JP2017032047A - 歯車の冷却構造 - Google Patents

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Abstract

【課題】ノズルから噴射されるオイルの流量が少なくても歯車を十分に冷却することができる冷却構造を提供する。
【解決手段】歯車の冷却構造は、特定方向に延びる複数の歯を含む歯車と、歯車の歯面へ向かってオイルを噴射するノズルと、を備え、ノズルは、複数の歯の先端同士の間の間隔よりも狭い幅で、特定方向に延びている。
【選択図】図１

Description

本発明は、歯車の冷却構造に関する。
従来から、歯車に潤滑油を供給することによって歯車を冷却することが行われている。例えば、特許文献１には、ポンプからノズルへオイルを送給し、そのノズルから歯車の歯面へ向かってオイルを噴射する潤滑装置が開示されている。
特開２０００−１９３０７１号公報
ところで、上述したような潤滑装置に対しては、設置スペースの制約などからポンプの小型化が求められることがある。これを実現するには、ポンプの吐出流量を低減させて、ノズルから噴射されるオイルの流量を低減することが必要である。しかしながら、ノズルから噴射されるオイルの流量を低減した場合には、歯車が十分に冷却されないおそれがある。
そこで、本発明は、ノズルから噴射されるオイルの流量が少なくても歯車を十分に冷却することができる冷却構造を提供することを目的とする。
前記課題を解決するために、本発明の発明者らは、鋭意研究の結果、歯車の歯面へ向かってオイルを噴射するノズルが円形状であると、ノズルから噴射されたオイルが歯底に届き難く、これが冷却効率を低下させる要因であることを見出した。より詳しくは、円形状のノズルからオイルが噴射されると、隣り合う歯の側面に衝突して向きを変えたジェット流が歯底に向かうジェット流と干渉する。本発明は、このような観点からなされたものである。
すなわち、本発明の歯車の冷却構造は、特定方向に延びる複数の歯を含む歯車と、前記歯車の歯面へ向かってオイルを噴射するノズルと、を備え、前記ノズルは、前記複数の歯の先端同士の間の間隔よりも狭い幅で、前記特定方向に延びている、ことを特徴とする。
上記の構成によれば、長尺状のノズルから噴射されたオイルは、歯と平行な直線状のジェット流を形成する。このため、円形状のノズルからオイルが噴射されたときのようなジェット流同士の干渉がなく、ノズルから噴射されたオイルが十分な速度で歯底に到達する。従って、ノズルから噴射されるオイルの流量が少なくも歯車を十分に冷却できる。その結果、オイルを循環させるポンプを小型化することができる。
前記歯車は、はすば歯車であり、前記ノズルは、前記歯車の軸方向に並ぶように複数設けられていてもよい。この構成によれば、歯面全体へオイルを噴射するために必要なノズルの形成領域を歯車の周方向に狭くすることができる。
前記歯車は、遊星歯車装置のサンギヤおよび複数のプラネタリギヤの少なくとも１つであってもよい。遊星歯車装置ではサンギヤの回りの狭い領域にオイルが集中するため、オイル撹拌損失が大きい。このような遊星歯車装置に本発明を適用すれば、給油量が低減できるため、オイル撹拌損失を低減することができる。
前記複数のプラネタリギヤのうち隣り合うプラネタリギヤの間には、前記サンギヤの歯面に対向する先端面および隣り合うプラネタリギヤの歯面に対向する一対の側面を有するバッフルが配置されており、前記ノズルは、前記バッフルの前記先端面に設けられていて、前記サンギヤの歯面へ向かってオイルを噴射してもよい。この構成によれば、バッフルによる整流効果を向上させることができる。
前記複数のプラネタリギヤのうち隣り合うプラネタリギヤの間には、前記サンギヤの歯面に対向する先端面および隣り合うプラネタリギヤの歯面に対向する一対の側面を有するバッフルが配置されており、前記ノズルは、前記バッフルの前記一対の側面のうちで前記サンギヤの回転方向において上流側に位置する側面に設けられていて、前記プラネタリギヤの歯面へ向かってオイルを噴射してもよい。この構成によれば、プラネタリギヤの歯面に対しては、サンギヤとプラネタリギヤの噛み合い後にオイルが供給されるので、サンギヤの歯とプラネタリギヤの歯との離間による負圧を利用して、オイルをプラネタリギヤの歯底に誘導することができる。これにより、プラネタリギヤに対しては高い冷却効率を得ることができる。
前記遊星歯車装置は、航空機用のガスタービンエンジンと連結されてもよい。この構成によれば、ガスタービンエンジン内に配置されるポンプを小型化することができ、航空機用のガスタービンエンジンをも小型化することができる。
本発明によれば、ノズルから噴射されるオイルの流量が少なくても歯車を十分に冷却することができる。
本発明の一実施形態に係る歯車の冷却構造が採用された遊星歯車装置の概略構成図である。 図１のII−II線に沿った断面図である。 図２のIII−III線に沿った断面図である。 サンギヤの一部の下面図である。 本実施形態により形成されるジェット流を示す図である。 円形状のノズルにより形成されるジェット流を示す図である。 変形例のノズルレイアウトを示す断面図である。 バッフルの別の形状を示す断面図である。
図１および図２に、本発明の一実施形態に係る歯車の冷却構造が採用された遊星歯車装置１を示す。なお、図１は遊星歯車装置１の概略構成図であり、遊星歯車装置１の後述するギヤ２１〜２３およびバッフル３３以外の構成は省略されている。
遊星歯車装置１は、入力軸１１を介して図略の駆動手段（例えば、航空機用のガスタービンエンジン）と連結される。以下、説明の便宜上、入力軸１１の軸方向を前後方向（駆動手段側を後方、その反対側を前方）という。
遊星歯車装置１は、入力軸１１に連結されたサンギヤ２１と、サンギヤ２１と噛み合う複数（図例では５つ）のプラネタリギヤ２２と、プラネタリギヤ２２と噛み合うリングギヤ２３を含む。本実施形態では、ギヤ２１〜２３が二重はすば歯車（ダブルヘリカルギヤ）である。プラネタリギヤ２２は、キャリア３により保持されており、キャリア３は、出力軸１２と連結されている。出力軸１２は、キャリア３から前方に延びている。例えば、上述した駆動手段が航空機用のガスタービンエンジンである場合には、出力軸１２によって、ガスタービンエンジンの上流側に配置されるファンが回転されてもよい。
本実施形態では、リングギヤ２３が支持体１３と連結されており、リングギヤ２３の回転が拘束されている。ただし、リングギヤ２３は、第２の出力軸と連結されていて回転してもよい。この場合、出力軸１２がキャリア３から後方に延びており、第２の出力軸がリングギヤ２３から前方に延びていてもよい。あるいは、キャリア３の回転が拘束されて、リングギヤ２３のみが出力軸（延びる方向は問わない）と連結されていてもよい。
キャリア３は、より詳しくは、プラネタリギヤ２２の前方に配置されたフロントプレート３１と、プラネタリギヤ２２の後方に配置されたバックプレート３２を含む。フロントプレート３１とバックプレート３２は、隣り合うプラネタリギヤ２２の間に配置されたバッフル３３を介して連結されている。バッフル３３については、後述にて詳細に説明する。
各プラネタリギヤ２２は、軸受２４を介して、中空のプラネット軸２５に回転自在に支持されている。本実施形態では、軸受２４が転動体（本実施形態では、コロ）を含んでいるが、軸受２４は滑り軸受であってもよい。プラネット軸２５の両端部は、当該プラネット軸２５の内部を貫通する締結部材２６によってフロントプレート３１およびバックプレート３２に固定されている。
プラネット軸２５と締結部材２６の間には貯油室２８が形成されており、プラネット軸２５には、貯油室２８から軸受２４の転動体へ潤滑油を導くための給油孔２７が設けられている。
本実施形態では、キャリア３のバックプレート３２およびプラネット軸２５に、貯油室２８と連通する潤滑油経路３４が設けられている。換言すれば、軸受２４へは、潤滑油経路３４、貯油室２８および給油孔２７を介して潤滑油が供給される。
バックプレート３２の径方向内側端からは、後方に筒状部４１が延びている。この筒状部４１の内側には、当該筒状部４１との間に貯油室４３を形成するカバー４２が配置されている。貯油室４３は、潤滑油経路３４と連通している。また、筒状部４１には、貯油室４３と連通する潤滑油導入孔４４が設けられている。
一方、筒状部４１の外側には、筒状部４１と摺動する環状体５が配置されている。この環状体５には、潤滑油供給路５１が設けられている。潤滑油供給路５１は、図略の給油管と接続される。また、環状体５の内周面には、周方向に連続する溝５２が形成されており、この溝５２を介して潤滑油供給路５１が潤滑油導入孔４４と連通している。
ただし、カバー４２が筒状部４１に一体的に形成され、カバー４２の内側に環状体５が配置されてもよい。この場合、貯油室４３は、筒状部４１の軸方向に延びる円形状の孔であってもよい。
上述したバッフル３３のそれぞれは、隣り合うプラネタリギヤ２２、サンギヤ２１およびリングギヤ２３で囲まれる空間と相似な形状を有している。具体的に、各バッフル３３は、サンギヤ２１の歯面２１ａ（図３参照）に対向する先端面６ａと、隣り合うプラネタリギヤ２２の歯面２２ａ（図３参照）に対向する一対の側面６ｂ，６ｃと、リングギヤ２３の歯面に対向する根本面６ｄを有している。
本実施形態では、各バッフル３３が、略Ｉ字形の内側部６２と略イチョウ形の外側部６１とに分割されている。内側部６２は、フロントプレート３１およびバックプレート３２とは異なる部材であり、外側部６１は、フロントプレート３１と一体的に形成されている。
ただし、バッフル３３の構成は、これに限られない。例えば、外側部６１がバックプレート３２と一体的に形成されていてもよい。また、バッフル３３の全体が、フロントプレート３１およびバックプレート３２とは異なる単一の部材であってもよい。
各バッフル３３の外側部６１の内部には、潤滑油を回収するための回収室６５が設けられている。また、外側部６１には、側面６ｂ，６ｃのうちでサンギヤ２１の回転方向において下流側に位置する側面６ｃから回収室６５に至る回収口６６が形成されているとともに、回収室６５から根本面６ｄに至るリングギヤ給油孔６７が形成されている。なお、回収室６５は、内側部６２まで広がっていてもよい。
各バッフル３３の先端面６ａには、サンギヤ２１の歯面２１ａへ向かって潤滑油を噴射する複数のノズル６４が設けられている。上述したように、サンギヤ２１は二重はすば歯車であるため、サンギヤ２１は二列の歯列を有している。各歯列においては、図４に示すように、複数の歯７がサンギヤ２１の軸方向に対して角度θをなす特定方向に延びている。本実施形態では、ノズル６４がサンギヤ２１の各歯列に対して３つ（合計で６つ）設けられている。
図２に戻って、各バッフル３３の内側部６２には、ノズル６４と連通する分配路６３が設けられており、キャリア３のバックプレート３２には、分配路６３と連通する潤滑油経路３５が設けられている。潤滑油経路３５は、上述した筒状部４１とカバー４２の間の貯油室４３と連通している。換言すれば、各ノズル６４へは、潤滑油供給路５１から、溝５２、潤滑油導入孔４４、貯油室４３、潤滑油経路３５および分配路６３を介して潤滑油が導かれる。
図４に示すように、ノズル６４は、サンギヤ２１の軸方向に並ぶように設けられている。各ノズル６４は、歯７と平行な長尺状である。より詳しくは、各ノズル６４は、歯７の先端７１同士の間の間隔Ｇよりも狭い幅で、前述した歯７の延びる特定方向に延びている。換言すれば、各ノズル６４の特定方向の長さは、特定方向と直交する方向の幅よりも大きい。ただし、各ノズル６４は、歯７と完全に平行である必要はなく、歯７と実質的に平行であればよい。
ノズル６４の中心線同士の間隔Ｄは、歯７のピッチＰとほぼ同じ（例えば、０．８×Ｐ≦Ｄ≦１．２×Ｐ）であることが望ましい。１つの歯底７３で、隣り合うノズル６４から噴射されたオイルが干渉することを防止できるからである。
図６に示すように、円形状のノズル６４０を採用した場合には、隣り合う歯７の側面７２に衝突して向きを変えたジェット流Ｘが歯底７３に向かうジェット流Ｙと干渉する。
これに対し、本実施形態の冷却構造では、図５に示すように、長尺状のノズル６４から噴射されたオイルは、歯７と平行な直線状のジェット流Ａを形成する。このため、円形状のノズル６４０からオイルが噴射されたときのようなジェット流同士の干渉がなく、ノズル６４から噴射されたオイルが図５中に矢印Ｂで示すように十分な速度で歯底７３に到達する。従って、ノズル６４から噴射されるオイルの流量が少なくもサンギヤ２１を十分に冷却できる。その結果、オイルを循環させるポンプを小型化することができる。
特に、駆動手段が航空機用のガスタービンエンジンである場合は、ガスタービンエンジン内に配置されるポンプを小型化することができ、航空機用のガスタービンエンジンをも小型化することができる。
ところで、各バッフル３３は、サンギヤ２１に沿うオイルの流れを形成する整流効果を奏する。図６に示すように円形状のノズル６４０を採用した場合には、図６中に矢印Ｚで示すように、サンギヤ２１の歯面２１ａで反射したオイルが様々な角度でバッフル３３に衝突する。これに対し、本実施形態では、図５中に矢印Ｃで示すように、サンギヤ２１の歯面２１ａで反射したオイルは、歯７の側面７２に沿う一様な流れを形成し、バッフル３３に衝突した後もスムーズに流れる。従って、バッフル３３による整流効果を向上させることができる。
（変形例）
本発明は上述した実施形態に限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々の変形が可能である。
例えば、ノズル６４は、サンギヤ２１の各歯列に対して１つだけ設けられていてもよい。ただし、この場合には、歯面２１ａ全体へオイルを噴射するには、ノズル６４の長さを長くしなければならず、ノズル６４の形成領域がサンギヤ２１の周方向（図４では左右方向）に大きくなる。これに対し、前記実施形態のようにサンギヤ２１の軸方向に複数のノズル６４が並んでいれば、歯面２１ａ全体へオイルを噴射するために必要なノズル６４の形成領域をサンギヤ２１の周方向に狭くすることができる。
また、ノズル６４は、図７に示すように、各バッフル３３の側面６ｂ，６ｃのうちでサンギヤ２１の回転方向において上流側に位置する側面６ｂにも設けられていて、各プラネタリギヤ２２の歯面２２ａへ向かってオイルを噴射してもよい。この構成であれば、各プラネタリギヤ２２の歯面２２ａに対しては、サンギヤ２１とプラネタリギヤ２２の噛み合い後にオイルが供給されるので、サンギヤ２１の歯７とプラネタリギヤ２２の歯７との離間による負圧を利用して、オイルをプラネタリギヤ２２の歯底７３に誘導することができる。これにより、プラネタリギヤ２２に対しては高い冷却効率を得ることができる。
あるいは、ノズル６４は、バッフル３３の先端面６ａに設けられず、側面６ｂのみに設けられていてもよい。
また、各バッフル３３の先端面６ａは必ずしも全面に亘ってフラットである必要はなく、図８に示すように、先端面６ａの両端部に傾斜面が形成されていてもよい。この場合、図８に示すように、その傾斜面にノズル６４が開口していてもよい。
また、本発明は、二重はすば歯車以外にも、歯列が一列のはすば歯車や、歯が延びる特定方向が歯車の軸方向である平歯車にも適用可能である。さらに、本発明の歯車の冷却構造は、遊星歯車装置１以外にも種々の装置で採用可能である。
ただし、遊星歯車装置１ではサンギヤ２１の回りの狭い領域にオイルが集中するため、オイル撹拌損失が大きい。このような遊星歯車装置１でサンギヤ２１および／またはプラネタリギヤ２２に対して本発明の歯車の冷却構造を採用すれば、給油量が低減できるため、オイル撹拌損失を低減することができる。
１ 遊星歯車装置
２１ サンギヤ
２２ プラネタリギヤ
３３ バッフル
６ａ 先端面
６ｂ，６ｃ 側面
６４ ノズル
７ 歯
７１ 先端

Claims (6)

  1. 特定方向に延びる複数の歯を含む歯車と、
    前記歯車の歯面へ向かってオイルを噴射するノズルと、を備え、
    前記ノズルは、前記複数の歯の先端同士の間の間隔よりも狭い幅で、前記特定方向に延びている、歯車の冷却構造。
  2. 前記歯車は、はすば歯車であり、
    前記ノズルは、前記歯車の軸方向に並ぶように複数設けられている、請求項１に記載の歯車の冷却構造。
  3. 前記歯車は、遊星歯車装置のサンギヤおよび複数のプラネタリギヤの少なくとも１つである、請求項１または２に記載の歯車の冷却構造。
  4. 前記複数のプラネタリギヤのうち隣り合うプラネタリギヤの間には、前記サンギヤの歯面に対向する先端面および隣り合うプラネタリギヤの歯面に対向する一対の側面を有するバッフルが配置されており、
    前記ノズルは、前記バッフルの前記先端面に設けられていて、前記サンギヤの歯面へ向かってオイルを噴射する、請求項３に記載の歯車の冷却構造。
  5. 前記複数のプラネタリギヤのうち隣り合うプラネタリギヤの間には、前記サンギヤの歯面に対向する先端面および隣り合うプラネタリギヤの歯面に対向する一対の側面を有するバッフルが配置されており、
    前記ノズルは、前記バッフルの前記一対の側面のうちで前記サンギヤの回転方向において上流側に位置する側面に設けられていて、前記プラネタリギヤの歯面へ向かってオイルを噴射する、請求項３または４に記載の歯車の冷却構造。
  6. 前記遊星歯車装置は、航空機用のガスタービンエンジンと連結される、請求項３〜５のいずれか一項に記載の歯車の冷却構造。
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