JP7333267B2 - ヘリコプター - Google Patents

Description

本発明は、ヘリコプターのトランスミッション冷却構造に関する。

ヘリコプターのトランスミッションは、例えば、原動機から入力される回転動力を変速して出力する。トランスミッションを円滑に駆動させるため、トランスミッションには、通常、潤滑系統により潤滑油が供給される。

特開２００７－８４６１号公報

特許文献１に開示されるように、ヘリコプターのトランスミッションには、飛行中に潤滑油が潤滑系統によりトランスミッションに供給されない非常時（以下、ドライラン時とも称する。）においても、一定時間継続して運転できる継続運転能力が求められる。しかしながら、このような非常時において、潤滑油が供給されないことによりトランスミッションの過熱が進行すると、トランスミッションを円滑に駆動することが困難となり、前記非常時における飛行可能時間が短縮する。

そこで本発明は、ヘリコプターの飛行中に潤滑油が潤滑系統よりトランスミッションに供給されない非常時においても、飛行可能時間を従来よりも向上させることを目的とする。

上記課題を解決するため、本発明の一態様に係るヘリコプターのトランスミッション冷却構造は、原動機から入力される回転動力を変速して出力する変速機構と、前記変速機構を収容するハウジングと、を有するトランスミッションと、前記ハウジングの外表面の少なくとも一部を覆い、前記外表面との間に間隙を形成するカウルと、前記間隙に外気を流通させる流通機構と、を備える。

上記構成によれば、ハウジングとカウルとの間の間隙を流通する外気を用いて、ハウジングを効率的に冷却できる。これにより、ドライラン時においても、ハウジングに収容された変速機構の焼付きを抑制できる。従って、ドライラン時においても、トランスミッションの過熱により飛行可能時間が短縮するのを防止でき、従来よりも飛行可能時間を向上できる。

前記カウルは、前記間隙に前記外気を導入する導入部と、前記間隙を流通した前記外気を排出する排出部と、を有し、前記流通機構は、前記排出部に接続された吸気路と、前記間隙から前記外気を前記吸気路に強制的に流通させるファンと、を有していてもよい。上記構成によれば、吸気路に向けてファンにより前記間隙に外気を効率よく流通させることができる。

前記ファンは、前記ヘリコプターに備えられたオイルクーラー冷却用のファンであってもよい。このようにオイルクーラー冷却用のファンを用いることにより、例えば、通常時には当該ファンでオイルクーラーを冷却できると共に、上記非常時には当該ファンでトランスミッションを冷却できる。

前記変速機構は、前記原動機からの前記回転動力を入力する入力部を有し、前記間隙において前記導入部から前記排出部へ向かう前記外気の流通経路の途中に、前記入力部が配置されていてもよい。これにより、流通経路を流通する外気を用いて、回転数が比較的高く、発熱し易い入力部を効率よく冷却できる。

前記カウルは、前記入力部の周縁を囲むように配置されていてもよい。これにより、前記間隙を流通する外気を用いて、変速機構の入力部を一層効率よく冷却できる。

前記原動機と前記変速機構とは、前記原動機からの前記回転動力を前記変速機構に伝達する入力軸により接続され、前記トランスミッションは、前記ハウジングに支持されて前記入力軸を軸支する少なくとも１つの軸受を有し、前記間隙を流通する前記外気により前記軸受を冷却可能に、前記カウルが配置されていてもよい。これにより、例えば、入力軸の回転速度が比較的速い場合でも、軸受が過熱されるのを抑制し、トランスミッションを円滑に駆動できる。

本発明の各態様によれば、ヘリコプターの飛行中に潤滑油が潤滑系統よりトランスミッションに供給されない非常時においても、飛行可能時間を従来よりも向上できる。

実施形態に係るヘリコプターの模式図である。 図１のトランスミッション冷却構造の斜め後方から見た外観図である。 図１のトランスミッション冷却構造の入力部を軸支する軸受を示す模式的な断面図である。

以下、実施形態について各図を参照しながら説明する。図１は、実施形態に係るヘリコプター１の模式図である。図２は、図１のトランスミッション冷却構造４の斜め後方から見た外観図である。

図１に示されるように、ヘリコプター１は、トランスミッション８に接続されたメインローター２とテールローター３とを備える。メインローター２の下方には、ドライラン時にトランスミッション８を冷却するトランスミッション冷却構造４が配置されている。メインローター２の後方には、左右一対の原動機（例えば、タービン）５が配置されている。またトランスミッション８の近傍には、オイルクーラー６とオイルクーラー冷却用ファン７が配置されている。

トランスミッション冷却構造４は、空冷によりトランスミッション８を冷却する。図１～３に示されるように、トランスミッション冷却構造４は、トランスミッション８、カウル１６、及び流通機構９を備える。トランスミッション８は、変速機構１０、ハウジング１１、シール保持部材１４ａ，１４ｂ、及びシール部材１５を有する。

変速機構１０は、ヘリコプターの原動機５から入力される回転動力を変速して出力する。本実施形態の変速機構１０は、少なくとも１つ（ここでは一対）の原動機５から入力される回転動力を変速し、メインローター２とテールローター３とに出力する。変速機構１０は、複数のギヤと複数の回転軸とを有する。この複数のギヤと複数の回転軸とは、通常時には、ヘリコプター１に備えられた潤滑系統に供給される潤滑油により潤滑される。

変速機構１０は、原動機５からの回転動力が入力される入力部１０ａ，１０ｂを有する。また変速機構１０は、外部に回転動力を出力する出力部１０ｃ，１０ｄを有する。出力部１０ｃは、メインローター２に回転動力を出力する。出力部１０ｄは、テールローター３に回転動力を出力する。入力部１０ａ，１０ｂ及び出力部１０ｃ，１０ｄは、一例として、軸周りに回転される中空の軸体を有する。また一例として、入力部１０ａ，１０ｂは、ギヤ歯を有する中空軸１８、後述する入力軸１２に接続される筒状部材１３ａ，１３ｂ、中空軸１８と筒状部材１３ａ，１３ｂとの間に設けられて筒状部材１３ａ，１３ｂから中空軸１８に回転動力を伝達するフリーホイールクラッチＦＷ、及び中空軸１８と筒状部材１３ａ，１３ｂとの間に設けられる軸受Ｂ２、Ｂ３を有する。

ハウジング１１は、変速機構１０を収容する。ハウジング１１は、原動機５からの回転動力をハウジング１１の内部の変速機構１０に入力する少なくとも１つ（ここでは一対）の開口部１１ａ，１１ｂと、変速機構１０により変速された回転動力をハウジング１１の外部に出力する少なくとも１つ（ここでは一対）の開口部１１ｃ，１１ｄとを有する。開口部１１ａの内部には、入力部１０ａが配置され、開口部１１ｂの内部には、入力部１０ｂが配置されている。開口部１１ｃからは、出力部１０ｃの一部が露出している。開口部１１ｄの内部には、出力部１０ｄが配置されている。

一例として、開口部１１ｄと一対の開口部１１ａ，１１ｂとは、ハウジング１１の後側に配置されている。また、一対の開口部１１ａ，１１ｂは、左右方向に離隔して配置され、且つ、開口部１１ｄは、一対の開口部１１ａ，１１ｂの間に配置されている。開口部１１ｃは、ハウジング１１の上側に配置されている。

シール保持部材１４ａ，１４ｂは、開口部１１ａ，１１ｂに取り付けられる。シール保持部材１４ａ，１４ｂは、図示しない締結部材によりハウジング１１に固定されている。シール部材１５は、入力部１０ａ，１０ｂに接するように配置される。シール部材１５は、ハウジング１１の内部から開口部１１ａ，１１ｂを通じて外部にオイルが漏出するのを防止する。

図１に示すように、ヘリコプター１は、原動機５からの回転動力を変速機構１０に伝達する入力軸１２を更に備える。本実施形態の原動機５と、変速機構１０の入力部１０ａ，１０ｂとは、この入力軸１２により接続されている。トランスミッション８は、ハウジング１１に支持されて、入力部１０ａ，１０ｂを軸支する少なくとも１つの軸受（本実施形態では複数であり、一例として、ボール軸受Ｂ１，Ｂ４，及びころ軸受Ｂ５）（図３参照）を有する。本実施形態の軸受Ｂ１，Ｂ４，及びＢ５は、内輪において入力部１０ａ，１０ｂを支持し、外輪においてハウジング１１に直接的又は間接的に支持されている。

図２に示すように、カウル１６は、ハウジング１１の外表面の少なくとも一部を覆い、前記外表面との間に間隙Ｇを形成する。間隙Ｇは、ハウジング１１の外表面に沿って延びている。一例として、本実施形態の間隙Ｇは、区画されていない。これにより間隙Ｇは、ハウジング１１の外表面とカウル１６との間の全領域で連続している。またカウル１６は、ハウジング１１の外表面に、図示しないブラケットを介して取り付けられている。流通機構９は、ハウジング１１の外表面に沿って間隙Ｇに外気を流通させる。

カウル１６は、例えば、ドライラン時間を確保するために外気による冷却が効果的なハウジング１１の外表面の部分を覆うように配置される。当該外表面の部分は、トランスミッション８の構成や構造、サイズ等によって変化する。本実施形態でカウル１６が覆うハウジング１１の外表面の部分は、入力部１０ａ，１０ｂの周縁を含む。

具体的にカウル１６は、間隙Ｇに外気を導入する複数の導入部１６ａと、間隙Ｇを流通した外気を排出する単一の排出部１６ｂとを有する。複数の導入部１６ａは、カウル１６の左右両側において、カウル１６の左右両端部、上端部、及び下端部から外気を間隙Ｇに導入可能に形成されている。

排出部１６ｂは、カウル１６の左右中央上側において、カウル１６の左右両側から間隙Ｇに導入された外気を外部に排出可能に形成されている。排出部１６ｂは、流通機構９に接続されている。一例として、排出部１６ｂは、円筒状に形成されているが、排出部１６ｂの形状はこれに限定されない。またカウル１６は、単一の導入部１６ａを有していてもよいし、複数の排出部１６ｂを有していてもよい。

カウル１６は、ここでは一体的に形成されている。カウル１６は、複数の部材を組み合わせて構成されていてもよい。カウル１６の材料は適宜選択可能である。カウル１６の材料は、ここでは樹脂であるが、例えば金属等の他の材料であってもよい。

本実施形態の流通機構９は、カウル１６の排出部１６ｂに接続された吸気路と、間隙Ｇから外気を吸気路に強制的に流通させるファンとを有する。前記ファンの送風（出口）側には、トランスミッション８以外の主冷却対象が配置され、前記ファンに向かう吸気路の吸込（入口）側には、カウル１６の排出部１６ｂが接続されている。ここでは一例として、主冷却対象はオイルクーラー６である。

前記ファンは、ヘリコプター１に備えられたオイルクーラー冷却用ファン７であり、前記吸気路は、ファン７に向けて吸気を流通させるオイルクーラー用吸気路１７である。流通機構９が有するファンは、オイルクーラー６以外を主冷却対象としてもよい。また、重量や配置スペース等の条件が許容範囲内であれば、トランスミッション冷却構造４は、間隙Ｇに外気を流通させるための専用の流通機構９を備えていてもよい。

ここで本実施形態のトランスミッション冷却構造４では、間隙Ｇにおいて導入部１６ａから排出部１６ｂへ向かう外気の流通経路の途中に、入力部１０ａ，１０ｂが配置されている。入力部１０ａ，１０ｂは、円筒状に形成され、入力軸１２に接続されている。カウル１６は、入力部１０ａ，１０ｂの周縁を囲むように配置されている。トランスミッション冷却構造４では、間隙Ｇを流通する外気により軸受Ｂ１，Ｂ４，及びＢ５を冷却可能に、カウル１６が配置されている。またカウル１６は、開口部１１ｄに干渉しない形状に形成され、カウル１６と開口部１１ｄとの重なりが回避されている。

また一例として、カウル１６は、上方から見て、一対の入力部１０ａ，１０ｂを外部に露出させる一対の開口部１６ｃ，１６ｄと、一対の開口部１６ｃ，１６ｄの間のカウル１６の前側に設けられて上下方向及び左右方向に延びる前壁部１６ｅとを有する。前壁部１６ｅは、間隙Ｇを流通する外気を排出部１６ｂに向けて案内する。また前壁部１６ｅは、間隙Ｇを流通する外気がカウル１６の前側から抜け出るのを抑制する。本実施形態のカウル１６は、前壁部１６ｅを有することにより、一対の入力部１０ａ，１０ｂのそれぞれに対応するように一対の導入部１６ａが左右方向に互いに分離して配置されている。

このようにトランスミッション冷却構造４では、外気を用いた空冷によりトランスミッション８を冷却する。このため、例えば液体の冷媒や、当該冷媒を循環させる循環機構等を用いなくてもよい。よって、トランスミッション冷却構造４を比較的軽量、且つ低コストで構成できる。また、ヘリコプター１内のトランスミッション冷却構造４の配置スペースを抑制できる。

なおカウル１６は、ハウジング１１の冷却対象部分を覆うことができる形状を有していればよい。従ってカウル１６は、例えば、左右方向又は上下方向のいずれかにおいて、対称的な形状を有していてもよいし、非対称な形状を有していてもよい。またカウル１６は、他の部材と干渉しない範囲内で、ハウジング１１の外表面を広く覆うように配置してもよい。

図３は、図１のトランスミッション冷却構造４の入力部１０ａを軸支する軸受Ｂ１，Ｂ４，及びＢ５を示す模式的な断面図である。図３は、開口部１１ａ内に配置された軸受Ｂ１，Ｂ４，及びＢ５の各軸線を含む平面を断面とするハウジング１１とカウル１６との鉛直断面図である。図３に示すように、ハウジング１１の外表面に垂直な方向の間隙Ｇの寸法（以下、寸法Ｄとも称する。）は、間隙Ｇに外気が良好に流通できる十分な値に設定されている。寸法Ｄは、例えば、間隙Ｇに流通させようとする外気の流量や流速を最適化し、ハウジング１１の外表面の熱伝達率が最大となるように適宜変更可能である。

以上に説明したように、本実施形態のトランスミッション冷却構造４によれば、ハウジング１１とカウル１６との間の間隙Ｇを流通する外気を用いて、ハウジング１１を効率的に冷却できる。これにより、ドライラン時においても、ハウジング１１に収容された変速機構１０の焼付きを抑制できる。よって、ドライラン時において、変速機構１０の焼付きによりトランスミッション８が過熱して変速機構１０の各部（例えば回転軸の軸受やギヤ等）が損傷するのを防止できる。従って、ドライラン時においても、トランスミッション８の過熱により飛行可能時間が短縮するのを防止でき、従来よりも飛行可能時間を向上できる。

具体的に例えば、ドライラン時には潤滑油の不足によりギヤの歯面の焼付が進行し、トランスミッション８の発熱量が増加する。このような場合でも、トランスミッション冷却構造４によりハウジング１１が冷却されることで、トランスミッション８の発熱量の増加を抑え、ドライラン時間を従来よりも延長できる。

またカウル１６は、間隙Ｇに外気を導入する導入部１６ａと、間隙Ｇを流通した外気を排出する排出部１６ｂと、を有し、流通機構９は、排出部１６ｂに接続された吸気路１７と、間隙Ｇから外気を吸気路１７に強制的に流通させるファン７とを有する。この構成によれば、ファン７の吸気路１７に向けて間隙Ｇに外気を強制的に流通でき、外気によるトランスミッション８の冷却効果を向上できる。また、ファン７の吸気路１７を利用することで、間隙Ｇに外気を強制的に流通させるための構成を別途設ける必要をなくすことができる。

また本実施形態では、流通機構９のファンは、ヘリコプター１に備えられたオイルクーラー冷却用のファン７である。このようにオイルクーラー冷却用のファン７を用いることにより、例えば、通常時には当該ファン７でオイルクーラー６を冷却できると共に、上記非常時には当該ファン７でトランスミッション８を冷却できる。

また変速機構１０は、原動機５からの回転動力が入力される入力部１０ａ，１０ｂを有し、間隙Ｇにおいて導入部１６ａから排出部１６ｂへ向かう外気の流通経路の途中に、入力部１０ａ，１０ｂが配置されている。これにより、ハウジング１１とカウル１６との間の流通経路を流通する外気を用いて、回転数が比較的高く、発熱し易い入力部１０ａ，１０ｂを効率よく冷却できる。

またカウル１６は、入力部１０ａ，１０ｂの周縁を囲むように配置されている。これにより、間隙Ｇを流通する外気を用いて入力部１０ａ，１０ｂを一層効率よく冷却できる。

また、原動機５と変速機構１０とは、原動機５からの回転動力を変速機構１０の入力部１０ａ，１０ｂに伝達する入力軸１２により接続され、トランスミッション８は、ハウジング１１に支持されて入力部１０ａ，１０ｂを軸支する少なくとも１つ（ここでは複数）の軸受Ｂ１，Ｂ４，及びＢ５を有し、間隙Ｇを流通する外気により軸受Ｂ１，Ｂ４，及びＢ５を冷却可能に、カウル１６が配置されている。これにより、例えば、入力軸１２の回転速度が比較的速い場合でも、軸受Ｂ１，Ｂ４，及びＢ５が過熱されるのを抑制し、トランスミッション８を円滑に駆動できる。また、本実施形態では、間隙Ｇを流通する外気により、軸受Ｂ２，Ｂ３も良好に冷却でき、トランスミッション８を更に円滑に駆動できる。

また例えば、本実施形態のように、変速機構１０の入力部１０ａ，１０ｂが入力軸１２からの回転動力を伝達されるギヤ（一例としてベベルギヤ）を有する場合、軸受Ｂ１，Ｂ４，及びＢ５、及び前記ギヤ等は、回転数が比較的高いため、ドライラン時にはヘリコプター１において最も作動環境が厳しくなることがある。このような場合でも、トランスミッション冷却構造４によれば、ハウジング１１の外表面を通じて、外気により軸受Ｂ１，Ｂ４，Ｂ５、及び前記ギヤ等を良好に冷却できる。これにより、トランスミッション８の過熱を防ぎ、ドライラン時間を従来よりも延長できる。

本発明は、上記実施形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で、その構成を変更、追加、又は削除できる。トランスミッション冷却構造４は、複数のカウル１６を備えていてもよい。この場合、トランスミッション冷却構造４は、異なる形状の複数のカウル１６を備えていてもよい。

また、カウル１６の排出部は、吸気路に接続されていなくてもよい。この場合、トランスミッション冷却構造は、例えば、ヘリコプター１の飛行時にヘリコプター１の前方から後方に向けて流れる外気をカウル１６の導入部１６ａに供給する流通機構を備えていてもよい。この場合の流通機構は、例えばダクトを有していてもよい。また、カウル１６の前壁部１６ｅは、一対の開口部１６ｃ，１６ｄの間以外の場所に設けられていてもよい。

Ｂ１，Ｂ４，Ｂ５ 軸受
Ｇ 間隙
１ ヘリコプター
４ トランスミッション冷却構造
５ 原動機
６ オイルクーラー
７ オイルクーラー用ファン
８ トランスミッション
９ 流通機構
１０ 変速機構
１０ａ，１０ｂ 入力部
１１ ハウジング
１２ 入力軸
１６ カウル
１６ａ 導入部
１６ｂ 排出部
１７ 吸気路

Claims (6)

1. 原動機と、胴体と、メインローターと、テールローターと、を備えるヘリコプターであって、
   前記原動機から入力される回転動力を変速し、前記メインローター及び前記テールローターに出力する変速機構と、前記胴体の内部において、前記変速機構を収容するハウジングと、を有するトランスミッションと、
   前記ハウジングに取り付けられて前記ハウジングの外表面の少なくとも一部を覆い、前記外表面との間に間隙を形成する、カウルと、
   前記間隙に外気を流通させる流通機構と、を備える、ヘリコプター。
2. 前記カウルは、
   前記間隙に前記外気を導入する導入部と、
   前記間隙を流通した前記外気を排出する排出部と、を有し、
   前記流通機構は、
   前記排出部に接続された吸気路と、
   前記間隙から前記外気を前記吸気路に強制的に流通させるファンと、を有する、請求項１に記載のヘリコプター。
3. 前記ファンは、前記ヘリコプターに備えられたオイルクーラー冷却用のファンである、請求項２に記載のヘリコプター。
4. 前記変速機構は、前記原動機からの前記回転動力が入力される入力部を有し、
   前記間隙において前記導入部から前記排出部へ向かう前記外気の流通経路の途中に、前記入力部が配置されている、請求項２又は３に記載のヘリコプター。
5. 前記カウルは、前記入力部の周縁を囲むように配置されている、請求項４に記載のヘリコプター。
6. 前記原動機と前記変速機構とは、前記原動機からの前記回転動力を前記変速機構に伝達する入力軸により接続され、
   前記トランスミッションは、前記ハウジングに支持されて前記入力軸を軸支する少なくとも１つの軸受を有し、
   前記間隙を流通する前記外気により前記軸受を冷却可能に、前記カウルが配置されている、請求項１～５のいずれか１項に記載のヘリコプター。

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