JP7421331B2 - ヘリコプターのトランスミッション構造 - Google Patents
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Description
本発明は、ヘリコプターのトランスミッション構造に関する。
ヘリコプターの回転翼は、原動機からトランスミッションを介して動力が伝達されることにより回転する。例えば特許文献１には、ケーシング内に取付けられた入力軸（トランスミッションシャフト）と、入力軸をケーシング内で回転可能に支持する多数の軸受を備えたトランスミッション構造が開示されている。入力軸から動力が伝達されるギヤや入力軸を支持する軸受には、潤滑油が供給される。
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においても一定時間継続的に運転できる継続運転能力（以下、ドライラン性能）が求められる。近年は、このドライラン性能の更なる向上が求められている。
そこで本発明は、ヘリコプターのトランスミッション構造において、ドライラン性能を向上させることを目的とする。
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構造は、ヘリコプターの原動機から回転翼に動力を伝達するトランスミッション構造であって、ハウジングと、前記ハウジング内に配置されたギヤに前記原動機の動力を伝達する入力軸と、前記ハウジング内において前記入力軸を回転可能に支持する軸受であって、前記入力軸を保持する環状の内輪と、前記内輪の径方向外方に配置され、前記ハウジングに対して固定された環状の外輪と、前記内輪及び前記外輪の間に挟まれた複数の転動体とを有する軸受と、前記内輪の内周面及び前記入力軸の間に挟み込まれた、前記内輪及び前記入力軸に比べて熱伝導率が低いスリーブと、を備える。
前記トランスミッション構造によれば、内輪の内周面及び入力軸の間に熱伝導率の低いスリーブが挟み込まれている。このため、オイル切れにより入力軸において生じた熱が、入力軸から内輪へ伝達されるのが抑制される。これにより、軸受の温度上昇の抑制による焼き付きの防止及び軸受における内輪と外輪の間の温度差低減による軸受の内部に存在する隙間の減少の抑制が可能となる。これらにより、軸受の損傷を抑制することができ、従って、ドライラン性能を向上させることができる。
本発明の別の態様に係るヘリコプターのトランスミッション構造は、ヘリコプターの原動機から回転翼に動力を伝達するトランスミッション構造であって、ハウジングと、前記ハウジング内に配置されたギヤに前記原動機の動力を伝達する入力軸と、前記ハウジング内において前記入力軸を回転可能に支持する軸受であって、前記入力軸を保持する環状の内輪と、前記内輪の径方向外方に配置され、前記ハウジングに対して固定された環状の外輪と、前記内輪及び前記外輪の間に挟まれた複数の転動体とを有する軸受と、前記外輪の外周面及び前記ハウジングの間に挟み込まれた、前記ハウジングに比べて熱伝導率が低い支持材と、を備える。
オイル切れにより入力軸において生じた熱は、入力軸、内輪及び転動体を通じて外輪へ伝達される。前記トランスミッション構造によれば、外輪の外周面及びハウジングの間に熱伝導率の低い支持材が挟み込まれている。このため、外輪の熱がハウジングへ伝達されるのが抑制される。これにより、軸受における内輪と外輪の間の温度差を低減することができ、軸受の内部に存在する隙間の減少を抑制できるため、軸受の損傷を抑制することができる。従って、ドライラン性能を向上させることができる。
本発明によれば、ヘリコプターのトランスミッション構造において、ドライラン性能を向上させることができる。
以下、本発明の実施形態に係るヘリコプターのトランスミッションについて、図面を参照して説明する。なお、以下の説明における方向の概念は、便宜上、ヘリコプターの機体を基準とする。つまり、トランスミッションの前、後、上、下、左、右は、トランスミッションを搭載するヘリコプターの機体の前、後、上、下、左、右にそれぞれ一致する。
（第１実施形態）
図１は、第１実施形態に係るヘリコプターのトランスミッション１の概略斜視図である。トランスミッション１は、ヘリコプターに搭載された原動機（図示せず）から回転翼（図示せず）に動力を伝達する。トランスミッション１は、ギヤボックスであり、複数のギヤを収容したハウジング２を有する。ハウジング２は、例えばマグネシウム合金製である。例えば原動機は、タービンであり、例えば回転翼は、ヘリコプターの機体上部で回転する主回転翼である。ハウジング２は、ヘリコプターの上下方向に延びる主軸３を支持しており、当該主軸３に主回転翼が取り付けられている。
図１は、第１実施形態に係るヘリコプターのトランスミッション１の概略斜視図である。トランスミッション１は、ヘリコプターに搭載された原動機（図示せず）から回転翼（図示せず）に動力を伝達する。トランスミッション１は、ギヤボックスであり、複数のギヤを収容したハウジング２を有する。ハウジング２は、例えばマグネシウム合金製である。例えば原動機は、タービンであり、例えば回転翼は、ヘリコプターの機体上部で回転する主回転翼である。ハウジング２は、ヘリコプターの上下方向に延びる主軸３を支持しており、当該主軸３に主回転翼が取り付けられている。
ハウジング２には、２つの挿通口４を有する。２つの挿通口４は、ハウジング２の後側部分に左右に並んで配置されている。各挿通口４は、円筒状の内周面４ａ（図２参照）を有している。本実施形態では、２つの挿通口４の中心軸線Ｃは、概ね前後方向に延びており、互いに概ね平行である。
図２は、第１実施形態に係るヘリコプターのトランスミッション１の構造を示す図面である。図２には、トランスミッション１における挿通口４近傍部分を挿通口４の中心軸線Ｃに沿って切断した断面が示されている。各挿通口４には、入力軸５が挿通される。入力軸５の軸線は、挿通口４の軸線Ｃに一致する。入力軸５は、軸部５ａと、ハウジング２内に配置されたギヤ６と噛み合う噛合い部５ｂを有する。入力軸５は、ハウジング２内のギヤ６と噛合い部５ｂを通して接続されており、原動機の動力をハウジング２内のギヤ６に伝達する。入力軸５は、例えば合金鋼製である。
軸部５ａは、挿通口４の内周面４ａの径方向内方に位置している。軸部５ａは、挿通口４の内周面４ａに配置された複数の軸受１０に支持される。噛合い部５ｂは、軸部５ａより前側に位置する。本実施形態では、ギヤ６及び噛合い部５ｂは、互いに噛み合うベベルギヤである。なお、ギヤ６の回転力は、上述の主軸３に伝達される。
本実施形態において、入力軸５は、中空に形成されている。入力軸５は、内部空間Ｓを有しており、入力軸５の前端には、入力軸５の内部空間Ｓを開放する開口部５ｃが形成されている。また、入力軸５の軸部５ａには、内部空間Ｓを外部に連通させる複数の噴射孔５ｄが形成されている。各噴射孔５ｄは、例えば円形である。噴射孔５ｄは、軸受１０に向けられている。
挿通口４の内周面４ａには、複数の軸受１０が挿通口４の軸線Ｃ方向に並んで配置されている。軸受１０は、入力軸５を回転可能に支持する。軸受１０は、例えば鉄製である。各軸受１０は、環状の内輪１１と、内輪１１の径方向外方に配置された環状の外輪１２と、内輪１１及び外輪１２の間に挟まれた複数の転動体１３とを有する。環状の外輪１２は、ハウジング２に対して固定されている。外輪１２の外周面は、挿通口４の内周面４ａに当接している。各転動体１３は、球である。即ち、本実施形態では、軸受１０は、玉軸受である。但し、軸受１０は、ころ軸受など他の形式であってもよい。
内輪１１は、入力軸５を保持する。本実施形態では、内輪１１は、入力軸５に当接していない。具体的には、内輪１１の内周面及び入力軸５の軸部５ａの外周面の間には、スリーブ２０が径方向に挟み込まれている。
スリーブ２０は、円筒部２１及び突設部２２を有する。円筒部２１の内周面は、入力軸５の軸部５ａの外周面に当接しており、円筒部２１の外周面は、軸受１０の内輪１１の内周面に当接している。突設部２２は、円筒部２１の前側端部（ハウジング２中央側の端部）にて、径方向外方に突出している。例えば突設部２２は、円筒部２１の周方向に延び、環状に形成されている。突設部２２は、複数の軸受１０の中で最も前側（ハウジング２中央側）に位置する軸受１０の内輪１１の前側端面に当接している。これにより、複数の軸受１０とスリーブ２０とは、軸線Ｃ方向の互いの位置を容易に合わせられる。
スリーブ２０は、内輪１１及び入力軸５に比べて熱伝導率が低い。本実施形態では、スリーブ２０は、樹脂製である。スリーブ２０の原料としては、耐熱性と耐摩耗性の高い樹脂が採用される。円筒部２１及び突設部２２とは一体的に成形されている。
スリーブ２０は、入力軸５の軸線方向及び入力軸５の軸線の周方向において噴射孔５ｄと対応する位置に開口２３を有する。開口２３は、スリーブ２０の円筒部２１に形成されている。本実施形態では、各開口２３を通じて軸受１０に潤滑油が供給される。開口２３は、噴射孔５ｄの軸線方向から見て噴射孔５ｄを包含するように、若干大きめに形成されている。
具体的には、トランスミッション１は、動作中に潤滑液で適切に潤滑される必要があるため、当該ヘリコプターは、トランスミッション潤滑装置３０を備える。本実施形態では、本実施形態では、入力軸５の回転による遠心力で潤滑油を軸受１０に供給する油供給方式、いわゆる遠心潤滑を採用している。トランスミッション潤滑装置３０は、入力軸５の内部空間Ｓに潤滑油を吐出するノズル３１と、ノズル３１に潤滑油を供給する油供給装置３２を備える。ノズル３１は、入力軸５の開口部５ｃを通して入力軸５の内部空間Ｓに潤滑液を吐出する。例えば、油供給装置３２は、ハウジング２内において潤滑油を貯留する図示しないオイルサンプと、当該オイルサンプに貯留された潤滑油をノズルに圧送するポンプとを備える。
入力軸５における軸部５ａより後側部分には、入力軸５の内部空間Ｓを閉鎖するプラグ５ｅが設けられている。なお、入力軸５の後端には、プラグ５ｅを設けずに、内部の潤滑油の排出を遅らせるように穴が形成された板が設けられた構成としてもよい。トランスミッション潤滑装置３０により入力軸５の内部空間Ｓに溜まった潤滑液は、入力軸５の回転による遠心力で噴射孔５ｄにより開口２３を通過するように外部に噴射され、軸受１０を潤滑する。
本実施形態では、開口２３は、噴射孔５ｄから噴射した潤滑油を確実に通過させるように、噴射孔５ｄに比べて若干大きめに形成されている。例えば、開口２３は、その挿通方向から見て、噴射孔５ｄを包含するように形成されている。このため、入力軸５とスリーブ２０との間の入力軸５の軸線方向及び／又は軸線の周方向の多少の位置ずれは吸収される。本実施形態では、開口２３を噴射孔５ｄに比べて大きめに（例えば周方向に長い円弧長穴状に）形成されているため、入力軸５に対してスリーブ２０を組み付ける際の周方向の多少の位置ずれは吸収される。但し、開口２３は、噴射孔５ｄと同形同大でもよい。
以上に説明したように、本実施形態に係るヘリコプターのトランスミッション構造は、内輪１１の内周面及び入力軸５の間に挟み込まれた、内輪１１及び入力軸５に比べて熱伝導率が低いスリーブ２０を備える。本実施形態では、内輪１１の内周面及び入力軸５の間に挟み込まれたスリーブ２０により、オイル（潤滑油）切れにより入力軸５の噛合い部５ｂにおいて生じた熱が、入力軸５から内輪１１へ伝達されるのが抑制される。これにより、軸受１０の温度上昇の抑制による焼き付きの防止、及び軸受１０における内輪１１と外輪１２の間の温度差低減による軸受１０の内部に存在する隙間の減少の抑制が可能となる。これらにより、軸受１０の損傷を抑制することができ、従って、ドライラン性能を向上させることができる。
また、本実施形態では、スリーブ２０は、入力軸５の軸線方向及び入力軸５の軸線の周方向において噴射孔５ｄと対応する位置に開口を有するため、スリーブ２０と入力軸５との間の一定の摩擦力を確保しつつ、入力軸５の遠心力を利用した軸受１０への潤滑油の供給を実現できる。
なお、本実施形態において、軸受１０に潤滑油を供給する方式として、入力軸５の回転による遠心力で潤滑油を軸受１０に供給する油供給方式、いわゆる遠心潤滑方式が説明されたが、例えば、入力軸５の外部に設けられたノズル（図示せず）から軸受１０に潤滑油を供給するなど、別の方式により軸受１０に潤滑油を供給してもよい。この場合、入力軸５は噴射孔５ｄを有さなくてもよく、スリーブ２０は開口２３を有さなくてもよい。
（第２実施形態）
次に、第２実施形態に係るヘリコプターのトランスミッション構造について、図３を参照して説明する。本実施形態において、第１実施形態と異なる構成を主に説明し、第１実施形態と共通する構成については説明を省略する。
次に、第２実施形態に係るヘリコプターのトランスミッション構造について、図３を参照して説明する。本実施形態において、第１実施形態と異なる構成を主に説明し、第１実施形態と共通する構成については説明を省略する。
本実施形態では、内輪１１の内周面及び入力軸５の軸部５ａの外周面の間にスリーブ２０が挟み込まれる代わりに、外輪１２の外周面及びハウジング２の間に支持材４０が挟み込まれている点で第１実施形態と異なる。
内輪１１は、入力軸５に当接している。具体的には、軸受１０の内輪１１の内周面が、入力軸５の軸部５ａの外周面に当接している。
支持材４０は、円筒部４１及び突設部４２を有する。円筒部４１の内周面は、軸受１０の外輪１２の外周面に当接しており、円筒部４１の外周面は、挿通口４の内周面４ａに当接している。突設部４２は、円筒部４１の前側端部（ハウジング２中央側の端部）にて、径方向内方に突出している。例えば突設部４２は、円筒部４１の周方向に延び、環状に形成されている。突設部４２は、複数の軸受１０の中で最も前側（ハウジング２中央側）に位置する軸受１０の外輪１２の前側端面に当接している。これにより、複数の軸受１０と支持材４０とは、軸線Ｃ方向の互いの位置を容易に合わせられる。
支持材４０は、マグネシウム合金製であるハウジング２に比べて熱伝導率が低い。本実施形態では、支持材４０は、樹脂製である。支持材４０の原料としては、耐熱性と耐摩耗性の高い樹脂が採用される。円筒部４１及び突設部４２とは一体的に成形されている。
なお、本実施形態では、軸受１０に潤滑油を供給する方式として、第１実施形態で説明された遠心潤滑方式を採用しておらず、入力軸５の外部に設けられたノズル（図示せず）から軸受１０に潤滑油が供給される。このため、入力軸５は噴射孔５ｄを有していない。但し、本実施形態でも、第１実施形態と同様に遠心潤滑を採用してもよく、この場合、入力軸５の軸部５ａに噴射孔５ｄが形成される。
オイル切れにより入力軸５の噛合い部５ｂにおいて生じた熱は、入力軸５、内輪１１及び転動体１３を通じて外輪１２へ伝達される。本実施形態のトランスミッション構造によれば、外輪１２の外周面及びハウジング２の間に熱伝導率の低い支持材４０が挟み込まれているため、外輪１２の熱がハウジング２へ伝達されるのが抑制される。これにより、軸受１０における内輪１１と外輪１２の間の温度差を低減することができ、軸受１０の内部に存在する隙間の減少を抑制できるため、軸受１０の損傷を抑制することができる。従って、ドライラン性能を向上させることができる。
（変形例）
図４は、第２実施形態に係るトランスミッション構造の変形例を示す図面である。本変形例において、第２実施形態と異なる構成を主に説明し、第２実施形態と共通する構成については説明を省略する。
図４は、第２実施形態に係るトランスミッション構造の変形例を示す図面である。本変形例において、第２実施形態と異なる構成を主に説明し、第２実施形態と共通する構成については説明を省略する。
この変形例では、外輪１２の外周面及びハウジング２の間に挟み込まれた支持材５０が、挿通口４の内周面４ａに面する複数の空気層が形成されるように、入力軸５の軸線方向に互いに間隔をあけて挿通口４の内周面４ａに対して接触する複数の接触部５３を有する。
具体的には、支持材５０は、円筒部５１及び突設部５２を有する。円筒部５１及び突設部５２は、それぞれ、上述の支持材４０の円筒部４１及び突設部４２と同様の構成であるが、円筒部５１の外周面の形状が円筒部４１のそれと異なる。円筒部５１の外表面には、入力軸５の軸線方向に間隔をあけて並んだ複数の環状の溝５４が形成されている。つまり、円筒部５１の外周面には、接触部５３と溝５４とが入力軸５の軸線方向に交互に並んでいる。これにより、円筒部５１は、その外周面の全部ではなく部分的に挿通口４の内周面４ａに当接する。
溝５４と挿通口４の内周面４ａとにより囲まれた空間が空気層として構成される。空気は樹脂よりも熱伝導率が低いため、外輪１２の熱がハウジング２へ伝達されるのを第２実施形態に比べて更に抑制できる。また、支持材５０が溝５４を有することで、第２実施形態に比べて支持材５０を軽量化でき、ひいてはトランスミッション１の軽量化を図ることができる。
（その他の実施形態）
本発明は前述した各実施形態に限定されるものではなく、その構成を変更、追加、又は削除することができる。
本発明は前述した各実施形態に限定されるものではなく、その構成を変更、追加、又は削除することができる。
例えば、本発明のヘリコプターのトランスミッション構造は、主回転翼の代わりに尾回転翼に動力を伝達するものであってもよい。また、ハウジングが有する挿通口は、２つでなくてもよく、１つまたは３つ以上でもよい。また、挿通口は、ハウジングの後側部分以外の箇所に配置されてもよい。
また、第１実施形態、第２実施形態及び変形例の各構成に対して、遠心潤滑方式、及び入力軸の外部に設けられたノズルから潤滑油を供給する方式のいずれの方式を適用してもよい。
また、挿通口及び入力軸の中心軸線の方向も上記実施形態で説明されたもの限定されない。
また、本発明のトランスミッション構造は、内輪の内周面及び入力軸の間に挟み込まれたスリーブと、外輪の外周面及びハウジングの間に挟み込まれた支持材の双方を備えてもよい。
また、スリーブは樹脂製でなくてもよく、内輪及び入力軸に比べて熱伝導率が低いものであれば、別の材質であってもよい。また、支持材も樹脂製でなくてもよく、ハウジングに比べて熱伝導率が低いものであれば、別の材質であってもよい。また、上記実施形態では、ハウジング２はマグネシウム合金製、入力軸５及び軸受１０は、合金鋼製であったが、本発明はこれに限定されない。
例えば、スリーブ及び支持材の一方又は双方は、鉄よりも熱伝導率が低い金属（例えばチタン）で製作されてもよい。但し、スリーブ及び支持材の一方又は双方を樹脂製とすることで、チタンなどの熱伝導率が低い金属により製作されたものと比べて熱伝導率をより低くすることができ、好適である。
例えばハウジングが、ギヤを収容するハウジング本体と、当該ハウジング本体に固定され、入力軸が挿通される挿通口を構成する円筒状のライナ部材とを備える構成である場合、ハウジング本体とライナ部材とが異なる材質で構成されてもよい。この場合、本発明における支持材は、少なくともハウジングにおけるライナ部材に比べて熱伝導率が低い材質で構成されていればよい。
また、スリーブの形状は、上記実施形態で説明されたものに限定されない。例えば上記第１実施形態では、スリーブ２０の突設部２２は、円筒部２１の周方向に延び、環状に形成されていたが、突設部２２は、周方向に一定の間隔をあけて径方向外方に突出する複数の突出部により構成されていてもよい。また、スリーブ２０は突設部２２を有していなくてもよい。
また、支持材の形状は、上記実施形態で説明されたものに限定されない。例えば上記第２実施形態では、支持材４０の突設部４２は、円筒部４１の周方向に延び、環状に形成されていたが、突設部４２は、周方向に一定の間隔をあけて径方向内方に突出する複数の突出部により構成されていてもよい。また、支持材４０は突設部４２を有していなくてもよい。
また、例えば上記第２実施形態の変形例において、支持材５０は、入力軸５の軸線方向ではなく、入力軸５の軸線の周方向に互いに間隔をあけてハウジング２の挿通口４の内周面４ａに対して接触する複数の接触部を有してもよい。支持材５０における円筒部５１の外周面に、メッシュ状の溝が形成されてもよい。また、支持材５０における円筒部５１全体がメッシュ構造を有していてもよい。
１ ：トランスミッション
２ ：ハウジング
５ ：入力軸
５ｂ ：噛合い部
６ ：ギヤ
１０ ：軸受
１１ ：内輪
１２ ：外輪
１３ ：転動体
２０ ：スリーブ
４０，５０ ：支持材
４３，５３ ：接触部
２ ：ハウジング
５ ：入力軸
５ｂ ：噛合い部
６ ：ギヤ
１０ ：軸受
１１ ：内輪
１２ ：外輪
１３ ：転動体
２０ ：スリーブ
４０，５０ ：支持材
４３，５３ ：接触部
Claims (3)
- ヘリコプターの原動機から回転翼に動力を伝達するトランスミッション構造であって、
ハウジングと、
前記ハウジング内に配置されたギヤに前記原動機の動力を伝達する入力軸と、
前記ハウジング内において前記入力軸を回転可能に支持する軸受であって、前記入力軸を保持する環状の内輪と、前記内輪の径方向外方に配置され、前記ハウジングに対して固定された環状の外輪と、前記内輪及び前記外輪の間に挟まれた複数の転動体とを有する軸受と、
前記外輪の外周面及び前記ハウジングの間に挟み込まれた、前記ハウジングに比べて熱伝導率が低い支持材と、を備え、
前記支持材は、前記ハウジングに面する少なくとも１つの空気層が形成されるように、前記入力軸の軸線の周方向に互いに間隔をあけて、前記ハウジングに対して接触する複数の接触部を有する、ヘリコプターのトランスミッション構造。 - 前記内輪の内周面及び前記入力軸の間に挟み込まれた、前記内輪及び前記入力軸に比べて熱伝導率が低いスリーブを更に備える、請求項１に記載のヘリコプターのトランスミッション構造。
- 前記支持材は、樹脂製である、請求項１又は２に記載のヘリコプターのトランスミッション構造。
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- 2020-12-18 US US17/788,995 patent/US20230042648A1/en active Pending
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