JPH04287799A - ヘリコプタの動力伝達装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明はヘリコプタ，特にコンパ
ウンド型ヘリコプタの主ロータの回転数を高速時に無段
に低下させる動力伝達装置に関する。

【０００２】

【従来の技術】従来のヘリコプタにおけるエンジンから
主ロータ（主回転翼）までの駆動系統（含減速装置）の
一例を図４に示す。その作用を概述すると，Ｎｏ１エン
ジン，Ｎｏ２エンジンから，クラッチをなすフリーホイ
ール装置を介してスパイラルベベルギャに動力が入力さ
れ，それによるスパイラルベベルギャの回転は，同軸上
の太陽歯車，遊星歯車，リングギャとの作用により遊星
歯車が自転しながら公転する作用を生む。その公転を２
重軸の一つである主ロータ駆動軸によって取出し，図４
の上方に位置することとなる図示しない主ロータ（主回
転翼）を回転駆動する。

【０００３】なお，テイルドライブシャフト以端は尾ロ
ータを回転駆動するための機構である。

【０００４】以降，太陽歯車，遊星歯車，リングギャ等
を総称して遊星歯車機構（装置），又はメインギャボッ
クスと呼ぶ。従来のヘリコプタでは図示しない主ロータ
の回転数は飛行中常に一定に保つようにコントロールさ
れている。従って，前進側のロータ・ブレードの先端速
度が音速を超えないような飛行速度が，ヘリコプタの最
大飛行速度の限界とされてきた。従来のヘリコプタでは
，ホバリング時のロータ・ブレードの先端速度が約０．
６５マッハであるため，飛行速度としてとり得る最大値
は０．３５マッハを超えられず，実用上は０．３マッハ
（約２００ノット）が純ヘリコプタの速度限界と言われ
ている。ヘリコプタをより速く飛ばせるための工夫の１
つとしてコンパウンド型ヘリコプタが提案されている。

【０００５】これは純ヘリコプタに主翼と補助推進装置
を搭載し，高速時の揚力及び推力の負担を主ロータから
軽減することによって，より高速化を実現しようとする
試みである。コンパウンド型ヘリコプタの一例を図６に
示す。（ａ）は平面図，（ｂ）は正面図，（ｃ）左側面
図である。従来のコンパウンド型ヘリコプタでは主ロー
タ駆動のエンジンと補助推進装置とは図示のように別の
エンジンとするのが一般的であった。

【０００６】この場合，高速飛行時には主ロータ駆動の
エンジンの回転数を低下させることによってロータ・ブ
レードの先端速度が音速を超えないように主ロータ回転
数を減速することが可能である。

【０００７】これに対し，最近図７にその平面図を示す
ように主ロータ駆動のエンジンと補助推進装置とを同一
のエンジンで兼用しようとする新しいタイプのコンパウ
ンド型ヘリコプタが提案されている。この場合，高速飛
行時に主ロータの回転数を減速する方法として，エンジ
ンの回転数を低下させる方法は好ましくない。

【０００８】その理由はエンジンが兼用であるためにど
の飛行状態でもそのエンジン固有の最も効率の良い回転
数で運転されなければ実用にならないからである。

【０００９】エンジンの出力回転数を変化させずに主ロ
ータの回転数のみを高速飛行時に低下させるためにはエ
ンジンから主ロータまでの駆動系統にそれが可能な構造
／機構を持たせる以外に方法がない。

【００１０】従来例では，これが対策として図５にその
縦断面図を示すようにメイン・ギャ・ボックスの遊星歯
車機構に歯車，ブレーキ，フリーホイール及びそれらを
支持するベアリングを追加し，フリーホイールとブレー
キの接・切（ＯＮ・ＯＦＦ）で，主ロータ駆動軸即ち主
ロータの回転数を２段階（通常回転数のモード及び一定
の減速回転数のモード）に切換えている。

【００１１】

【発明が解決しようとする課題】上記従来のヘリコプタ
の動力伝達装置には解決すベき次の課題があった。即ち
，エンジンから主ロータまでの駆動系統に，飛行中に変
速が可能な機構を設けようとした場合，解決しておかな
ければならない技術的課題としては次の（ア）〜（オ）
がある。 （ア）．コンパウンド型ヘリコプタのロータを駆動する
ためには数千馬力（２，０００〜５，０００ＨＰ）の大
動力を伝達しなければならない。また，回転速度の切換
は動力の伝達を瞬時といえども切断することなく行わな
ければならない。（従って，自動車の変速機構のような
クラッチ，ギャのシフトといった機構は適切でない。）
（イ）．機体の自重及びスペースの関係から，できるだ
け小型かつ軽量な装置でなければならない。 （ウ）．回転翼装置及び駆動系統の強度上並びにヘリコ
プタの飛行安定性及び操縦性，乗り心地などの点から回
転数の変更はショックがなく滑らかに行われなければな
らない。また，飛行速度によって主ロータの回転速度の
設定が自由にできることが望ましい。 （エ）．主ロータ回転数の変更に当って大きな馬力損失
や発熱等を伴わないものでなければならない。 （オ）．主ロータの回転速度は飛行安全そのものに直結
しているため，信頼性の高い機構であると同時に万一部
品が故障しても駆動系統が切断されたり，通常の回転数
にもどらないという現象が生じてはならない。

【００１２】しかるに図５の従来例では，特に上記（ウ
）項，（エ）項，（オ）項に関連して主ロータの回転速
度の設定が２段階しかできない，主ロータの回転速度を
減速状態から通常状態に戻すときブレーキの使用による
発熱と大きな馬力損失を伴う，機械要素として信頼性が
低いフリーホイール装置を使用せざるを得ないが，信頼
性を高めるために冗長性を持たせるということが機構上
できない，等の欠点がある。

【００１３】本発明はこれらの欠点を解消したヘリコプ
タの動力伝達装置を提供することを目的とするものであ
る。

【００１４】

【課題を解決するための手段】本発明は上記課題の解決
手段として，エンジンからの入力可能な太陽歯車とその
外周に噛合う遊星歯車と同遊星歯車の外周に内歯によっ
て噛合うと共に太陽歯車と同軸上に中心を有するリング
ギャとよりなる遊星歯車装置の太陽歯車にエンジンの動
力を回転入力し遊星歯車に公転出力して主ロータの駆動
軸を回転駆動するヘリコプタの動力伝達装置において，
上記太陽歯車側に連結された第１の油圧ポンプ／モータ
と，上記リングギャに係合された第２の油圧ポンプ／モ
ータと，上記第１及び第２の油圧ポンプ／モータのうち
少くとも一方が可変容積式であると共に相互の吐出口と
吸込口とを連通する配管とを具備してなることを特徴と
するヘリコプタの動力伝達装置を提供しようとするもの
である。

【００１５】

【作用】本発明は上記のように構成されるので次の作用
を有する。

【００１６】即ち，先ずエンジン動力をたとえばスパイ
ラルベベルギャ等を通じて太陽歯車に回転入力し，その
入力を遊星歯車装置を介して遊星歯車に公転出力する構
成を備えるため，遊星歯車装置のリングギャを機体側に
固定したとすると，遊星歯車は或る所定の速度で回転（
公転）する。

【００１７】次にたとえばスパイラルベベルギャよりエ
ンジン側に連結された第１の油圧ポンプ／モータを可変
容積型とし，リングギャに回転可能に係合された第２の
油圧ポンプ／モータとの相互の吐出側と吸込側とを配管
で連通すると，第１の油圧ポンプ／モータのピストン（
プランジャ）のストローク，即ち斜板の斜きに応じた流
量（容量）で第２の油圧ポンプ／モータとの間に作動液
が循環し，第２の油圧ポンプ／モータはモータとして作
用し，係合したリングギャを回転する。従って，上記遊
星歯車は相応して所定の速度より，遅・速を生じる。 即ち，第１の油圧ポンプ／モータの回転速度は一定であ
ってもその斜板の傾きを制御することによって遊星歯車
の回転速度を無段に変えることができる。これにより，
ヘリコプタのエンジンの出力，回転数は一定のまま，主
ロータの回転を無段に変えることができる。

【００１８】

【実施例】本発明の一実施例を図１〜図３により説明す
る。図１は本実施例に係るヘリコプタの動力伝達装置の
全体斜視図で，従来例の図４との相違はフリーホイール
装置３の一端に可変容積式油圧ポンプ／モータ１０が，
リングギャ７の外周に係合して油圧ポンプ／モータ９が
それぞれ設けられ，相互間を油圧配管１１で連通してい
る点である。その他の構成は従来例と同様である。

【００１９】図２は図１の可変容積式油圧ポンプ／モー
タ１０近傍の拡大縦断面図，図３は図１のメインギャボ
ックス近傍の縦断面拡大斜視図である。

【００２０】これらの図において，１は１段減速ギャ１
７へ入力するためのＮｏ１エンジンからの入力軸，２は
同じくＮｏ２エンジンからの入力軸，３はフリーホイー
ルクラッチ１８を内蔵したフリーホイール装置，４は太
陽歯車５へ回転力を入力するためのスパイラルベベルギ
ャ，５はスパイラルベベルギャ４と同軸上で直結された
太陽歯車，６は太陽歯車５の外歯に噛合ってその外周を
自転しながら公転する複数の遊星歯車，７は遊星歯車６
にその内歯で噛合うと共に外歯で油圧ポンプ／モータ９
のピニオン２５に噛合うリングギャ，８は遊星歯車６の
軸と回転可能に一体化されると共にスパイラルベベルギ
ャ４と同心の２重軸をなし，その頂部に図示しない主ロ
ータを有する主ロータ駆動軸，９はリングギャ７の外歯
にピニオン２５で係合する油圧ポンプ／モータ，１０は
フリーホイール装置３の一端の軸に係合する可変容積式
油圧ポンプ／モータ，１１は可変容積式油圧ポンプ／モ
ータ１０と油圧ポンプ／モータ９の相互の作動油の吐出
口と吸入口とを連通する２本の油圧配管，１２はアクセ
サリ駆動ギャ，１３はテイルドライブシャフト，１４は
中間ギャボックス，１５はテイルギャボックス，１６は
尾ロータ駆動軸，１７は一段減速ギヤ，１８はＮｏ１エ
ンジンからの入力軸１の回転力をスパイラルベベルギャ
駆動軸１９へ伝達，遮断するためのフリーホイールクラ
ッチ，１９はスパイラルベベルギャ駆動軸，２０はその
傾斜を可変に設けられたプランジャ２１のストロークを
設定するための斜板，２１は斜板２０に，往復動方向の
一端を斜板２０の面に沿って摺動可能にかつ，全方位に
回転自由に連結されたプランジャ，２２は斜板２０の傾
斜を無段状に変更するためのアクチュエータ，２３はリ
ングギャ７を，その外歯と干渉しないようかつ回転円滑
に保持するベアリング，２４は図示しない機体側にベア
リング２３を支持するベアリング支持材，２５は油圧ポ
ンプ／モータ９とリングギャ７の外歯とを係合するため
のピニオン，２６は油圧ポンプ／モータ９のプランジャ
，２７は油圧ポンプ／モータ９にあってプランジャ２６
のストロークを設定する固定式の斜板である。

【００２１】なお，図２，図３中では油圧配管１１は他
の構成視認の妨げとならぬよう破線で示してある。

【００２２】次に上記構成の作用について説明する。エ
ンジンからの入力軸１が一段減速ギャ１７を回転し，か
つ，フリーホイールクラッチ１８が接続作動を行なうと
，スパイラルベベルギャ駆動軸１９がスパイラルベベル
ギャ４を回転駆動すると同時に可変容積式油圧ポンプ／
モータ１０をも回転駆動する。これにより可変容積式油
圧ポンプ／モータ１０はポンプとして作用し，２本の油
圧配管１１を通じて，その一方からは作動油を油圧ポン
プ／モータ９に吐出し，他方からは油圧ポンプ／モータ
９から作動油を吸入する。この作動油の循環に応じて油
圧ポンプ／モータ９はモータとして作用し，ピニオン２
５を介してリングギャ７を所定の向きに緩やかに回転す
る。その際，可変容積式油圧ポンプ／モータ１０の一定
回転に対し，油圧配管１１を通じる作動油の循環量は斜
板２０の傾きに依存するので，固定斜板２７を備えた油
圧ポンプ／モータ９の回転数，詳しくは可変容積式油圧
ポンプ／モータ１０の回転数に対する，回転数は作動油
の循環量に比例し，結果として油圧ポンプ／モータ９の
回転数は斜板２０の傾きに依存する。従って，斜板２０
の傾斜が大きくなるとリングギャ７が遊星歯車６の公転
と逆向きに加速されるよう設定されていると，斜板２０
の傾斜を大きくするに従い主ロータは回転数が減じ，傾
斜を小さくするに従い回転数は増して，傾斜がゼロにな
ったところで，作動油の循環量がゼロとなりリングギャ
７を固定した場合に相当する通常の回転数に落着く。

【００２３】因みに本実施例ではエンジンの入力回転数
及び出力が２０，９００ｒ．ｐ．ｍ　及び１８００ＨＰ
を一段減速した５，７５０ｒ．ｐ．ｍ　の軸に油圧ポン
プ／モータ１０を回転結合した場合を模擬してある。従
って，リング・ギャ７の回転数はせいぜい０〜１００ｒ
．ｐ．ｍ　であり一方，油圧ポンプ／モータ９はサイズ
を余り大きくしないためにも５０００ｒ．ｐ．ｍ　程度
の回転数で作動させたいため，一段の歯車のかみ合わせ
では不十分であり，もう一段の減速ギャの追加が望まし
いが，理解を容易にするため図は原理的なことを示すに
留めてある。

【００２４】ヘリコプタが低速で飛行する時は斜板２０
の斜きをアクチュエータ２２を作動させて無くし（ゼロ
とし），可変容積式油圧ポンプ／モータ１０の吐出量を
ゼロとすることで油圧ポンプ／モータ９は油圧ロックし
て回転できない。

【００２５】すなわち主ロータの回転数は１００％とな
る。ヘリコプタが高速で飛行する時は斜板２０の斜きを
アクチュエータ２２によって斜け，設定したい主ロータ
の回転数（例えば８０％）が得られるまで可変容積式油
圧ポンプ／モータ１０からの吐出油量を調整する。

【００２６】即ち，飛行中の主ロータの回転数の変更は
アクチュエータ２２を操作することによってのみ行う。

【００２７】可変容積式油圧ポンプ／モータ１０及び油
圧ポンプ／モータ９を，またはその何れかを信頼性を増
すために両エンジン側にそれぞれ独立して付設し，冗長
性を付加することは自由である。

【００２８】なお，通常の飛行に於ては，可変容積式油
圧ポンプ／モータ１０と油圧ポンプ／モータ９間を循環
する作動油量はゼロであるため馬力損失もゼロであ。

【００２９】以上の通り，可変容積式油圧ポンプ／モー
タ１０が油圧ポンプ／モータ９を流量制御によって回転
制御し，リングギャ７の回転を，従って主ロータの回転
を制御するが，リングギャ７は飛行中，遊星歯車６の回
転反力によって遊星歯車６の公転とは逆向きにトルク（
回転力）を受けている。従って，トルクの授受という観
点からすれば，高速飛行時，主ロータ回転数を減速する
場合もリングギャ７は油圧ポンプ／モータ９を駆動する
側となる。すなわち油圧ポンプ／モータ９は油圧ポンプ
として作動し，可変容積式油圧ポンプ／モータ１０は逆
に油圧モータとして作動するため，作動油の循環ロスを
除けば馬力損失もきわめて少ない。

【００３０】本実施例では可変容積式油圧ポンプ／モー
タ１０をフリーホイール装置３の一端に付設したが，可
変容積式油圧ポンプ／モータ１０の付設場所はその位置
に限定されるものではなく，入力の流れよりみて太陽歯
車５よりエンジン側の何れの位置であってもよい。即ち
，エンジンの定回転を正確に捕捉できる位置であればよ
い。また，油圧ポンプ／モータ９の斜板２７は固定式と
したが，信頼性の許す範囲でこれを可変式として，所定
の傾きでロックして用いても勿論よい。また，ピニオン
２５はリングギャ７を外歯として係合させたが，リング
ギャ７の内歯を歯幅方向に長くし，遊星歯車６の自転・
公転を妨げないようその内歯に係合させる等の手段を選
んでも勿論よい。

【００３１】以上の通り，本実施例によれば，ヘリコプ
タの動力伝達装置の要部である遊星歯車装置の入力側に
可変容積式油圧ポンプ／モータ１０を，出力側近傍のリ
ングギャ７に油圧ポンプ／モータ９をそれぞれ配設し，
相互の吐出口と吸込口とを配管１１で連通し，可変容積
式油圧ポンプ／モータ１０をエンジン回転によりリニヤ
に回転させ，斜板２０の制御による流量制御によって油
圧ポンプ／モータ９の回転を制御し，これによって遊星
歯車装置のリングギャ７の回転を制御，主ロータの回転
を制御するので，動力の伝達を一瞬間も切断することな
く回転速度の変更ができるという利点がある。

【００３２】また，従来の装置に小さい油圧ポンプ／モ
ータを２台付設し，相互を配管で連通するのみで目的の
構成が得られるので小型軽量な装置で所要の作用を果た
せるという利点がある。また，回転速度の変更をショッ
クを伴わず無段に行なえるという利点がある。また，ブ
レーキ等の摩擦摺動部を有しないので，大きな発熱や馬
力損失を伴わないという利点がある。また，油圧ポンプ
／モータは改良を重ねられ，市場で長年月の流通に耐え
て洗練されているので，きわめて高い信頼性を有するた
め，その油圧ポンプ／モータを用いた本発明の装置も高
い信頼性を有するという利点がある。

【００３３】

【発明の効果】本発明は上記のように構成されるので次
の効果を有する。 （ア）　主ロータ回転数の飛行中での変更が大馬力を伝
達しつつ行うことができる。また，回転速度の切換時，
動力伝達の瞬断がない。 （イ）　ヘリコプタのギャボックスが従来から持ってい
る遊星減速装置に複数の油圧ポンプ／モータを付加する
だけで目的の構成が得られるためヘリコプタ全体のアレ
ンジメント（全体形状及び装備品配置計画）に与えるイ
ンパクトが小さい。 （ウ）　回転数の変更をショックなく滑らかに行うこと
ができる。 （エ）　主ロータの回転数の設定が自由に選べる。 （オ）　主ロータの回転数のみを変更でき，尾ロータの
回転数やアクセサリ（発電機や油圧ポンプ等）の回転数
には影響を及ぼさない。 （カ）　従来のブレーキ式速度変更機構では，ブレーキ
作動時（主ロータ回転数増速時）に発熱を伴うため，大
きな馬力損失を生じると同時に，大型の冷却装置が必要
であったが，本発明では油圧ポンプ／モータの組合せに
よりエネルギーを循環させているため，馬力損失も少く
冷却装置も小型化できる。 （キ）　変速のために付加する機構は，多重構造とする
ことが可能である（油圧ポンプ／モータの組合わせを他
のエンジン側にも独立して持たせることができる）こと
から，信頼性を向上することができる。

【００３４】このため，飛行安全上の問題を解決できる
。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の一実施例に係るヘリコプタの動力伝達
装置の全体斜視図である。

【図２】図１の可変容積式油圧ポンプ／モータ１０近傍
の拡大縦断面図である。

【図３】図１のメインギャボックス近傍の縦断面拡大斜
視図である。

【図４】従来のヘリコプタの動力伝達装置の全体斜視図
である。

【図５】従来のヘリコプタの動力伝達装置の要部をなす
主ロータ回転数可変式ギャボックスの模式的縦断面図で
ある。

【図６】従来のコンパウンド型ヘリコプタの図で，（ａ
）は平面図，（ｂ）は正面図，（ｃ）は左側面図である
。

【図７】従来の別のコンパウンド型ヘリコプタの平面図
である。

【符号の説明】

１　　　　Ｎｏ１エンジンからの入力軸２　　　　Ｎｏ
２エンジンからの入力軸３　　　　フリーホイール装置 ４　　　　スパイラルベベルギャ ５　　　　太陽歯車 ６　　　　遊星歯車 ７　　　　リングギャ ８　　　　主ロータ駆動軸 ９　　　　油圧ポンプ／モータ １０　　可変容積式油圧ポンプ／モータ１１　　油圧配
管 １２　　アクセサリ駆動ギャ １３　　テイルドライブシャフト １７　　一段減速ギャ １８　　フリーホイールクラッチ １９　　スパイラルベベルギャ駆動軸 ２０　　斜板 ２１　　プランジャ ２２　　アクチュエータ ２３　　ベアリング ２４　　ベアリング支持材 ２５　　ピニオン ２６　　プランジャ ２７　　斜板

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】　　エンジンからの入力可能な太陽歯車と
   その外周に噛合う遊星歯車と同遊星歯車の外周に内歯に
   よって噛合うと共に太陽歯車と同軸上に中心を有するリ
   ングギャとよりなる遊星歯車装置の太陽歯車にエンジン
   の動力を回転入力し遊星歯車に公転出力して主ロータの
   駆動軸を回転駆動するヘリコプタの動力伝達装置におい
   て，上記太陽歯車側に連結された第１の油圧ポンプ／モ
   ータと，上記リングギャに結合された第２の油圧ポンプ
   ／モータと，上記第１及び第２の油圧ポンプ／モータの
   うち少くとも一方が可変容積式であると共に相互の吐出
   口と吸込口とを連通する配管とを具備してなることを特
   徴とするヘリコプタの動力伝達装置。