JP2020507709A - 単発エンジンヘリコプターの推進システム - Google Patents

Abstract

単発エンジンヘリコプター（１）の推進システム（８）であって、・ＭＧＢ（４）と称する主ギアボックス（４）とＲＧＢ（６）と称するテールギアボックス（６）それぞれの駆動に適した前部ドライブシャフト（５）および後部ドライブシャフト（７）と接続した主エンジン（９）と、・主エンジン（９）に取り付けられた補助装置（１０）とを備え、前記推進システム（８）は、補助装置（１０）が後部ドライブシャフト（７）へ動力を導入することによりＲＧＢおよびＭＧＢ（６、４）を機械的に駆動できるように設計されることを特徴とする。

Description

本発明は、単発エンジンヘリコプターの推進システムに関し、より詳細には、主エンジンおよび補助装置を備える推進システムに関する。

単発エンジンヘリコプターは、ＭＧＢと称する主ギアボックスを通してメインロータ、およびＲＧＢと称する後部ギアボックスを通してテールロータを駆動するための一基の主エンジン、一般的には内燃機関であって、例えばターボシャフトエンジンを含む推進システムを備えるヘリコプターである。

推進システムは、ヘリコプター用の補助装置をさらに備えることができる。補助装置は、緊急事態において、ヘリコプター、特にメインロータとテールロータに一時的に動力を供給するために使用される。

緊急事態の第１のケースは、主エンジンの故障である。この状況では、パイロットはオートローテーション飛行と称する、降下する飛行手順を開始する。補助装置は、オートローテーション飛行中、特に飛行の最初および／または最後の段階（着陸前の「フレア」）においてヘリコプターを機械的に支援する。したがって、そのような補助装置は、オートローテーション飛行後にヘリコプターに引き起こされる損傷を大幅に制限し、したがってヘリコプターの休止時間の点で有利である。

緊急事態の第２のケースは、障害物を避けたり、高高度で温度逆転が起きたりする場合など、追加の動力を直ちに必要とする場合である。

出願人によって提出された文書である仏国特許出願公開第３０１９５８８号明細書は、補助装置の統合のための様々なアーキテクチャについて説明している。補助装置は、固体貯蔵ガス発生器によって補助される、シャフトを回転駆動するタービンと、ドライブタービンの補助のための制御手段を備えている。この場合、シャフトの機械的回転力は、ＭＧＢのレベルで直接、または前部ドライブシャフトのレベルで、あるいはターボシャフトエンジン（主エンジン）のフリータービンのシャフトのレベルでこの動力を導入することにより、ヘリコプターのメインロータを駆動するために使用される。

これらのタイプの推進システムは、大きさの問題を引き起こす。実際、このような補助装置を既にコンパクトなエンジンコンパートメントに統合すると、ヘリコプターの機体レベルと主エンジンのレベルの両方において、および主エンジンからＭＧＢへの動力の伝達において大幅な修正を生じさせる。

さらに、この動力を主ターボシャフトエンジンのフリータービンに導入することには、いくつかの欠点がある。

第１の欠点は、主ターボシャフトエンジンのフリータービンへのガス供給に失敗すると、エンジントルクが発生せず、空力摩擦による損失の影響で非常に急速に減速することである。これらの損失は数十キロワット（ｋＷ）に達する可能性がある。したがって、上記の用途、すなわち主エンジンの故障または障害物を回避するための追加の動力の即時の必要性に応じて、メインロータによって実際に見られる動力は異なり、ヘリコプターのパイロットを驚かせるであろう。

第２の欠点は、フリータービンを介して補助動力を導入することにより、フリータービンおよび／またはその下流に機械的に配置されたターボシャフトエンジンのコンポーネント、特にターボシャフトエンジンの減速機であって、かかる減速機を備えたターボシャフトエンジン用のコンポーネントが故障した場合、この補助動力を主ギアボックスおよび後部ギアボックスへ提供できないことである。

第３の欠点は、ターボシャフトエンジンに特定のインターフェースを設けて、前記補助動力をフリータービンへ導入できるようにしなければならないことである。

従来技術はまた、米国特許出願公開第２０１２／０２５０３２号明細書、米国特許出願公開第２０１５／１４３９５０号明細書および米国特許出願公開第２０１１／１２１１２７号明細書を含む。

仏国特許出願公開第３０１９５８８号明細書 米国特許出願公開第２０１２／０２５０３２号明細書 米国特許出願公開第２０１５／１４３９５０号明細書 米国特許出願公開第２０１１／１２１１２７号明細書

したがって、本発明の目的は、上述の欠点を克服する補助装置を備える単発エンジンヘリコプターの推進システムを提案することである。

この目的のために、本発明は、単発エンジンヘリコプターの推進システムを提案し、本システムは、
・ＭＧＢと称する主ギアボックスおよびＲＧＢと称する後部ギアボックスをそれぞれ駆動できる前部ドライブシャフトおよび後部ドライブシャフトと接続した主エンジンと、
・主エンジンに固定された補助装置と、を備え、
前記推進システムは、補助装置が前記後部ドライブシャフトに動力を導入することにより前記ＲＧＢおよびＭＧＢを機械的に駆動できるように構成されることを特徴とする。

このような推進システムでは、主エンジン（例えばターボシャフトエンジン）および一般的なヘリコプターにほとんど変更を加えない。さらに、このような推進システムは、補助装置の組み立てとメンテナンスを容易にする。最後に、補助装置と主エンジンの統合により、ヘリコプターの総重量を最小化する。

さらに、主エンジンのできるだけ近くに補助装置を組み込むことにより、推進システムの重心の移動に伴う影響が限定される。

最後に、後部ドライブシャフトへの動力の導入、したがって動力フリーホイールから下流への動力学的な動力の導入は、ターボシャフトエンジンのフリータービンへの動力の導入に関する上記の欠点を克服する。

本発明による推進システムは、個別に、または組み合わせにより、以下の特徴の内の一つまたはいくつかを含むことができる。

前記補助装置は、燃焼および／または電気技術および／または電気および／または液圧および／または空気圧手段を含む推進装置を備える。

推進装置は、ギアボックスによって前記後部ドライブシャフトに機械的に接続されている。

前記ギアボックスは、前記推進装置によって発生した動力を前記後部ドライブシャフトへ伝達するように構成された第１の減速機および／または第１のフリーホイールを備える。

前記ギアボックスは、前記推進装置および／または前記後部ドライブシャフトの回転速度を測定する手段を備える。

前記ギアボックスは以下のインターフェースを備える。
・推進装置と結合した第１のインターフェース。
・前記後部ドライブシャフトの第１の部分と結合した第２のインターフェースであって、前記第１の部分が主エンジンと機械的に接続している、第２のインターフェース。
・前記後部ドライブシャフトの第２の部分と結合した第３のインターフェースであって、前記第２の部分が前記ＲＧＢと機械的に接続している、第３のインターフェース。

前記後部ドライブシャフトの前記第１の部分は、第２の減速機と接続した第２のフリーホイールと接続し、前記第２の減速機は、前記主エンジンと機械的に接続している。

主エンジンは内燃機関であり、好ましくはターボシャフトエンジンである。

本発明の第２の目的は、上述の推進システムを備えたヘリコプターに関する。

本発明は、例として提供され、それに限定されない以下の説明を読み、添付の図面を参照することで、より良く理解され、本発明の他の詳細、特徴および利点がより明らかになるであろう。

本発明による推進システムを備えた単発エンジンヘリコプターの概略図である。 本発明による推進システムの補助装置の詳細図である。 本発明による推進システムの背面斜視図である。

図１は、回転翼を駆動するメインロータ２と、一般にテールロータと称する後部ロータ３とを備える単発エンジンヘリコプター１を概略的に示している。

より具体的には、メインロータ２は、前部ドライブシャフト５（主ドライブシャフト５とも称する）によって駆動されるＭＧＢ４と称する主ギアボックス４（以下、ＭＧＢと称する）によって駆動される。同様に、後部ロータ３は、後部ドライブシャフト７によって駆動されるＲＧＢ６と称する後部ギアボックス６（以下、ＲＧＢと称する）によって駆動される。この場合、前部ドライブシャフト５および後部ドライブシャフト７は実質的に同軸である。

ヘリコプター１は、主エンジン９と、緊急事態においてヘリコプター１、より具体的にはメインロータ２および後部ロータ３へ一時的に動力を供給するために使用する補助装置１０とを具備する推進システム８をさらに備える。補助装置１０は、取付手段１１によって主エンジン９に固定されている。

推進システム８は、特に緊急事態において、補助装置１０が後部ドライブシャフト７へ動力を導入することにより、補助装置１０がＲＧＢ６およびＭＧＢ４を機械的に駆動できるように構成される。

図１および図３に示す実施形態によれば、主エンジン９は、減速機１３と、推進フリーホイールと称する第１のフリーホイール１４とを介して前部ドライブシャフト５および後部ドライブシャフト７と機械的に接続した出力シャフト１２を備える。

本発明では、ドライブシャフト５、７に関連する「前部」および「後部」という用語は、第１のフリーホイール１４に関して使用されることに留意されたい。

図１および図３に示すように、主エンジン９は、この場合、ガス発生器１５および、出力シャフト１２が取り付けられたフリータービン１６からなるターボシャフトエンジンである。ガス発生器１５は、公知の方法で、少なくとも一つの圧縮機１７を備え、圧縮機１７は燃焼室１８へ燃料と共に圧縮空気を供給し、燃焼室１８はそれによって少なくとも一つの燃焼タービン１９へ高温ガスを供給し、高温ガスはドライブシャフト２０によって圧縮機１７を回転駆動する。さらに、ガスは動力伝達フリータービン１６を駆動する。代替的な形態では、主エンジン９は任意のタイプの内燃機関に対応することができる。

図１および図３に示すように、補助装置１０は、ここでは、ボルトおよび外部フランジを備えたアセンブリなどの取付手段１１（図１に点線で示す）によって第１の減速機１３に固定されている。補助装置１０は、高温ガスが排出されるパイプ３１の出口３０の真下に配置されている。補助装置１０は、（物理的に）ターボシャフトエンジン９と統合しており、言い換えると、補助装置１０およびターボシャフトエンジン９は、単一のユニットを形成している。

第１の減速機１３は、出力シャフト１２の回転速度を低下させる。

第１のフリーホイール１４は、特に次のように構成されている。
・補助装置１０が、例えば主エンジン９の故障中に、オートローテーション飛行によって課される速度よりも高い回転速度を課す場合、ＭＧＢ４への動作の伝達を可能にする。
・補助装置１０が主エンジン９によって課される速度よりも高いシャフト回転速度（減速機１３からＭＧＢへ、であり、他の方向ではない）を課す場合、ＭＧＢ４への動作の伝達を可能にする。

補助装置１０は、燃焼および／または電気技術および／または電気および／または液圧および／または空気圧手段を具備する推進装置２１を備える。

補助装置１０は、仏国特許出願公開第３０１９５８８号明細書または仏国特許出願公開第３０１９５２４号明細書に開示されているような燃焼手段を備えることができる。補助装置１０は、仏国特許出願公開第３０１９２２１号明細書または仏国特許第１６５３７８９号明細書に開示されているような液圧手段を備えることができる。補助装置は、仏国特許出願公開第３０２４１８０号明細書に開示されているような空気圧手段を備えることができる。

補助装置１０は、後部ドライブシャフト７と機械的に接続している。

より具体的には、図１から図３に示す実施形態によると、推進装置２１は、ギアボックス２２によって後部ドライブシャフト７と機械的に接続している。

ギアボックス２２は、次のインターフェースを備えている。
・推進装置２１と結合した第１のインターフェース２３。
・前記後部ドライブシャフト７の第１の部分２５と結合した第２のインターフェース２４であって、前記第１の部分２５が第１のフリーホイール１４と機械的に接続している、第２のインターフェース２４。
・前記後部ドライブシャフト７の第２の部分２７と結合した第３のインターフェース２６であって、前記第２の部分２７がＲＧＢ６と機械的に接続している、第３のインターフェース２６。

有利なことに、後部ドライブシャフト７の長さを短くしても、シャフトのライン力学には影響を及ぼさない。

伝達シャフト７の第１の部分２５および第２の部分２７は、実質的に同軸である。ギアボックス２２の各インターフェース２３、２４、２６には、例えば、動力の伝達を可能にするために対応する部材にフランジが設けられている。

図２は、推進装置２１によって生成された動力を後部ドライブシャフト７に伝達するように構成された第２の減速機２８および、第２のフリーホイール２９を備えるギアボックス２２を示す。

図３の実施形態によれば、ギアボックス２２は、二つの部品からなり、これらの部品は二つの周辺ベルト３２によって互いに組み立てられて端と端を接して配置され、図示しない取付手段によって所定の位置に維持される。

この場合、図２に示すように、補助装置１０によって提供される動力は、第２のフリーホイール２９を介して、次に第２の減速機２８を介して後部ドライブシャフト７へ伝達される。

代替的な形態では、補助装置１０によって提供される動力は、第２の減速機２８を介して、次いで第２のフリーホイール２９を介して後部ドライブシャフト７へ伝達することができる。

ヘリコプター１が適切に作動していないとき（主エンジン９のみが作動しているとき）、第２のフリーホイール２９は推進装置２１を不注意に駆動することはなく、推進装置２１の寿命を延ばすという利点がある。このように、補助装置１０は、主エンジン９から独立している。

第２の減速機２８は、後部ドライブシャフト７の回転速度を、推進装置２１により課せられた回転速度に適合させる。

ギアボックス２２は、ギアボックス２２内部のシャフト、ならびに例えば推進装置２１および／または前記後部ドライブシャフト７の回転速度を測定する手段を備える。これらの測定手段は、すべての瞬間およびすべての飛行状況で、メインロータ２と後部ロータ３の回転速度を評価する。

この場合、第２の減速機２８は、単一のギアを備えたギアセットを含む。しかしながら、この例は決して限定的ではなく、第２の減速機２８は、要求される減速に基づいて、例えば、直歯および／または複数の遊星ギアセットを具備する、複数のギアセットを備えることができる。

代替的な形態では、複数の推進装置２１がギアボックス２２と結合する。

通常の操作中、主エンジン９は、ＭＧＢ４とＲＧＢ６を駆動するために、そしてその結果、メインロータ２と後部ロータ３を駆動するために必要な全ての動力を供給する。主エンジン９によって提供される動力は、第１のフリーホイール１４によって、第１の減速機１３の出力において前部ドライブシャフト５および後部ドライブシャフト７へ伝達される。

緊急事態、例えば主エンジン９の故障の場合、補助装置１０は、後部ドライブシャフト７への動力供給により、前部ドライブシャフト５および後部ドライブシャフト７の回転速度を、それによってメインロータ２および後部ロータ３の回転速度を一時的に上昇させる。補助装置１０からＭＧＢ４への動力の伝達は、第１のフリーホイール１４により可能となる。

Claims (9)

1. 単発エンジンヘリコプター（１）の推進システム（８）であって、
   ・ＭＧＢ（４）と称する主ギアボックス（４）とＲＧＢ（６）と称する後部ギアボックス（６）をそれぞれ駆動できる前部ドライブシャフト（５）および後部ドライブシャフト（７）と接続した主エンジン（９）と、
   ・前記主エンジン（９）に固定された補助装置（１０）と、を備え、
   該推進システム（８）は、補助装置（１０）が前記後部ドライブシャフト（７）へ動力を導入することにより前記ＲＧＢおよびＭＧＢ（６、４）を機械的に駆動できるように構成されることを特徴とする、単発エンジンヘリコプター（１）の推進システム（８）。
2. 前記補助装置（１０）が、燃焼および／または電気技術および／または電気および／または液圧および／または空気圧手段を具備する推進装置（２１）を備えることを特徴とする、請求項１に記載のシステム（８）。
3. 推進装置（２１）が、ギアボックス（２２）によって後部ドライブシャフト（７）と機械的に接続することを特徴とする、請求項１また２に記載のシステム（８）。
4. 前記ギアボックス（２２）が、前記推進装置（２１）によって発生した動力を前記後部ドライブシャフト（７）へ伝達するように構成された第１の減速機（２８）および／または第１のフリーホイール（２９）を備えることを特徴とする、請求項３に記載のシステム（８）。
5. 前記ギアボックス（２２）が、前記推進装置（２１）および／または前記後部ドライブシャフト（７）の回転速度を測定する手段を備えることを特徴とする、請求項３および４のいずれか一項に記載のシステム（８）。
6. 前記ギアボックス（２２）が以下のインターフェース、
   ・推進装置（２１）と結合した第１のインターフェース（２３）、
   ・前記後部ドライブシャフト（７）の第１の部分（２５）と結合した第２のインターフェース（２４）であって、前記第１の部分（２５）が主エンジン（９）と機械的に接続する、第２のインターフェース（２４）、
   ・前記後部ドライブシャフト（７）の第２の部分（２７）と結合した第３のインターフェース（２６）であって、前記第２の部分（２７）が前記ＲＧＢ（６）と機械的に接続する、第３のインターフェース（２６）、
   を備えることを特徴とする、請求項３から５に記載のシステム（８）。
7. 前記後部ドライブシャフト（７）の前記第１の部分（２５）が、第２の減速機（１３）と接続した第２のフリーホイール（１４）と接続し、前記第２の減速機が前記主エンジン（９）と機械的に接続することを特徴とする、請求項６に記載のシステム（８）。
8. 主エンジン（９）が内燃機関であり、好ましくはターボシャフトエンジンであることを特徴とする、請求項１から７のいずれか一項に記載のシステム（８）。
9. 請求項１から８のいずれか一項に記載の推進システム（８）を備えるヘリコプター（１）。

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