含むことを特徴とする請求項１記載の原動機・トランスミッション装置
    。
  12. 【請求項１２】 前記回転翼航空機は、ヘリコプタであることを特徴とする請
    求項１記載の原動機・トランスミッション装置。
JP2001526423A 1999-09-30 2000-09-25 回転翼航空機用一体化エンジン・トランスミッション装置 Withdrawn JP2003510227A (ja)

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US09/409,991 US6364249B1 (en) 1999-09-30 1999-09-30 Engine integrated with rotary wing aircraft transmission
US09/409,991 1999-09-30
PCT/CA2000/001098 WO2001023255A1 (en) 1999-09-30 2000-09-25 Integrated engine and transmission units for rotary wing aircraft

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JP2003510227A true JP2003510227A (ja) 2003-03-18

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US (1) US6364249B1 (ja)
EP (1) EP1216190B1 (ja)
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CA (1) CA2379568C (ja)
DE (1) DE60003200T2 (ja)
RU (1) RU2002112240A (ja)
WO (1) WO2001023255A1 (ja)

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