JP3029981B2 - ヘリコプタの動力伝達装置 - Google Patents
ヘリコプタの動力伝達装置Info
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/04—Helicopters
- B64C27/12—Rotor drives
- B64C27/14—Direct drive between power plant and rotor hub
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16H—GEARING
- F16H37/00—Combinations of mechanical gearings, not provided for in groups F16H1/00 - F16H35/00
- F16H37/02—Combinations of mechanical gearings, not provided for in groups F16H1/00 - F16H35/00 comprising essentially only toothed or friction gearings
- F16H37/06—Combinations of mechanical gearings, not provided for in groups F16H1/00 - F16H35/00 comprising essentially only toothed or friction gearings with a plurality of driving or driven shafts; with arrangements for dividing torque between two or more intermediate shafts
- F16H37/08—Combinations of mechanical gearings, not provided for in groups F16H1/00 - F16H35/00 comprising essentially only toothed or friction gearings with a plurality of driving or driven shafts; with arrangements for dividing torque between two or more intermediate shafts with differential gearing
- F16H37/0833—Combinations of mechanical gearings, not provided for in groups F16H1/00 - F16H35/00 comprising essentially only toothed or friction gearings with a plurality of driving or driven shafts; with arrangements for dividing torque between two or more intermediate shafts with differential gearing with arrangements for dividing torque between two or more intermediate shafts, i.e. with two or more internal power paths
- F16H37/084—Combinations of mechanical gearings, not provided for in groups F16H1/00 - F16H35/00 comprising essentially only toothed or friction gearings with a plurality of driving or driven shafts; with arrangements for dividing torque between two or more intermediate shafts with differential gearing with arrangements for dividing torque between two or more intermediate shafts, i.e. with two or more internal power paths at least one power path being a continuously variable transmission, i.e. CVT
- F16H37/086—CVT using two coaxial friction members cooperating with at least one intermediate friction member
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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- B64C27/12—Rotor drives
- B64C2027/125—Rotor drives including toroidal transmissions, e.g. of the CVT type
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16H—GEARING
- F16H15/00—Gearings for conveying rotary motion with variable gear ratio, or for reversing rotary motion, by friction between rotary members
- F16H15/02—Gearings for conveying rotary motion with variable gear ratio, or for reversing rotary motion, by friction between rotary members without members having orbital motion
- F16H15/04—Gearings providing a continuous range of gear ratios
- F16H15/06—Gearings providing a continuous range of gear ratios in which a member A of uniform effective diameter mounted on a shaft may co-operate with different parts of a member B
- F16H15/32—Gearings providing a continuous range of gear ratios in which a member A of uniform effective diameter mounted on a shaft may co-operate with different parts of a member B in which the member B has a curved friction surface formed as a surface of a body of revolution generated by a curve which is neither a circular arc centered on its axis of revolution nor a straight line
- F16H15/36—Gearings providing a continuous range of gear ratios in which a member A of uniform effective diameter mounted on a shaft may co-operate with different parts of a member B in which the member B has a curved friction surface formed as a surface of a body of revolution generated by a curve which is neither a circular arc centered on its axis of revolution nor a straight line with concave friction surface, e.g. a hollow toroid surface
- F16H15/38—Gearings providing a continuous range of gear ratios in which a member A of uniform effective diameter mounted on a shaft may co-operate with different parts of a member B in which the member B has a curved friction surface formed as a surface of a body of revolution generated by a curve which is neither a circular arc centered on its axis of revolution nor a straight line with concave friction surface, e.g. a hollow toroid surface with two members B having hollow toroid surfaces opposite to each other, the member or members A being adjustably mounted between the surfaces
- F16H2015/383—Gearings providing a continuous range of gear ratios in which a member A of uniform effective diameter mounted on a shaft may co-operate with different parts of a member B in which the member B has a curved friction surface formed as a surface of a body of revolution generated by a curve which is neither a circular arc centered on its axis of revolution nor a straight line with concave friction surface, e.g. a hollow toroid surface with two members B having hollow toroid surfaces opposite to each other, the member or members A being adjustably mounted between the surfaces with two or more sets of toroid gearings arranged in parallel
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- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
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- Y10T74/19023—Plural power paths to and/or from gearing
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- Transmission Devices (AREA)
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、主ロータの回転速度を
広範囲にわたって連続的に可変にするヘリコプタの動力
伝達装置に関する。
広範囲にわたって連続的に可変にするヘリコプタの動力
伝達装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】近年、市街地のヘリポートに離発着する
コミュータヘリコプタの要望が高まっており、実現のた
めには騒音の低減化が要求されている。騒音対策として
有効な手段の１つは、主ロータの回転速度を落とすこと
である。
コミュータヘリコプタの要望が高まっており、実現のた
めには騒音の低減化が要求されている。騒音対策として
有効な手段の１つは、主ロータの回転速度を落とすこと
である。
【０００３】図６は、従来のヘリコプタの動力伝達機構
の一例を示す斜視図である。主ロータは主ロータ軸１４
の延長上に固定されており、テールロータはテールロー
タ軸１８の延長上に固定されている。１対のエンジン
１、２の出力軸は２万〜３万ｒｐｍで回転し、ギヤボッ
クス３、４によって約６０００ｒｐｍまで減速され、フ
リーホイールクラッチ５、６を介してスパイラルベベル
ギヤ７、８に連結し、さらに１つのコレクタギヤ１３に
噛合して、主ロータ軸１４を約３５０ｒｐｍで回転駆動
する。各エンジン１、２の出力軸に直結されたギヤボッ
クス３、４は、固定の減速比を有する。
の一例を示す斜視図である。主ロータは主ロータ軸１４
の延長上に固定されており、テールロータはテールロー
タ軸１８の延長上に固定されている。１対のエンジン
１、２の出力軸は２万〜３万ｒｐｍで回転し、ギヤボッ
クス３、４によって約６０００ｒｐｍまで減速され、フ
リーホイールクラッチ５、６を介してスパイラルベベル
ギヤ７、８に連結し、さらに１つのコレクタギヤ１３に
噛合して、主ロータ軸１４を約３５０ｒｐｍで回転駆動
する。各エンジン１、２の出力軸に直結されたギヤボッ
クス３、４は、固定の減速比を有する。
【０００４】周辺のアクセサリ部に関して、滑油ポンプ
はスパイラルベベルギヤ７、８によって駆動され、油圧
ポンプは伝達軸９、１０を介して駆動され、冷却ファン
は伝達軸１１を介して駆動される。
はスパイラルベベルギヤ７、８によって駆動され、油圧
ポンプは伝達軸９、１０を介して駆動され、冷却ファン
は伝達軸１１を介して駆動される。
【０００５】一方、コレクタギヤ１３のトルクを分流す
るようにギヤ１５が噛合して、３本のテールロータ軸１
６、１７、１８と連結し、テールロータを約２２００ｒ
ｐｍで回転駆動している。
るようにギヤ１５が噛合して、３本のテールロータ軸１
６、１７、１８と連結し、テールロータを約２２００ｒ
ｐｍで回転駆動している。
【０００６】なお、他の先行技術として、特開平４−２
８７７９９号、特開平４−３０６１９６号、特開平５−
１３９３８６号、特開平５−１４９３５１号などがあ
る。
８７７９９号、特開平４−３０６１９６号、特開平５−
１３９３８６号、特開平５−１４９３５１号などがあ
る。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】従来のヘリコプタで
は、エンジン１、２の回転は、ギアボックス３、４等の
各種の歯車列によって固定の減速比で減速されるため、
主ロータおよびテールロータは一定回転数でしか回転で
きない。
は、エンジン１、２の回転は、ギアボックス３、４等の
各種の歯車列によって固定の減速比で減速されるため、
主ロータおよびテールロータは一定回転数でしか回転で
きない。
【０００８】したがって、騒音低減化のために主ロータ
の回転速度を下げるにはエンジンの回転数を下げる必要
があるが、通常のエンジンは所定回転数で最大性能を発
揮するように設計されているため、回転数を自由に制御
することは難しく、せいぜい３％程度下げるのが限度で
ある。また、エンジンを電子制御して燃料流量や点火時
期を最適化することによって、回転数を制御する方法も
考えられるが、効率の低下や共振の発生、伝達系の許容
強度などの問題があり、現時点では数％の回転数可変の
ものしか実用化されていない。また、主ロータの回転数
をあまり下げてしまうと、揚力が低下して、ヘリコプタ
の飛行性能まで低下してしまう恐れがある。
の回転速度を下げるにはエンジンの回転数を下げる必要
があるが、通常のエンジンは所定回転数で最大性能を発
揮するように設計されているため、回転数を自由に制御
することは難しく、せいぜい３％程度下げるのが限度で
ある。また、エンジンを電子制御して燃料流量や点火時
期を最適化することによって、回転数を制御する方法も
考えられるが、効率の低下や共振の発生、伝達系の許容
強度などの問題があり、現時点では数％の回転数可変の
ものしか実用化されていない。また、主ロータの回転数
をあまり下げてしまうと、揚力が低下して、ヘリコプタ
の飛行性能まで低下してしまう恐れがある。
【０００９】そこで、市街地上空では主ロータ回転数を
落として騒音を減らし、その他の場所では主ロータを最
適回転数に戻して、最高の性能で飛行することが現実的
である。たとえば、主ロータ回転数、つまり翼端速度を
１０％下げれば、等価重量騒音レベルは３ｄＢ〜５ｄＢ
下がるという報告がある。
落として騒音を減らし、その他の場所では主ロータを最
適回転数に戻して、最高の性能で飛行することが現実的
である。たとえば、主ロータ回転数、つまり翼端速度を
１０％下げれば、等価重量騒音レベルは３ｄＢ〜５ｄＢ
下がるという報告がある。
【００１０】
【００１１】本発明の目的は、ターボシャフトエンジン
の回転数を一定に保った状態で、主ロータの回転速度を
広範囲に、たとえば０〜３０％以上という範囲にわたっ
て連続的に変化させることが可能なヘリコプタの動力伝
達装置を提供することである。
の回転数を一定に保った状態で、主ロータの回転速度を
広範囲に、たとえば０〜３０％以上という範囲にわたっ
て連続的に変化させることが可能なヘリコプタの動力伝
達装置を提供することである。
【００１２】
【課題を解決するための手段】本発明は、ターボシャフ
トエンジンの出力軸に直結され、変速比が連続可変であ
るトラクション変速機構と、トラクション変速機構から
の出力トルクによって駆動されるコレクタ歯車と、コレ
クタ歯車に直結し、主ロータを回転駆動する主ロータ軸
と、コレクタ歯車に連結し、前記トラクション変速機構
の変速比の逆数で変速する第２のトラクション変速機構
と、第２のトラクション変速機構からの出力トルクによ
って駆動されるテールロータおよびアクセサリとを備え
ることを特徴とするヘリコプタの動力伝達装置である。
トエンジンの出力軸に直結され、変速比が連続可変であ
るトラクション変速機構と、トラクション変速機構から
の出力トルクによって駆動されるコレクタ歯車と、コレ
クタ歯車に直結し、主ロータを回転駆動する主ロータ軸
と、コレクタ歯車に連結し、前記トラクション変速機構
の変速比の逆数で変速する第２のトラクション変速機構
と、第２のトラクション変速機構からの出力トルクによ
って駆動されるテールロータおよびアクセサリとを備え
ることを特徴とするヘリコプタの動力伝達装置である。
【００１３】
【作用】本発明に従えば、ターボシャフトエンジンの出
力軸に直結され、変速比が連続可変であるトラクション
変速機構を備えることによって、小型軽量で低損失のエ
ンジン減速装置を実現できる。こうしたトラクション変
速機構は、たとえばハーフトロイダル型ＣＶＴ（Contin
uously Variable Transmission）やフルトロイダル型Ｃ
ＶＴなどで構成され、このような変速機構をターボシャ
フトエンジンの出力軸のように高速回転する伝達軸に直
結することによって、最大許容トルクが小さくて済むた
め、エンジン減速装置の小型軽量化に寄与する。
力軸に直結され、変速比が連続可変であるトラクション
変速機構を備えることによって、小型軽量で低損失のエ
ンジン減速装置を実現できる。こうしたトラクション変
速機構は、たとえばハーフトロイダル型ＣＶＴ（Contin
uously Variable Transmission）やフルトロイダル型Ｃ
ＶＴなどで構成され、このような変速機構をターボシャ
フトエンジンの出力軸のように高速回転する伝達軸に直
結することによって、最大許容トルクが小さくて済むた
め、エンジン減速装置の小型軽量化に寄与する。
【００１４】また、ターボシャフトエンジンの出力軸に
対して変速比が連続可変であるトラクション変速機構を
直結することによって、エンジンの回転数を一定に保っ
た状態で主ロータの回転数を連続的に減少または増加さ
せることができる。したがって、エンジン性能を最大限
引き出した状態で、主ロータ回転数の減少によって騒音
の低減化が可能になり、逆に主ロータ回転数の増加によ
ってヘリコプタの運動性能（旋回、加速、上昇率、高地
性能など）の向上が可能になる。
対して変速比が連続可変であるトラクション変速機構を
直結することによって、エンジンの回転数を一定に保っ
た状態で主ロータの回転数を連続的に減少または増加さ
せることができる。したがって、エンジン性能を最大限
引き出した状態で、主ロータ回転数の減少によって騒音
の低減化が可能になり、逆に主ロータ回転数の増加によ
ってヘリコプタの運動性能（旋回、加速、上昇率、高地
性能など）の向上が可能になる。
【００１５】また、コレクタ歯車に前記トラクション変
速機構の変速比の逆数で変速する第２のトラクション変
速機構を設け、この第２のトラクション変速機構からの
出力トルクによって、テールロータや滑油ポンプ、油圧
ポンプ、冷却ファン等のアクセサリ部を駆動しているた
め、主ロータの回転数が変速制御によって変化しても、
エンジンが一定回転数で回転する限り、テールロータや
アクセサリ部の動作は安定に行われる。また、片側エン
ジンが不作動となっても、残るエンジンにてテールロー
タおよびアクセサリ類を駆動できるため、飛行の継続が
可能である。
速機構の変速比の逆数で変速する第２のトラクション変
速機構を設け、この第２のトラクション変速機構からの
出力トルクによって、テールロータや滑油ポンプ、油圧
ポンプ、冷却ファン等のアクセサリ部を駆動しているた
め、主ロータの回転数が変速制御によって変化しても、
エンジンが一定回転数で回転する限り、テールロータや
アクセサリ部の動作は安定に行われる。また、片側エン
ジンが不作動となっても、残るエンジンにてテールロー
タおよびアクセサリ類を駆動できるため、飛行の継続が
可能である。
【００１６】
【実施例】図１は、本発明の一実施例であるヘリコプタ
の動力伝達装置を示す構成図である。１対のエンジン２
１、２２の出力軸は、トラクション変速機構２７、２８
および遊星変速機構４３、４４から成るエンジン減速装
置４５、４６に直結され、連続可変の変速比で減速され
る。遊星変速機構４３、４４の出力軸はベベルギヤ２
９、３０にそれぞれ連結され、さらにベベルギヤ３１
ａ、３２ａと噛合して回転軸方向が変換される。ベベル
ギヤ３１ａと一体的に回転する歯車３１ｂおよびベベル
ギヤ３２ａと一体的に回転する歯車３２ｂはコレクタギ
ヤ３３と噛合して、主ロータ軸３４を回転駆動する。こ
うしてエンジン２１、２２の回転数を一定に保持した状
態で、トラクション変速機構２７、２８の変速比を調整
することによって、主ロータ軸３４に連結した主ロータ
の回転数を調整できる。
の動力伝達装置を示す構成図である。１対のエンジン２
１、２２の出力軸は、トラクション変速機構２７、２８
および遊星変速機構４３、４４から成るエンジン減速装
置４５、４６に直結され、連続可変の変速比で減速され
る。遊星変速機構４３、４４の出力軸はベベルギヤ２
９、３０にそれぞれ連結され、さらにベベルギヤ３１
ａ、３２ａと噛合して回転軸方向が変換される。ベベル
ギヤ３１ａと一体的に回転する歯車３１ｂおよびベベル
ギヤ３２ａと一体的に回転する歯車３２ｂはコレクタギ
ヤ３３と噛合して、主ロータ軸３４を回転駆動する。こ
うしてエンジン２１、２２の回転数を一定に保持した状
態で、トラクション変速機構２７、２８の変速比を調整
することによって、主ロータ軸３４に連結した主ロータ
の回転数を調整できる。
【００１７】コレクタギヤ３３は歯車２３ｂに噛合し、
歯車２３ｂはベベルギヤ２３ａと一体的に回転する。ベ
ベルギヤ２３ａはさらにベベルギヤ２４に噛合し、この
ベベルギヤ２４は、トラクション変速機構２７、２８の
変速比の逆数で変速する第２のトラクション変速機構２
５に連結される。トラクション変速機構２５の出力軸は
歯車３９に連結され、歯車３９は、テールロータ軸４０
を経由してテールロータ４１を回転駆動するとともに、
歯車３５、３６にそれぞれ噛合している。歯車３５、３
６は滑油ポンプ、油圧ポンプ、冷却ファン等のアクセサ
リ３７、３８を駆動する。こうしてトラクション変速機
構２７、２８によって変速された回転数は第２のトラク
ション変速機構２５によって元の回転数に戻るため、各
アクセサリ３７、３８およびテールロータ４１は主ロー
タ変速制御の影響を回避でき、動作の安定化が図られ
る。
歯車２３ｂはベベルギヤ２３ａと一体的に回転する。ベ
ベルギヤ２３ａはさらにベベルギヤ２４に噛合し、この
ベベルギヤ２４は、トラクション変速機構２７、２８の
変速比の逆数で変速する第２のトラクション変速機構２
５に連結される。トラクション変速機構２５の出力軸は
歯車３９に連結され、歯車３９は、テールロータ軸４０
を経由してテールロータ４１を回転駆動するとともに、
歯車３５、３６にそれぞれ噛合している。歯車３５、３
６は滑油ポンプ、油圧ポンプ、冷却ファン等のアクセサ
リ３７、３８を駆動する。こうしてトラクション変速機
構２７、２８によって変速された回転数は第２のトラク
ション変速機構２５によって元の回転数に戻るため、各
アクセサリ３７、３８およびテールロータ４１は主ロー
タ変速制御の影響を回避でき、動作の安定化が図られ
る。
【００１８】図２は、本発明に係るエンジン減速装置を
搭載したターボシャフトエンジンの断面図である。図１
のエンジン２１、２２として、こうしたターボシャフト
エンジンを使用することができる。なお、エンジン２
１、２２は互いに同一構成であるため、エンジン２１を
例示している。
搭載したターボシャフトエンジンの断面図である。図１
のエンジン２１、２２として、こうしたターボシャフト
エンジンを使用することができる。なお、エンジン２
１、２２は互いに同一構成であるため、エンジン２１を
例示している。
【００１９】図２において、進行方向Ａの前方から吸い
込まれた空気はまず軸流式コンプレッサ８１で圧縮さ
れ、圧縮された空気はさらに遠心式コンプレッサ８２で
圧縮され燃焼器８３へ送られる。燃焼器８３へ送られた
空気は燃料を燃焼させ、発生した高温、高圧の燃焼ガス
は高圧タービン８４、８５および低圧タービン８６を回
転駆動する。高圧タービン８４は、遠心式コンプレッサ
８２を回転駆動して、燃焼ガスを高圧タービン８５へ送
る。高圧タービン８５へ送られた燃焼ガスは軸流式コン
プレッサ８１を回転駆動して、燃焼ガスは低圧タービン
８６へ送られる。低圧タービン８６へ送られた燃焼ガス
は出力軸８７を回転駆動し、燃焼ガスは後部から排気さ
れる。出力軸８７に直結される軸７０は、トラクション
変速機構２７および遊星変速機構４３から成るエンジン
減速装置４５に直結され、所望の変速比で減速される。
込まれた空気はまず軸流式コンプレッサ８１で圧縮さ
れ、圧縮された空気はさらに遠心式コンプレッサ８２で
圧縮され燃焼器８３へ送られる。燃焼器８３へ送られた
空気は燃料を燃焼させ、発生した高温、高圧の燃焼ガス
は高圧タービン８４、８５および低圧タービン８６を回
転駆動する。高圧タービン８４は、遠心式コンプレッサ
８２を回転駆動して、燃焼ガスを高圧タービン８５へ送
る。高圧タービン８５へ送られた燃焼ガスは軸流式コン
プレッサ８１を回転駆動して、燃焼ガスは低圧タービン
８６へ送られる。低圧タービン８６へ送られた燃焼ガス
は出力軸８７を回転駆動し、燃焼ガスは後部から排気さ
れる。出力軸８７に直結される軸７０は、トラクション
変速機構２７および遊星変速機構４３から成るエンジン
減速装置４５に直結され、所望の変速比で減速される。
【００２０】図３はトラクション変速機構２５、２７、
２８の一例を示す図であり、図３（ａ）（ｂ）は減速時
および増速時の正面図、図３（ｃ）は斜視図である。図
３は、ハーフトロイダル型ＣＶＴの例を示すものである
が、その他にもフルトロイダル型ＣＶＴなども本発明に
適用できる。
２８の一例を示す図であり、図３（ａ）（ｂ）は減速時
および増速時の正面図、図３（ｃ）は斜視図である。図
３は、ハーフトロイダル型ＣＶＴの例を示すものである
が、その他にもフルトロイダル型ＣＶＴなども本発明に
適用できる。
【００２１】ハーフトロイダル型ＣＶＴにおいて、入力
軸５１は加圧装置５２に固定され、加圧装置５２によっ
て押付けられる入力ディスク５３を回転駆動する。入力
ディスク５３および出力ディスク５４の内側にはトロイ
ダル曲面状の接触面が対向するように形成される。伝動
ローラ５７が入力ディスク５３および出力ディスク５４
の各接触面と接触することによって、トラクションドラ
イブが実現する。伝動ローラ５７は接触面に沿って傾転
可能なようにトラニオン５６によって軸支されている。
トラニオン５６は伝動ローラ５７の傾転軸方向（紙面垂
直方向）に沿って変位自在であり、その変位量を調整す
ることによって伝動ローラ５７の傾転角度を制御するこ
とが可能になる。
軸５１は加圧装置５２に固定され、加圧装置５２によっ
て押付けられる入力ディスク５３を回転駆動する。入力
ディスク５３および出力ディスク５４の内側にはトロイ
ダル曲面状の接触面が対向するように形成される。伝動
ローラ５７が入力ディスク５３および出力ディスク５４
の各接触面と接触することによって、トラクションドラ
イブが実現する。伝動ローラ５７は接触面に沿って傾転
可能なようにトラニオン５６によって軸支されている。
トラニオン５６は伝動ローラ５７の傾転軸方向（紙面垂
直方向）に沿って変位自在であり、その変位量を調整す
ることによって伝動ローラ５７の傾転角度を制御するこ
とが可能になる。
【００２２】ここで、伝動ローラ５７と入力ディスク５
３との接触半径をｒ１、伝動ローラ５７と出力ディスク
５４との接触半径をｒ２とすると、変速比はｒ１／ｒ２
で与えられる。図３（ａ）ではｒ１＜ｒ２であるため、
入力ディスク５３の回転数より出力ディスク５４の回転
数が減少して、減速状態となる。一方、図３（ｂ）では
ｒ１＞ｒ２であるため、入力ディスク５３の回転数より
出力ディスク５４の回転数が増加して、増速状態とな
る。こうして所望の変速比で減速または増速された出力
ディスク５４は、出力軸５５を介して外部に連結され
る。
３との接触半径をｒ１、伝動ローラ５７と出力ディスク
５４との接触半径をｒ２とすると、変速比はｒ１／ｒ２
で与えられる。図３（ａ）ではｒ１＜ｒ２であるため、
入力ディスク５３の回転数より出力ディスク５４の回転
数が減少して、減速状態となる。一方、図３（ｂ）では
ｒ１＞ｒ２であるため、入力ディスク５３の回転数より
出力ディスク５４の回転数が増加して、増速状態とな
る。こうして所望の変速比で減速または増速された出力
ディスク５４は、出力軸５５を介して外部に連結され
る。
【００２３】このようにトラクション変速機構は、変速
比を連続的に調整可能であり、しかも小型軽量な構成で
高い伝達効率を有するため、重量制限の厳しいヘリコプ
タ用の変速機構として好適である。
比を連続的に調整可能であり、しかも小型軽量な構成で
高い伝達効率を有するため、重量制限の厳しいヘリコプ
タ用の変速機構として好適である。
【００２４】図４はエンジン減速装置４５の一例を示す
構成図であり、図５はその詳細を示す断面図である。エ
ンジン減速装置４５はトラクション変速機構２７および
遊星変速機構４３などで構成され、他方のエンジン減速
装置４６も同じように構成される。
構成図であり、図５はその詳細を示す断面図である。エ
ンジン減速装置４５はトラクション変速機構２７および
遊星変速機構４３などで構成され、他方のエンジン減速
装置４６も同じように構成される。
【００２５】図４および図５において、エンジン２１の
出力軸８７と直結した軸７０は第２太陽歯車６５と連結
してエンジントルクの大部分を伝達する。軸７０のトル
クの一部は歯車７３、７５によって軸７７に分流して、
入力ディスク５３、５３ａに伝達される。さらに、入力
ディスク５３、５３ａのトルクは、トラニオン５６、５
６ａによって軸支された伝動ローラ５７、５７ａを介し
て所望の変速比で出力ディスク５４、５４ａに伝達され
る。
出力軸８７と直結した軸７０は第２太陽歯車６５と連結
してエンジントルクの大部分を伝達する。軸７０のトル
クの一部は歯車７３、７５によって軸７７に分流して、
入力ディスク５３、５３ａに伝達される。さらに、入力
ディスク５３、５３ａのトルクは、トラニオン５６、５
６ａによって軸支された伝動ローラ５７、５７ａを介し
て所望の変速比で出力ディスク５４、５４ａに伝達され
る。
【００２６】出力ディスク５４、５４ａは歯車７６に固
定され、そのトルクは歯車７６と噛合する歯車７４に伝
達され、さらに中空の軸７１と連結した第１太陽歯車６
１に伝達される。
定され、そのトルクは歯車７６と噛合する歯車７４に伝
達され、さらに中空の軸７１と連結した第１太陽歯車６
１に伝達される。
【００２７】次に遊星変速機構４３において、第１太陽
歯車６１のトルクはその外周と噛合する第１遊星歯車６
２に伝達される。第１遊星歯車６２はハウジング６０に
軸支され、かつリング歯車６３の内歯に噛合している。
そのため、第１太陽歯車６１のトルクはそのままリング
歯車６３に伝達され、別の内歯と噛合する第２遊星歯車
６４に伝達される。第２遊星歯車６４は第２太陽歯車６
５と噛合しており、第２太陽歯車６５の回転数およびリ
ング歯車６３の回転数に応じて第２遊星歯車６４の公転
回転数が決定される。第２遊星歯車６４の公転運動はキ
ャリア６６によって取り出され軸７２から出力される。
歯車６１のトルクはその外周と噛合する第１遊星歯車６
２に伝達される。第１遊星歯車６２はハウジング６０に
軸支され、かつリング歯車６３の内歯に噛合している。
そのため、第１太陽歯車６１のトルクはそのままリング
歯車６３に伝達され、別の内歯と噛合する第２遊星歯車
６４に伝達される。第２遊星歯車６４は第２太陽歯車６
５と噛合しており、第２太陽歯車６５の回転数およびリ
ング歯車６３の回転数に応じて第２遊星歯車６４の公転
回転数が決定される。第２遊星歯車６４の公転運動はキ
ャリア６６によって取り出され軸７２から出力される。
【００２８】このように変速比が連続可変であるトラク
ション変速機構２７でリング歯車６３を駆動することに
よって、遊星変速機構４３の変速比を任意に制御するこ
とができる。そのためエンジントルクの大部分は遊星変
速機構４３を経由して伝達可能になり、トラクション変
速機構２７の伝達許容トルクの低減化が可能になる。
ション変速機構２７でリング歯車６３を駆動することに
よって、遊星変速機構４３の変速比を任意に制御するこ
とができる。そのためエンジントルクの大部分は遊星変
速機構４３を経由して伝達可能になり、トラクション変
速機構２７の伝達許容トルクの低減化が可能になる。
【００２９】このように変速比可変のトラクション変速
機構を用いて、遊星変速機構の変速制御を行っているた
め、トラクション変速機構の負担が軽減され、高い信頼
性を持つ動力伝達機構を実現できる。
機構を用いて、遊星変速機構の変速制御を行っているた
め、トラクション変速機構の負担が軽減され、高い信頼
性を持つ動力伝達機構を実現できる。
【００３０】なお、以上の説明において、変速比が連続
可変であるエンジン減速装置をヘリコプタに搭載した例
を示したが、他にもティルトロータ機への応用が考えら
れる。ティルトロータ機は、固定翼機の主翼両端にエン
ジンとロータが取り付けられており、ヘリコプタと同様
に垂直離着陸を行うヘリコプタモードと、巡行飛行の際
にエンジンおよびロータを水平に変向してターボプロッ
プ機と同様な高速・長航続の飛行を行うターボプロップ
モード（エアクラフトモード）とを有する。
可変であるエンジン減速装置をヘリコプタに搭載した例
を示したが、他にもティルトロータ機への応用が考えら
れる。ティルトロータ機は、固定翼機の主翼両端にエン
ジンとロータが取り付けられており、ヘリコプタと同様
に垂直離着陸を行うヘリコプタモードと、巡行飛行の際
にエンジンおよびロータを水平に変向してターボプロッ
プ機と同様な高速・長航続の飛行を行うターボプロップ
モード（エアクラフトモード）とを有する。
【００３１】ロータの向きを変えるには種々の手法があ
るが、たとえばベル社・ボーイング社製のＶ−２２オス
プレイと称するティルトロータ機では、エンジンをセル
ごと回転させる方法が採られている。こうしたティルト
ロータ機では、ヘリコプタモードとターボプロップモー
ドとではロータの回転数が相違しており、たとえばヘリ
コプタモードでのロータ回転数を１００％とすると、タ
ーボプロップモードでのロータ回転数は約８０％に設定
される。
るが、たとえばベル社・ボーイング社製のＶ−２２オス
プレイと称するティルトロータ機では、エンジンをセル
ごと回転させる方法が採られている。こうしたティルト
ロータ機では、ヘリコプタモードとターボプロップモー
ドとではロータの回転数が相違しており、たとえばヘリ
コプタモードでのロータ回転数を１００％とすると、タ
ーボプロップモードでのロータ回転数は約８０％に設定
される。
【００３２】こうしたロータ回転数を調整する場合、従
来はエンジン回転を直接制御していたが、燃費の悪化や
補機類の性能低下が生じていた。しかし、変速比が連続
可変であるエンジン減速装置をティルトロータ機に搭載
することによって、ヘリコプタモードとターボプロップ
モードとの間でロータ回転数の調整が極めて容易にな
る。また、ヘリコプタにおいて、遠心力により制限のあ
った高回転領域でエンジンを使用することが可能になっ
て高地性能が大幅に向上する。
来はエンジン回転を直接制御していたが、燃費の悪化や
補機類の性能低下が生じていた。しかし、変速比が連続
可変であるエンジン減速装置をティルトロータ機に搭載
することによって、ヘリコプタモードとターボプロップ
モードとの間でロータ回転数の調整が極めて容易にな
る。また、ヘリコプタにおいて、遠心力により制限のあ
った高回転領域でエンジンを使用することが可能になっ
て高地性能が大幅に向上する。
【００３３】
【発明の効果】以上詳説したように本発明によれば、タ
ーボシャフトエンジンの出力軸に直結され、変速比が連
続可変であるトラクション変速機構を備えることによっ
て、小型軽量で低損失のエンジン減速装置を実現するこ
とができる。また、こうしたエンジン減速装置は、ヘリ
コプタやティルトロータ機などに搭載することによっ
て、騒音の低減化や飛行性能の向上が図られる。
ーボシャフトエンジンの出力軸に直結され、変速比が連
続可変であるトラクション変速機構を備えることによっ
て、小型軽量で低損失のエンジン減速装置を実現するこ
とができる。また、こうしたエンジン減速装置は、ヘリ
コプタやティルトロータ機などに搭載することによっ
て、騒音の低減化や飛行性能の向上が図られる。
【００３４】また、ターボシャフトエンジンの出力軸に
対してトラクション変速機構を直結することによって主
ロータの回転数を連続的に変速することが可能になるた
め、エンジン性能を最大限引き出した状態で、主ロータ
回転数の減少によって騒音の低減化が可能になり、逆に
主ロータ回転数の増加によってヘリコプタの運動性能の
向上が可能になる。
対してトラクション変速機構を直結することによって主
ロータの回転数を連続的に変速することが可能になるた
め、エンジン性能を最大限引き出した状態で、主ロータ
回転数の減少によって騒音の低減化が可能になり、逆に
主ロータ回転数の増加によってヘリコプタの運動性能の
向上が可能になる。
【００３５】また、前記トラクション変速機構の変速比
の逆数で変速する第２のトラクション変速機構を主ロー
タに設け、この第２のトラクション変速機構からの出力
トルクを分流して、テールロータやアクセサリ部を駆動
しているため、主ロータの変速制御の影響を受けずに安
定な動作が実現する。
の逆数で変速する第２のトラクション変速機構を主ロー
タに設け、この第２のトラクション変速機構からの出力
トルクを分流して、テールロータやアクセサリ部を駆動
しているため、主ロータの変速制御の影響を受けずに安
定な動作が実現する。
【図１】本発明の一実施例であるヘリコプタの動力伝達
装置を示す構成図である。
装置を示す構成図である。
【図２】本発明に係るエンジン減速装置を搭載したター
ボシャフトエンジンの断面図である。
ボシャフトエンジンの断面図である。
【図３】トラクション変速機構２５、２７、２８の一例
を示す図であり、図３（ａ）（ｂ）は減速時および増速
時の正面図、図３（ｃ）は斜視図である。
を示す図であり、図３（ａ）（ｂ）は減速時および増速
時の正面図、図３（ｃ）は斜視図である。
【図４】エンジン減速装置４５の一例を示す構成図であ
る。
る。
【図５】図４に示すエンジン減速装置４５の詳細を示す
断面図である。
断面図である。
【図６】従来のヘリコプタの動力伝達機構の一例を示す
構成図である。
構成図である。
２１、２２ エンジン ２３ａ、２４、２９、３０、３１ａ、３２ａ ベベルギ
ヤ ２３ｂ、３１ｂ、３２ｂ、３５、３６、３９ 歯車 ２５、２７、２８ トラクション変速機構 ３３ コレクタギヤ ３４ 主ロータ軸 ３７、３８ アクセサリ ４０ テールロータ軸 ４１ テールロータ ４３、４４ 遊星変速機構 ４５、４６ エンジン減速装置 ５２ 加圧装置 ５３、５３ａ 入力ディスク ５４、５４ａ 出力ディスク ５６、５６ａ トラニオン ５７、５７ａ 伝動ローラ ６０ ハウジング ６１ 第１太陽歯車 ６２ 第１遊星歯車 ６３ リング歯車 ６４ 第２遊星歯車 ６５ 第２太陽歯車 ６６ キャリア ７０、７１、７２、７７ 軸 ７３、７４、７５、７６ 歯車
ヤ ２３ｂ、３１ｂ、３２ｂ、３５、３６、３９ 歯車 ２５、２７、２８ トラクション変速機構 ３３ コレクタギヤ ３４ 主ロータ軸 ３７、３８ アクセサリ ４０ テールロータ軸 ４１ テールロータ ４３、４４ 遊星変速機構 ４５、４６ エンジン減速装置 ５２ 加圧装置 ５３、５３ａ 入力ディスク ５４、５４ａ 出力ディスク ５６、５６ａ トラニオン ５７、５７ａ 伝動ローラ ６０ ハウジング ６１ 第１太陽歯車 ６２ 第１遊星歯車 ６３ リング歯車 ６４ 第２遊星歯車 ６５ 第２太陽歯車 ６６ キャリア ７０、７１、７２、７７ 軸 ７３、７４、７５、７６ 歯車
フロントページの続き (56)参考文献 特開 平４−41935（ＪＰ，Ａ) 特開 平４−287799（ＪＰ，Ａ) 特開 平４−296241（ＪＰ，Ａ) 特開 平５−193579（ＪＰ，Ａ) 特開 平７−103304（ＪＰ，Ａ) 特開 昭61−247595（ＪＰ，Ａ) 米国特許4170437（ＵＳ，Ａ) 米国特許5214973（ＵＳ，Ａ) 米国特許4489625（ＵＳ，Ａ) 米国特許4632337（ＵＳ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) B64C 27/12 F16H 37/02
Claims (1)
- 【請求項１】 ターボシャフトエンジンの出力軸に直結
され、変速比が連続可変であるトラクション変速機構
と、 トラクション変速機構からの出力トルクによって駆動さ
れるコレクタ歯車と、コレクタ歯車に直結し、主ロータ
を回転駆動する主ロータ軸と、 コレクタ歯車に連結し、前記トラクション変速機構の変
速比の逆数で変速する第２のトラクション変速機構と、 第２のトラクション変速機構からの出力トルクによって
駆動されるテールロータおよびアクセサリとを備えるこ
とを特徴とするヘリコプタの動力伝達装置。
Priority Applications (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7104362A JP3029981B2 (ja) | 1995-04-27 | 1995-04-27 | ヘリコプタの動力伝達装置 |
| EP96200669A EP0739815B1 (en) | 1995-04-27 | 1996-03-12 | Helicopter transmission including a traction roller CVT |
| US08/615,786 US5782433A (en) | 1995-04-27 | 1996-03-12 | Engine deceleration device and power transmission device for helicopters |
| DE69613043T DE69613043T2 (de) | 1995-04-27 | 1996-03-12 | Hubschrauberantrieb mit stufenlos verstellbarem Reibrollengetriebe |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7104362A JP3029981B2 (ja) | 1995-04-27 | 1995-04-27 | ヘリコプタの動力伝達装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08296710A JPH08296710A (ja) | 1996-11-12 |
| JP3029981B2 true JP3029981B2 (ja) | 2000-04-10 |
Family
ID=14378725
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP7104362A Expired - Lifetime JP3029981B2 (ja) | 1995-04-27 | 1995-04-27 | ヘリコプタの動力伝達装置 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5782433A (ja) |
| EP (1) | EP0739815B1 (ja) |
| JP (1) | JP3029981B2 (ja) |
| DE (1) | DE69613043T2 (ja) |
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