JP4901611B2 - 航空機用減速機 - Google Patents

Description

本発明は、航空機用減速機の改良に関するものである。

従来の航空機用減速機として、その入力軸より動力伝達の上流側に捩り振動ダンパを配置したもの（例えば、特許文献１参照。）、減速機の入力軸自体とフライホイールとに振動減衰構造を採用したもの（例えば、特許文献２参照。）が知られている。
米国特許第４５８３４１６号明細書 米国特許第６８８３７５２号明細書

特許文献１のＦＩＧ．１を以下の図１０で説明する。なお、符号は振り直した。
図１０は従来の航空機用減速機の第１断面図である。
減速機２００は、入力軸２０１と、この入力軸２０１に取付けられたギヤ２０２と、このギヤ２０２に噛み合う中間ギヤ（不図示）と、この中間ギヤに噛み合うギヤ２０３と、このギヤ２０３を支持する出力軸２０４とを備え、出力軸２０４のフランジ２０６にプロペラが取付けられる。

入力軸２０１は、捩り振動ダンパ２０７を介してフライホイール２０８に連結され、このフライホイール２０８は、エンジンのクランクシャフト２０９の端部に取付けられている。
このように、捩り振動ダンパ２０７とフライホイール２０８とを組み合わせることで、エンジン側から減速機２００の入力軸２０１へ捩り振動が伝わるのを防止している。

特許文献２のＦＩＧ．１を以下の図１１で説明する。なお、符号は振り直した。
図１１は従来の航空機用減速機の第２断面図である。
減速機２１０は、内燃機関２１１のクランクシャフト２１２の一端に連結された入力軸としてのトーションバー２１３と、このトーションバー２１３の中間部に取付けられたピニオン２１４と、このピニオン２１４に噛み合うギヤ２１６と、このギヤ２１６を支持するプロペラ軸２１７とからなる。

クランクシャフト２１２の他端にはフライホイール２１８が取付けられ、このフライホイール２１８に捩り振動ダンパ２１９が設けられている。
上記したトーションバー２１３と捩り振動ダンパ２１９とでクランクシャフト２１２の捩り振動が減衰される。

図１０に示した特許文献１では、捩り振動ダンパ２０７及びフライホイール２０８は、エンジン側のクランクシャフト２０９と減速機２００側の入力軸２０１との間に配置されているため、クランクシャフト２０９と入力軸２０１とが直接連結されている場合に比べて、大きなスペースが必要になる。また、エンジンと減速機２００という異なった装置を連結する部分に設けるため、捩り振動ダンパ２０７及びフライホイール２０８を設けるために特別な部品が必要になり、部品数も多くなる。従って、航空機の動力伝達装置が大型になるとともに重量も増加する。特にフライホイール２０８は外径が大きく、重量物であるため、大型化、重量増を一層助長する。

図１１に示した特許文献２では、トーションバー２１３は、所定の捩り角度を許容するために一定の長さが必要になる。これによってトーションバー２１３と平行に配置されたプロペラ軸２１７も長くなるから、減速機２１０が大型になり、更に捩り振動ダンパ２１９が設けられたフライホイール２１８によっても、航空機の動力伝達装置の大型化を招き、重量増も伴う。
本発明の目的は、航空機用減速機、ひいては航空機の小型化及び軽量化を図ることにある。

請求項１に係る発明は、エンジンの出力軸に取付けられたサンギヤと、このサンギヤに噛み合う複数のプラネタリギヤと、これらのプラネタリギヤに噛み合うとともにサンギヤに同心円状に配置されたリングギヤと、複数のプラネタリギヤを回転自在に支持するキャリアと、これらのサンギヤ、プラネタリギヤ、リングギヤ及びキャリアを収納するケーシングとからなる遊星歯車機構を備え、遊星歯車機構のリングギヤとキャリアのうちの一方の要素がプロペラ軸側に連結され、他方の要素がエンジンのトルク変動を減衰させる減衰機構を介してケーシング側に連結された航空機用減速機において、他方の要素には少なくとも２本の支持棒が設けられ、これらの支持棒とケーシング側との間にそれぞれ減衰機構が配置され、減衰機構は、一対のばね機構と一対の油圧ダンパ機構とからなり、一対のばね機構は、支持棒を挟む形で水平方向に対向配置され、一対の油圧ダンパ機構は、支持棒を挟む形で上下方向に対向配置され、一対の油圧ダンパ機構のそれぞれに備える高圧油室は、各油圧ダンパ機構の下部に設けられていることを特徴とする。

作用として、リングギヤ又はキャリアの他方とケーシングとの間に減衰機構を配置すると、減衰機構が、ケーシング内に収納されるとともに航空機用減速機の動力伝達経路の途中に設けられることになり、航空機用減速機のケース内に密に近接配置された各構成部品を利用したり、各構成部品の一部を加工して減速機構を容易に配置することが可能になり、減速機構を配置するための特別な部品が不要になる、あるいは特別な部品の個数が少なくなり、部品数が少なくなるから、航空機用減速機が小型、軽量になる。

特に本発明は、他方の要素には少なくとも２本の支持棒が設けられ、これらの支持棒とケーシング側との間にそれぞれ減衰機構が配置され、減衰機構は、一対のばね機構と一対の油圧ダンパ機構とからなり、一対のばね機構は、支持棒を挟む形で水平方向に対向配置され、一対の油圧ダンパ機構は、支持棒を挟む形で上下方向に対向配置され、一対の油圧ダンパ機構のそれぞれに備える高圧油室は、各油圧ダンパ機構の下部に設けられているので、一対のばね機構により、ケーシングに対してリングギヤ又はキャリアの他方を位置決めするとともに、反力を発生させてエンジンの出力軸側から航空機用減速機に伝わるトルク変動を吸収し、一対の油圧ダンパ機構により、作動油による抵抗力を発生させて上記のトルク変動を吸収する。

また、高圧油室は上下方向に対向配置された各油圧ダンパ機構の下部に設けられているため、高圧油室に混入したエアが高圧油室から容易に排出される。
また、ばね機構及び油圧ダンパ機構は、それぞれ支持棒を挟む形で対向配置されて、ケーシングに対してリングギヤ又はキャリアの他方における一回転方向及びその回転方向とは逆の他回転方向のトルク変動を吸収する。

請求項２に係る発明は、一方の要素はリングギヤであって、リングギヤとケーシングとの間に減衰機構が配置されていることを特徴とする。
作用として、リングギヤが固定側となるため、プラネタリギヤが公転し、キャリアが回転することで、潤滑油がサンギヤ側から遠心力でプラネタリギヤ側に流れやすくなる。

また、リングギヤとケーシングとの間に減衰機構を配置すると、遊星歯車機構においてリングギヤを、このリングギアに近接配置されたケーシングに固定する構造に、小変更を加えて減衰機構を設けることが可能になり、減速機構をリングギヤとケーシングとに連結する構造が簡単になる。

請求項１に係る発明では、エンジンの出力軸に取付けられたサンギヤと、このサンギヤに噛み合う複数のプラネタリギヤと、これらのプラネタリギヤに噛み合うとともにサンギヤに同心円状に配置されたリングギヤと、複数のプラネタリギヤを回転自在に支持するキャリアと、これらのサンギヤ、プラネタリギヤ、リングギヤ及びキャリアを収納するケーシングとからなる遊星歯車機構を備え、遊星歯車機構のリングギヤとキャリアのうちの一方の要素がプロペラ軸側に連結され、他方の要素がエンジンのトルク変動を減衰させる減衰機構を介してケーシング側に連結された航空機用減速機において、他方の要素には少なくとも２本の支持棒が設けられ、これらの支持棒とケーシング側との間にそれぞれ減衰機構が配置され、減衰機構は、一対のばね機構と一対の油圧ダンパ機構とからなり、一対のばね機構は、支持棒を挟む形で水平方向に対向配置され、一対の油圧ダンパ機構は、支持棒を挟む形で上下方向に対向配置され、一対の油圧ダンパ機構のそれぞれに備える高圧油室は、各油圧ダンパ機構の下部に設けられているので、先ず、リングギヤ又はキャリアの他方とケーシングとの間に、エンジンのトルク変動を減衰させる減衰機構が配置されているので、減衰機構が航空機用減速機の動力伝達経路の途中に配置されるため、例えば、航空機用減速機の外部に減衰機構を配置するのに比べて部品数の増加を抑え、構造の大変更を無くすことができ、航空機用減速機の小型化及び軽量化を図ることができる。
特に本発明では、油圧ダンパ機構が支持棒を挟む形で上下方向に対向配置され、油圧ダンパ機構の高圧油室は、油圧ダンパ機構の下部に設けられているので、油圧ダンパ機構の高圧油室にエアが溜まりにくくなり減衰性能低下を防止することができる。

また、一対のばね機構及び一対の油圧ダンパ機構をそれぞれ対向配置することで、一回転方向及びその逆の他回転方向のトルク変動に対して減衰性能を発揮させることができ、トルク変動を安定して抑制することができる。

請求項２に係る発明では、一方の要素はリングギヤであって、リングギヤとケーシングとの間に減衰機構が配置されているので、プラネタリギヤが公転することで遠心力でプラネタリギヤの各部に潤滑油を供給することができ、プラネタリギヤの潤滑性を向上させることができる。
また、既存の減速機に小変更で減衰機構を設けることができ、コストアップを抑えることができる。

本発明を実施するための最良の形態を添付図に基づいて以下に説明する。なお、図面は符号の向きに見るものとする。図中の矢印ＦＲＯＮＴは航空機前方を表している。
図１は本発明に係る航空機用減速機の断面図であり、航空機用減速機１０は、エンジンのクランク軸側から前方に延びる中継軸１３にスプライン結合された入力軸１４と、この入力軸１４に一体成形された２つの第１サンギヤ１６及び第２サンギヤ１７と、第１サンギヤ１６に噛み合う複数の第１プラネタリギヤ１８と、これらの第１プラネタリギヤ１８をそれぞれ回転自在に支持する支軸２１と、これらの支軸２１を連結する第１キャリア２２と、複数のプラネタリギヤ１８に噛み合う内歯２３ａを備えた第１リングギヤ２３と、この第１リングギヤ２３に減衰機構２４（詳細は後述する。）及びリング部材２５を介して連結された減速機ケース２６と、第１キャリア２２に取付けられた第２リングギヤ２７と、この第２リングギヤ２７に備えた内歯２７ａに噛み合うとともに第２サンギヤ１７に噛み合う複数の第２プラネタリギヤ２８と、これらの第２プラネタリギヤ２８をそれぞれ回転自在に支持する支軸３１と、これらの支軸３１を連結する第２キャリア３２と、この第２キャリア３２のめすスプライン３２ａに結合するおすスプライン３４ａが形成されるとともに入力軸１４の中空部１４ａに複数のニードルベアリング３３を介して回転自在に嵌合されたプロペラ軸３４とからなる。

入力軸１４は、一端部にめすスプライン１４ｂを備え、このめすスプライン１４ｂに中継軸１３に形成されたおすスプライン１３ａが結合している。なお、複数の１４ｃは、プロペラ軸３４側から半径方向外側へ潤滑油を流す潤滑油通路である。
上記の中継軸１３及び入力軸１４は、エンジンの出力軸１５を構成するものである。

第１サンギヤ１６と第２サンギヤ１７とは、歯幅を除いて基本諸元（歯車歯形、モジュール、歯数、基準ピッチ円直径、歯先円直径、歯厚等）が同一か、あるいは歯幅を含み、全く同一形状であってもよい。

第１プラネタリギヤ１８は、支軸２１に複数のニードルからなるニードルベアリング４１を介して回転自在に支持され、このニードルベアリング４１の両側方には各ニードルの位置を規制するスラストワッシャ４２，４２が配置されている。
支軸２１は、中空部２１ａと、この中空部２１ａ内からニードルベアリング４１に潤滑油を供給する潤滑油供給通路２１ｂとを備える。

第１キャリア２２は、第２リングギヤ２７が内周面に取付けられた主キャリア４４と、支軸２１の中空部２１ａの開口部側に取付けられるとともに入力軸１４にニードルベアリング４５を介して回転自在に嵌合された副キャリア４６とからなる。

第１リングギヤ２３は、入力軸１４の軸方向に沿って延びる複数の支持棒４８が複数形成され、これらの支持棒４８が減衰機構２４を介してリング部材２５に連結され、リング部材２５が減速機ケース２６に取付けられている。

減速機ケース２６は、航空機前方にいくほど先細り形状とされたものであり、エンジンのクランクケース５１の前端に取付けられている。
第２プラネタリギヤ２８は、支軸３１に複数のニードルからなるニードルベアリング５３を介して回転自在に支持され、このニードルベアリング５３の両側方には各ニードルの位置を規制するスラストワッシャ５４，５４が配置されている。
支軸３１は、中空部３１ａと、この中空部３１ａ内からニードルベアリング５３に潤滑油を供給する潤滑油供給通路３１ｂとを備える。

第２キャリア３２は、プロペラ軸３４にスプライン結合されるとともに支軸３１の中空部３１ａの開口部側に取付けられた主キャリア５６と、支軸２１に近接するように配置された副キャリア５７とからなる。

主キャリア５６は、減速機ケース２６にボールベアリング５８を介して回転自在に支持されている。なお、５６ａはプロペラ軸３４側から供給される潤滑油を半径方向外側に流す潤滑油通路である
プロペラ軸３４は、その前端にプロペラを取付けるためのフランジ３４ｂを備え、その後端が中継軸１３の内周面にボールベアリング６１を介して回転自在に支持されている。

図２は図１の２−２線断面図であり、航空機用減速機１０のリング部材２５には、エンジンのクランク軸から伝わるトルク変動を減衰させる減衰機構７０が設けられている。
リング部材２５は、上下にそれぞれ、矩形状のばね機構収納部２５Ａ，２５Ｂと、これらのばね機構収納部２５Ａ，２５Ｂを繋ぐ円弧状の連結穴２５Ｃとが形成され、左右にそれぞれ、くの字状の油圧ダンパ機構収納部２５Ｄが形成されている。

リング部材２５のばね機構収納部２５Ａ，２５Ｂは、ばね機構７１，７１を収納し、リング部材２５の油圧ダンパ機構収納部２５Ｄは、油圧ダンパ機構７２，７３を収納している。
減衰機構７０は、上下にそれぞれ配置されたばね機構７１，７１と、左右にそれぞれ配置された油圧ダンパ機構７２，７３とからなる。

２つのばね機構７１，７１は、支持棒４８を挟むように水平に並べて配置され、各ばね機構７１は、接線方向に延びるように配置されている。
ばね機構７１は、ばね機構収納部２５Ａ（及びばね機構収納部２５Ｂ）に収納された第１有底筒部材７４と、この第１有底筒部材７４に移動自在に収納された第２有底筒部材７５と、この第２有底筒部材７５内に収納されるとともに一端が第２有底筒部材７５の底７５ａに当てられた圧縮コイルばね７６と、この圧縮コイルばね７６の他端を受けるばね受け部材７７と、このばね受け部材７７に設けられたフランジ部７７ａと第１有底筒部材７４の底７４ａとの間に圧縮されて収納された複数の皿ばね７８とからなる。

ばね受け部材７７は、フランジ部７７ａから圧縮コイルばね７６内に延びる突出部７７ｂを備え、突出部７７ｂの先端７７ｃと、第２有底筒部材７５の底７５ａ、詳しくは、底７５ａに形成された凸部７５ｂとの間には初期隙間ＣＬを有する。

第１リングギヤ２３（図１参照）の支持棒４８は、リング部材２５の連結穴２５Ｃ内に挿入されるとともに、側面が２つの第２有底筒部材７５，７５の各底７５ａに当てられている。

油圧ダンパ機構７２，７３は、支持棒４８を挟むように上下に並べて配置されている。
油圧ダンパ機構７２は、油圧ダンパ機構収納部２５Ｄに固定された有底筒状のシリンダ部８１と、このシリンダ部８１内に移動自在に挿入されたピストン８２と、このピストン８２に連結されるとともに端部に設けられたリング部８３ａが支持棒４８に嵌合されたロッド部材８３とからなり、シリンダ部８１とピストン８２との間に油室８４が設けられ、この油室８４に満たされた作動油８５が図示せぬリザーバ室に出入りする。

油圧ダンパ機構７３は、油圧ダンパ機構収納部２５Ｄに固定された有底筒状のシリンダ部８９と、支持棒４８に嵌合するリング部８６ａが設けられるとともにシリンダ部８９に移動自在に収納された有底筒状のシリンダ部８６と、このシリンダ部８６内に収納されるとともに油圧ダンパ機構２５Ｄの端面２５ｇに一端が当てられたピストン８７とからなり、シリンダ部８６とピストン８７との間に油室８８が設けられ、この油室８８に満たされた作動油８５が図示せぬリザーバ室に出入りする。
上記の油室８４，８８は、空気が混入しにくいように油圧ダンパ機構７２，７３のそれぞれの下部に設けられている。

図３は本発明に係る航空機用減速機の動力伝達経路の模式図であり、航空機用減速機１０は、エンジン９０に近い側に配置された第１遊星歯車機構９１と、この第１遊星歯車機構９１に対して軸方向に並べられてエンジン９０から遠い側に配置された第２遊星歯車機構９２とを備える。

即ち、第１遊星歯車機構９１は、第１サンギヤ１６、複数の第１プラネタリギヤ１８、第１キャリア２２及び第１リングギヤ２３を備え、第２遊星歯車機構９２は、第２サンギヤ１７、複数の第２プラネタリギヤ２８、第２キャリア３２及び第２リングギヤ２７を備え、第１サンギヤ１６と第２サンギヤ１７とが同軸に一体に形成され、第１リングギヤ２３が減速機ケース２６側に連結され、第２キャリア３２がプロペラ軸３４に連結され、プロペラ軸３４にプロペラ９３が取付けられている。

このように、航空機用減速機１０は、２組の遊星歯車減速機構としての第１遊星歯車機構９１及び第２遊星歯車機構９２を連結して１段とした１段２組の減速機構造を有している。

上記したように、第１遊星歯車機構９１及び第２遊星歯車機構９２を軸方向に並べて連結したことで、航空機用減速機１０の軸直角方向の外形寸法が従来の減速機と同等に小さくなり、航空機用減速機１０の前面投影面積を小さくすることができ、航空機の機体の空気抵抗を低減することができる。

また、サンギヤを第１サンギヤ１６と第２サンギヤ１７というように同一の入力軸１４に２個設けることで、第１サンギヤ１６及び第２サンギヤ１７のそれぞれに荷重が分担され、負荷が軽減されるので、小径であっても耐久性を向上させることができ、また、サンギヤを大径とすることによる航空機用減速機の大型化を招くことがない。

第１サンギヤ１６及び第２サンギヤ１７の負荷が軽減すれば、第１サンギヤ１６及び第２サンギヤ１７の直径や歯幅を小さくすることが可能になり、第１サンギヤ１６及び第２サンギヤ１７を小型にすることができるから、航空機用減速機１０の軸方向、即ち前後方向や軸直角方向、即ち上下左右方向の外形寸法が小さくなり、小型化が図れて、航空機を軽量にすることができる。

減衰機構７０は、複数のばね機構７１と複数の油圧ダンパ機構７２，７３とからなり、第１リングギヤ２３と減速機ケース２６との間に設けられている。

以上に述べた航空機用減速機１０の作用を次に説明する。
図４（ａ），（ｂ）は航空機用減速機の作用図、図５（ａ），（ｂ）は航空機用減速機の共線図である。
図４（ａ）は比較例であり、一組の遊星歯車減速機構を用いた航空機用減速機３００を示している。
エンジン３０１のクランク軸側に連結された出力軸３０２が回転し、これに伴ってサンギヤ３０３が矢印Ｊの方向に回転数ｎｓで回転すると、複数のプラネタリギヤ３０４はそれぞれ矢印Ｋの方向に回転し、これらのプラネタリギヤ３０４の回転に伴ってキャリア３０６が矢印Ｌの方向に回転数ｎｃで回転する。

リングギヤ３０７は減速機ケース３０８に固定されているので、リングギヤ３０７の回転数ｎｒはゼロである。プロペラ軸３１１及びプロペラ３１２はキャリア３０６と共に回転する。

図４（ａ）の比較例を共線図で表すと、図５（ａ）のようになる。なお、共線図は、遊星歯車機構の減速比を求める場合に、式で求める代わりに作図で求めるようにした速度線図である。縦軸は遊星歯車機構の各回転要素の回転数（回転速度）、横軸はサンギヤ、キャリア、リングギヤ等の回転要素を表す。横軸の各回転要素の間隔はサンギヤとリングギヤとの歯数比になるように設定される。

図５（ａ）において、ギヤの成立性（特にプラネタリギヤの耐久性や過負荷等）の観点から、航空機のような高出力エンジンの場合、一般的にαは、α＝０．３〜０．７程度（減速比βで表すと、β＝２．４３〜４．３３）であり、減速比βを２前後に小さくすることは困難である。（物理的にみても、減速比βを２にするには、α＝１が必要になり、それはサンギヤ歯数とリングギヤ歯数が同一を意味し、物理的に成立しない。）

ここで、α＝ｚｓ／ｚｒ（ｚｓ：サンギヤ歯数、ｚｒ…リングギヤ歯数）、β＝（α／（α＋１））^−１とする。
また、共線図の縦軸のサンギヤ入力回転数ｎｓを１とすると、α＝０．３〜０．７に相当する縦座標α／（α＋１）は、α／（α＋１）＝０．２３１〜０．４１２である。

図４（ｂ）は実施例（本実施形態）であり、エンジン９０のクランク軸側に連結された出力軸１５が回転し、これに伴って第１サンギヤ１６が矢印Ａの方向に回転数ｎｓ１で回転すると、複数の第１プラネタリギヤ１８はそれぞれ矢印Ｂの方向に回転し、これらの第１プラネタリギヤ１８の回転に伴って第１キャリア２２が矢印Ｃの方向に回転数ｎｃ１で回転する。
第１リングギヤ２３は減速機ケース２６側に減衰機構を介して固定されているので、ｎｒ１はゼロである。

第２サンギヤ１７が矢印Ｄの方向に回転数ｎｓ２（＝ｎｓ１）で回転するとともに第１キャリア２２が回転するのに伴い、第２リングギヤ２７が第１キャリア２２と同一方向に回転し、複数の第２プラネタリギヤ２８がそれぞれ矢印Ｅの方向に回転し、第２キャリア３２が矢印Ｆの方向に回転数ｎｃ２で回転し、第２キャリア３２にプロペラ軸３４で連結されたプロペラ９３も第２キャリア３２と共に回転する。

実施例を共線図で表すと、図５（ｂ）のようになり、２組の遊星歯車機構を組み合わせた１段減速機構とすることで、遊星歯車機構それぞれのα（α１、α２）が小さく（＝０．３〜０．７程度）とも、最終出力である第２キャリアの回転数（ｎｃ２）は小さく（＝０．５程度（０．４０８〜０．６５４）、但し、入力回転数ｎｓ２＝ｎｓ１＝１とする）なり、よって、減速比βを小さく（＝２前後（１．５３〜２．４５））することが可能である。

以上のことから、一組の遊星歯車機構を用いたものでは、減速比を小さく（２前後）することは容易ではなく、無理矢理に減速比を小さくしようとすると、プラネタリギヤ３０４の直径が小さくなり、プラネタリギヤ３０４の回転数が高くなって耐久性が低下するが、図４（ｂ）に示した実施例では、第１サンギヤ１６と第２サンギヤ１７とを同軸で一体的に連結する１段２組の遊星歯車減速機構としているので、第２サンギヤ１７の回転数ｎｓ２を第１サンギヤ１６の回転数ｎｓ１と同一にするとともに、第２リングギヤ２７の回転数ｎｒ２を第１キャリア２２の回転数ｎｃ１と同一とすることができ、これによって、第２サンギヤ１７と第２リングギヤ２７とで第２プラネタリギヤ２８の回転が影響を受け、第２キャリア３２の回転数ｎｃ２の回転数がより高回転となって、第１サンギヤ１６，１７の回転数に近づくため、減速比を小さく（２前後）することができる。

図６（ａ）〜（ｃ）は本発明に係るばね機構の作用を示す作用図である。
（ａ）はばね機構７１の作動前の状態を示している。即ち、第１リングギヤ２３（図１参照）の支持棒４８は、左右に並んだばね機構７１，７１に対して中立位置、即ち、各ばね機構７１の第２有底筒部材７５を押圧しない位置にある。

（ｂ）において、例えば、第１リングギヤ２３に回転力が発生し、支持棒４８が矢印Ｎの向きに回動すると、ばね機構７１の第２有底筒部材７５が第１有底筒部材７４内を移動し、圧縮コイルばね７６が圧縮されて反力が増加する。やがて第２有底筒部材７５の底７５ａの凸部７５ｂがばね受け部材７７の突出部７７ｂの先端７７ｃに当たる。

（ｃ）において、更に支持棒４８が矢印Ｐの向きに回動すると、第２有底筒部材７５の凸部７５ｂがばね受け部材７７の突出部７７ｂに当たった状態で、ばね受け部材７７のフランジ部７７ａが、矢印Ｑで示すように複数の皿ばね７８を押すため、圧縮コイルばね７６はそれ以上圧縮されず、複数の皿ばね７８だけが圧縮されて反力が発生する。

以上の（ｂ），（ｃ）では、支持棒４８が、矢印Ｎ，Ｐの向きに回動する状態を示したが、矢印Ｎ，Ｐとは反対の向きに回動して左側のばね機構７１を押圧することで上記と同様な反力が発生する。

図７（ａ），（ｂ）は本発明に係る油圧ダンパ機構の作用を示す作用図である。
（ａ）は油圧ダンパ機構７２，７３の作動前の状態を示している。即ち、支持棒４８が油圧ダンパ機構７２のピストン８２を移動させず、また、油圧ダンパ機構７３のシリンダ部８６を移動させない中立の位置にある。

（ｂ）において、例えば、第１リングギヤ２３（図１参照）に回転力が発生し、支持棒４８が矢印Ｓの向きに回動すると、油圧ダンパ機構７２のロッド部材８３と共にピストン８２が矢印Ｔで示すようにシリンダ部８１内を移動し、油室８４内の作動油８５を圧縮する。これにより、油室８４内の作動油８５はオリフィスを介してリザーバ室へ流出する際に減衰力が発生する。

また、支持棒の矢印Ｓの向きへの回動によって、油圧ダンパ機構７３のシリンダ部８６が矢印Ｕで示すようにシリンダ部８９内を移動するため、油室８８内の容積が拡張し、リザーバ室からオリフィスを介して油室８８に作動油が流入する際に減衰力が発生する。
以上の（ｂ）では、支持棒４８が、矢印Ｓの向きに回動する状態を示したが、矢印Ｓとは反対の向きに回動して油圧ダンパ機構７２，７３により上記と同様に減衰力が発生する。

図８は本発明に係る減衰機構の捩り特性を示すグラフであり、縦軸は捩りトルク、横軸は捩り角度（第１リングギヤ２３の正回転側及び負回転側の回動角度）を表す。（以下の符号については、図５及び図６も参照。）
グラフ中の捩り曲線１００は、縦軸に対して線対称で原点を通る直線部１０１と、この直線部１０１の端から延びて原点に対して点対称な曲線部１０２，１０３とからなり、直線部１０１の傾きは、ばね機構７１の圧縮コイルばね７６で発生する荷重で決まり、曲線部１０２，１０３の形状はばね機構７１の複数の皿ばね７８で発生する荷重で決まり、直線部１０１及び曲線部１０２，１０３のヒステリシストルクＴｈは、油圧ダンパ機構７２，７３のオリフィスを含めた油路の抵抗によって決まる。

θ１及び−θ１は、ばね機構７１の第２有底筒部材７５の凸部７５ｂがばね受け部材７７の突出部７７ｂに当たったときの捩り角度、θ２及び−θ２はばね機構７１の複数の皿ばね７８の密着によって決まる最大捩り角度である。

このように、捩りトルクを２段とすることで、エンジンのクランク軸から航空機用変速機に伝わる比較的小さい変動トルクに加えて、大きな変動トルクをも吸収することができる。

図９は本発明に係る航空機用減速機の動力伝達経路の別実施形態の模式図である。図３に示した実施形態と同一構成については同一符号を付け、詳細説明は省略する。
航空機用減速機１１０は、第１サンギヤ１６に噛み合う複数の第１プラネタリギヤ１８と、これらの第１プラネタリギヤ１８を回転自在に支持する支軸１１１と、これらの支軸１１１を連結するとともに減速機ケース２６に取付けられた第１キャリア１１２と、複数の第１プラネタリギヤ１８に噛み合う第１リングギヤ１１３と、この第１リングギヤ１１３に連結された第２リングギヤ２７と、第２サンギヤ１７に噛み合うとともに第２リングギヤ２７に噛み合う複数の第２プラネタリギヤ２８と、これらの第２プラネタリギヤ２８をそれぞれ回転自在に支持する支軸３１と、これらの支軸３１を連結する第２キャリア３２とを備える。
減衰機構７０は、第１キャリア１１２と減速機ケース２６との間に設けられている。

以上の図３に示したように、本発明は第１に、エンジン９０の出力軸１５に取付けられた第１サンギヤ１６と、この第１サンギヤ１６に噛み合う複数の第１プラネタリギヤ１８と、これらの第１プラネタリギヤ１８に噛み合うとともに第１サンギヤ１６に同心円状に配置された第１リングギヤ２３と、複数の第１プラネタリギヤ１８を回転自在に支持する第１キャリア２２と、この第１サンギヤ１６、第１プラネタリギヤ１８、第１リングギヤ２３及び第１キャリア２２を収納するケーシングとしての減速機ケース２６とからなり、第１キャリア２２がプロペラ軸３４側に連結された第１遊星歯車機構９１を備える航空機用減速機１０において、第１リングギヤ２３と減速機ケース２６との間に、エンジン９０のトルク変動を減衰させる減衰機構７０が配置されているので、減衰機構７０が航空機用減速機１０の動力伝達経路の途中に配置されるため、例えば、航空機用減速機１０の外部に減衰機構を配置するのに比べて部品数の増加を抑え、構造の大変更を無くすことができ、航空機用減速機１０の小型化及び軽量化を図ることができる。

本発明は第２に、第１リングギヤ２３と減速機ケース２６との間に減衰機構７０が配置されているので、第１プラネタリギヤ１８が公転することで遠心力で第１プラネタリギヤ１８の各部に潤滑油を供給することができ、第１プラネタリギヤ１８の潤滑性を向上させることができる。
また、既存の減速機に小変更で減衰機構７０を設けることができ、コストアップを抑えることができる。

本発明は第３に、図１、図２に示したように、第１リングギヤ２３には少なくとも２本の支持棒４８が設けられ、これらの支持棒４８と減速機ケース２６側との間にそれぞれ減衰機構７０が配置され、一方の減衰機構を、支持棒４８を挟む形で水平方向に対向配置された一対のばね機構７１とし、他方の減衰機構を、支持棒４８を挟む形で上下方向に対向配置された一対の油圧ダンパ機構７２，７３とし、これらの油圧ダンパ機構７２，７３のそれぞれに備える高圧油室としての油室８４，８８が各油圧ダンパ機構７２，７３の下部に設けられているので、油圧ダンパ機構７２，７３の油室８４，８８にエアが溜まりにくくなり減衰性能低下を防止することができる。

また、一対のばね機構７１，７１及び一対の油圧ダンパ機構７２，７３をそれぞれ対向配置することで、一回転方向及びその逆の他回転方向のトルク変動に対して減衰性能を発揮させることができ、トルク変動を安定して抑制することができる。

尚、本実施形態では、図２に示したように、ダンパ機構７１に圧縮コイルばね７６を皿ばね７８とを設けたが、これに限らず、ダンパ機構に、ばね定数の異なる２種類の圧縮コイルばね、ばね定数の異なる２種類の皿ばね、又は同一の皿ばねを用いた皿ばね個数の異なる２つのばね構造を設けることにより、２段特性の捩り特性が得られるようにしてもよい。
また、図２に示した油圧ダンパ機構７２，７３に代えて、摩擦によりエネルギーを吸収するダンパを用いてもよい。

本発明の航空機用減速機は、遊星歯車機構を備える減速機に好適である。

本発明に係る航空機用減速機の断面図である。 図１の２−２線断面図である。 本発明に係る航空機用減速機の動力伝達経路の模式図である。 航空機用減速機の作用図である。 航空機用減速機の共線図である。 本発明に係るばね機構の作用を示す作用図である。 本発明に係る油圧ダンパ機構の作用を示す作用図である。 本発明に係る減衰機構の捩り特性を示すグラフである。 本発明に係る航空機用減速機の動力伝達経路の別実施形態の模式図である。 従来の航空機用減速機の第１断面図である。 従来の航空機用減速機の第２断面図である。

符号の説明

１０…航空機用減速機、１５…出力軸、１６，１７…サンギヤ（第１サンギヤ、第２サンギヤ）、１８，２８…プラネタリギヤ（第１プラネタリギヤ、第２プラネタリギヤ）、２２，３２…キャリア（第１キャリア、第２キャリア）、２３，２７…リングギヤ（第１リングギヤ、第２リングギヤ）、２６…ケーシング（減速機ケース）、３４…プロペラ軸、４８…支持棒、７０…減衰機構、７１…ばね機構、７２，７３…油圧ダンパ機構、８４，８８…高圧油室（油室）、９０…エンジン、９１，９２…遊星歯車機構（第１遊星歯車機構、第２遊星歯車機構）。

Claims (2)

1. エンジンの出力軸に取付けられたサンギヤと、このサンギヤに噛み合う複数のプラネタリギヤと、これらのプラネタリギヤに噛み合うとともに前記サンギヤに同心円状に配置されたリングギヤと、前記複数のプラネタリギヤを回転自在に支持するキャリアと、これらのサンギヤ、プラネタリギヤ、リングギヤ及びキャリアを収納するケーシングとからなる遊星歯車機構を備え、前記遊星歯車機構の前記リングギヤと前記キャリアのうちの一方の要素がプロペラ軸側に連結され、他方の要素が前記エンジンのトルク変動を減衰させる減衰機構を介して前記ケーシング側に連結された航空機用減速機において、
   前記他方の要素には少なくとも２本の支持棒が設けられ、これらの支持棒と前記ケーシング側との間にそれぞれ前記減衰機構が配置され、
   前記減衰機構は、一対のばね機構と一対の油圧ダンパ機構とからなり、
   前記一対のばね機構は、前記支持棒を挟む形で水平方向に対向配置され、
   前記一対の油圧ダンパ機構は、前記支持棒を挟む形で上下方向に対向配置され、
   前記一対の油圧ダンパ機構のそれぞれに備える高圧油室は、各油圧ダンパ機構の下部に設けられている、
   ことを特徴とする航空機用減速機。
2. 前記一方の要素はリングギヤであって、このリングギヤと前記ケーシングとの間に前記減衰機構が配置されていることを特徴とする請求項１記載の航空機用減速機。

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