JPS61247595A - ツインエンジンヘリコプタ用主変速ギアボツクス - 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】 〔産業上の利用分野〕 本発明はツインエンジンヘリコプタ用主変速ギアボック
スに係り、より詳細には２つの主駆動山車列を有し、こ
の各山車列が各エンジンの出力軸に結合されて上記２基
のエンジンの出力を合成すると共に、その出力を直接に
又は１段以上の減速部を介して間接的に上記ヘリコプタ
の主回転翼に伝達し、これと同様にエンジントラブル発
生の場合に故障していない方のエンジンを緊急最大出力
にし、その出力を、上記２つの主変速歯車列に配分する
という方法で、主回転翼駆動軸に伝達する主変速ギアボ
ックスに関する。

〔従来技術及び問題点〕

ヘリコプタ用主変速ギアボックスの満たすべき機能は、
エンジンの出力を確実に回転翼に伝達することであり、
この回転翼は、通常、１箇の主回転翼即ち揚力発生用回
転翼と１箇の平衡回転翼即ちヘリコプタの後部回転翼で
ある。上記エンジンの出力はシャフト即ち通常極めて短
い垂直な軸によって主変速ギアボックスに入力され、こ
のギアボックスは中央に減速装置を有する構造である。

このギアボックスはエンジンから受ける全入力の大部分
を上記主回転翼に伝達し、上記全入力の一部を歯車列、
変速軸及び少なくとも１箇の補助変速ギアボックスを含
む補助変速装置により平衡回転翼に伝達する。

最近の成るツインエンジンヘリコプタはほぼ３段の減速
装置を含む主変速ギアボックスを備え、その１つの減速
装置はベベルギア列より成り、他の２つの減速装置は円
筒形歯車列より成る。その最終段減速装置、所謂ギアボ
ックスの出力装置には必ず減速比の大きい歯車列と直径
の大きい中央ピニオン所謂中央歯車があり、この中央歯
車は主回転翼の駆動軸と直接一体に回転し、この中央歯
車によって２基のエンジンの出力が合成される。

このような一般的な構造の主変速ギアボックスでは、全
変速装置の最終段ピニオンの軸は、中央に付加的な歯車
はつくが、主回転翼の軸と同軸である。このような構造
は、変速装置自体を主回転翼の軸に軸承で固定し、これ
に付加的な中央歯車を回転するように取り付けるには都
合が良い。それと同様に、上記構造によってヘリコプタ
の減速比を大きくすることができる。その理由は上記出
力装置が主変速ギアボックスの上の円錐形のケーシング
に設けられるからである。上記構造の他の長所は主回転
翼を主変速ギアボックスと一体に制御できる点にある。

その理由は、上記中央歯車が大形だからであるが、同じ
理由で大形の通気路を通すことができるのも長所である
。この通気路は主回転翼の頭部、例えば回転翼主軸の位
置に取り付けざるを得ないからである。

然しながらこのような構造には、航空機例えばヘリコプ
タにとって大きな欠点を有する。それは重量が極めて重
いことである。例えば２基のエンジンが作動している時
に、そのトルク゛は主回転翼の駆動軸に２対の歯によっ
て伝達されるが、エンジンが１基しか作動していない時
に上記トルクの伝達に関与するのは１対の歯だけである
。この歯の寸法は対応する荷重に耐え得るように選定さ
れ、そのために製造し使用するピニオンは巾も厚さも大
きく、従って重量も重くなる。更に注意すべきことは、
このような諸元の歯は極めて好ましくないことである。

その理由は、１基のエンジンが故障して残る１基のエン
ジンだけで飛行する場合に、この作動中のエンジンの緊
急最大出力を主変速ギアボックスに伝達しなければなら
ず、そのために主変速ギアボックスを作動中のエンジン
の出力軸と補助歯車に直接接結しなければならないから
である。上記緊急最大出力は各エンジンについて連続最
大出力より約５０乃至６０％大きく、これは１基のエン
ジンの出力でエンジンが２基とも作動している状態に近
づけるためである。

上記理由から、ヘリコプタのエンジンと回転翼との間で
トルクを伝達するための新しい装置が既に提案されてお
り、この装置では、上記構造の余分な重量のほとんど全
部は、上記各変速装置が各エンジンと上記補助歯車とを
結合させる構造であるために、その諸元を対応するエン
ジンの緊急最大出力の函数として選定しなければならな
かったことに基因することに着目して、この余分な重量
を削り落した。

このような変速装置はフランス特許第２２６１１７９号
に開示されており、この装置は２つの主変速装置を有し
、この各変速装置は歯車列と変速軸を有し、このうちの
１つは捻りに対する成る余裕度を有し、２基のうちの１
基のエンジンの出力軸のトルクを主回転翼のほぼ垂直な
駆動軸に伝達しようとするものであり、各主変速装置は
入力軸を有し、この入力軸は対応するエンジンに接続さ
れ、そのエンジンのフリーホイールと出力軸により駆動
され、このエンジンの上記出力軸とほぼ一直線に並び、
上記各主変速装置は第１減速装置第２減速装置とを有し
、この第１減速装置はベベルギア列は上記入力軸で駆動
される第１ベベルピニオンを有し、この第１ベベルピニ
オンは第２ベベルピニオンに咬合し、この第２ベベルピ
ニオンはほぼ垂直なトランスミッション軸及び第２減速
装置と一体であり、第２減速装置は円筒形歯車列を有し
、この歯車の端部ピニオンはほぼ垂直な第１変速軸と一
体であって補助歯車に咬合し、この補助歯車は上記２つ
の主変速装置に共通であって上記主回転翼の駆動軸に接
続され、上記主変速装置は１つの補助変速装置を有し、
この補助変速装置は１箇以上の円筒形のピニオンと変速
軸を含み、この変速軸は上記ヘリコプタの平衡回転翼に
接続されて上記１基又は２基のエンジンの出力トルクの
一部を上記平衡回転翼伝達し、主変速装置の接続装置は
円筒形歯車列を有し、上記２つの主変速装置を連結して
、上記２基のうちの一方のエンジンが故障した時に、作
動する方のエンジンの出力トルクを上記作動中のエンジ
ンの主変速装置と上記故障したエンジンの主変速装置の
少なくとも第２減速装置とに配分して、上記補助歯車を
上記２つの主変速ｖ４置が咬合している端部ピニオンで
常に駆動する。

上記フランス特許では、上記第４変速装置の歯車列に共
通のアイドラピニオンがあり、このアイドラピニオンが
主回転翼の下端部と２つの円筒形ピニオンの周囲で回転
し、この２つの各円筒形ピニオンは上記アイドラピニオ
ンに咬合すると共に上記２つの主変速装置の一方のほぼ
垂直な変速軸の強固な下部の上端部と一体である。上記
各円筒形のピニオンは対応する主変速装置の端部ピニオ
ンに接続され、上記共通の補助歯車に咬合し、この補助
歯車は共通の出力ピニオンであり、主回転翼の駆動軸の
両端部の間でこの駆動軸と共に回転し、この回転は対応
するほぼ垂直な変速軸の上部によって行なわれ、この変
速軸の上部は上記対応する主変速装置の捻りに対して成
る程度の余裕度を有する軸上にある。

このような構造では、エンジンの出力トルクは、アイド
ラピニオンと円筒形のピニオンによって、２つの端部ピ
ニオンに配分され、この２つの端部ピニオンは共通の補
助歯車に咬合しているので、一方のエンジンが故障した
時に、他方の作動中のエンジンの緊急最大出力が上記エ
ンジンの対応する主変速装置によって、この主変速装置
の第２減速装置に配分される。従って、上記２つの主変
速装置はそれぞれ、その第２減速装置に対する入力を行
なうためには大型になざるを得ず、従ってこの主変速装
置の重量を充分に軽減することができない。

更に上記補助歯車は上記アイドラピニオンに咬合し、捻
りに対する余裕度を有すると共に垂直に上に延びる軸に
よって、共働するピニオンに接続され、このピニオンは
上記共通の補助歯車に咬合する。これと同時にこの補助
歯車は、すいちよくに下に延びる軸によって第２ベベル
ギア列の第１ピニオンに接続され、この第２ベベルギア
列の第２ピニオンはほぼ水平な出力軸を駆動し、この駆
動軸は上記エンジンの出力トルクの一部を平衡回転翼に
伝達する軸となる。従って、上記補助変速装置は、３本
の変速２箇のピニオンと、２箇のベベルピニオンの列と
を有するので、重く且つ複雑になる。

〔発明の目的、概要及び効果〕

本発明によれば、主回転翼と、平衡回転翼と、出力軸を
有する２基のエンジンとを備えたヘリコプタ用の主変速
装置を提供することができ、この主変速装置は、上記主
回転翼に接続される垂直な駆動軸と、上記各エンジンを
上記垂直な駆動軸に接続するための２つの主変速機構と
を有し、上記各主変速機構は入力装置を有し、この入力
装置は入力軸を有し、この入力軸は上記共働するエンジ
ンの出力軸により回転駆動されるように取り付けられ、
上記ギアボックスは上記入力軸により回転駆動される第
１変速軸を備えた第１減速装置と、上記第１変速軸に駆
動される第１ベベルピニオンと、上記第１ベベルピニオ
ン及び第２ベベルピニオン駆動用第２変速軸に咬合する
第２ベベルピニオンと、第３ピニオンを含む第２減速装
置とを有し、この第３ピニオンは上記第２変速軸及び歯
車により駆動され、この歯車は上記両主変速機構の第３
ピニオンに咬合すると共に上記垂直な変速軸及び第３変
速機構に接続され、この第３変速機構は歯車列を有し、
この歯車列が上記２つの主変速機構を接続させるギアボ
ックスにおいて、上記歯車列は入力用ピニオンを有し、
この入力用ピニオンは各主変速機構の上記入力軸と、こ
の入力軸のまに配設された１１１１以上の中間ピニオン
に回転できるように装着され、この中間ピニオンは上記
入力用ピニオンに咬合接続され、上記第１変速軸は上記
第１ベベルピニオンと上記入力用ピニオンとのｒｌで延
びると共にねじりに対して余裕度を有する。

このような構造で上記２基のエンジンの出力を上記第２
減速装置の段階で合わせるには、上記２つの主変速機構
を、第３人力装置の段階で、第３変速機構により連結さ
せ、１基のエンジンのみで飛行する場合には、そのエン
ジンの緊急最大出力を、上記主変速機構に、その入力装
置を用いて配分する。従って、上記２つの主変速機構を
合わせた寸法は上記緊急最大出力又はその配分された駆
動力を変速するだけで充分であるから、その変速１１の
軸、ピニオン、軸承、更にはそのケースの重量を極めて
軽くすることができる。

この長所は、ねじりに対して余裕度を有する所謂ねじり
軸を、本発明に基いて、主変速機構の第１減速装置の前
に取り付ければ、より顕著になり、上記フランス特許の
ねじり軸に加えられるトルクよりも小さいトルクに対応
する寸法で足りる。その理由は、上記軸は、上記トルク
が加えられる時には、上記２つのエンジンの正常作動時
の出力軸の回転速度よりも高速回転するからである。

上記共通の補助歯車の下に、主回転翼の駆動軸の下端部
を中心として回転するように取り付けられたアイドラピ
ニオンがないので、本発明に基く主変速機構の垂直方向
の大きさを上記フランス特許の機構よりもかなり小さく
することができる。

これと動揺に、平衡回転翼を本発明に基く主変速機構で
駆動するための装置は、上記主変速機構の入力軸に接続
された第３変速機構の歯車列の一方の１箇の中間ピニオ
ンと、上記１箇の中間ピニオンと一体であって上記平衡
回転翼の方向に延びるトランスミッション軸とのみで構
成し、このトランスミッション軸を上記第３変速機構の
性質に従って上記主変速機構の入力軸に平行に、即ち上
記エンジンの出力軸に平行にすれば、このトランスミッ
ション軸は上記２基のエンジンの出力軸の軸線を含む平
面上でほぼ水平に延び、この構造は上記変速軸を上記ヘ
リコプタの後部の平衡回転翼の近傍にある上記補助変速
ギアボックスまで延ばすのに極めて好都合である。従っ
て、平衡回転翼を駆動するために、上記フランス特許の
ような共通の補助歯車とベベルギア列に咬合さぜるピニ
オンは不要になる。

上記２つの入力用ピニオン及び中間ピニオン又は第３変
速機構のピニオンの欠点は螺旋歯である点である。この
第３変速機構は、１箇の中間ピニオンを設け、この中間
ピニオンをこの第３変速機構に入力するための２つのピ
ニオンの間で、この２つのピニオンにそれぞれ咬合させ
るが、又は多数の中間ピニオンを設け、この中間ピニオ
ンの中の１箇を平衡回転翼駆動用変速軸駆動用ピニオン
とし、このピニオンを上記第３変速機構に入力するため
の少なくとも１箇のピニオンに接続させ、上記中間ピニ
オンの他の少なくとも１箇を用いて少なくとも１つの付
属機器、例えば交流発電機、油圧ポンプ、又は回転翼ブ
レーキを駆動させるようにすることができる。後者の場
合、上記２本の入力軸の離間距離を良くできる長所があ
る。この離間距離は例えばエンジン全体の外寸によって
決まるものであり、この１間距離を長くできるというこ
とは、上記第３変速機構が奇数の中間ピニオンを有し、
この中間ピニオンの中の１箇を平衡回転翼のトランスミ
ッション軸の駆動ピニオンとして上記第３変速機構の２
箇の各ピニオンに接続させ、上記奇数の中間ピニオンの
残余のピニオンを相互に咬合させて重量と負荷の配分を
平衡させる構造にできる長所と唸る。

上記エンジンがその出力袋フに一体のフリーホイールを
含まないタイプがある場合には、本発明に基く主トラン
スミッションギアボックスへの各入力軸は、対応するエ
ンジンから出力軸への接続をフリーホイールで行ない得
る長所を有する。

本発明に基く主変速ギアボックスでは、上記２つの主変
速機構の入力装置の連結を第３変速機構で行なうことが
できるので、上記１群の変速機構は極めて安定する。こ
のように安定が極めて良くなるために、１基のエンジン
のみで飛行する場合に上記２つの主変速機構にエンジン
の出力を配分するためにねじり軸を設ける必要が生ずる
。このねじり軸はそれぞれ、上記第３変速機構の１箇の
入力ピニオンを対応する第１減速装置のベベルピニオン
に接続する。黙しながら他方、上記ピニオンを上記１群
の変速機構の中の幾つかの変速機構の歯に同時に咬合さ
せるためには、咬み合せ要領や製造時の許容誤差を変え
なければならない。このようにすれば上記同時咬合を成
る程度できるようにはなるが、上記変速軸にねじりに対
する余裕度を持たせ、その各端部にスプラインを設け、
この一方の端部のスプラインに他方の端部のスプライン
に対するオフセット角を与える方が、上記同時咬合のた
めに好ましい。その単純な実施例としては、上記ねじり
に対する余裕度を持たせたトランスミッション軸の各端
部に多数のスプラインを設け、このスプラインの数を反
対側の端部のスプラインの数と同数にしないようにする
。

これと同じ目的で、上記第３変速機構に入力するための
２箇の螺旋歯のピニオンの少なくとも一方を、その軸線
に沿って移動させて上記第３変速機構の全てのピニオン
の歯に同時に咬合するように調節できるものにする。

第１の実施例では、上記フランス特許と同様、上記共通
の補助歯車を主回転翼の駆動軸と共に回転させ、この補
助歯車の螺旋歯を上記第１ピニオンの歯に合わせる。

然しながら、ヘリコプタが大型の場合は、上記共通の補
助歯車と主回転翼の駆動軸との間に周転形減速歯車の形
の減速装置を１箇以上設けることもできる。

（実施例） 以下、本発明を図を参照して詳細に説明する。

第１図にツインエンジン型ヘリコプタの変速ギアボック
スを示す。このツインエンジン型ヘリコプタには２基の
タービンエンジン（図示せず）がほぼ並列に搭載され、
この各タービンエンジンの出力軸にフリーホイールが取
り付けられる。上記出力軸は同一平面上に相互平行、且
つ上記ヘリコプタの機軸に平行である。

上記各エンジンは主変速機構を駆動し、この変速機構の
入力部は水平な入力軸１，１′を有し、この入力軸１，
１′の長手方向の軸線は上記エンジンの出力軸の軸線と
一致し、この出力軸に上記入力軸１，１′が直接接続さ
れる。上記エンジンの出力の伝達方向の下流側端部、い
わゆるエンジンの反対側端部で、螺旋歯を有する円筒形
ピニオン２又は２′に上記各入力軸１，１′が一体に取
り付けられる。上記主変速機構の入力部は更に第２変速
軸３又は３′を有し、この第２変速軸３゜３′は主変速
ギアボックス作動中のねじり力に対して成る程度余裕度
を有する、いわゆるねじり軸であり、このシャフトはピ
ニオン２又は２′及び入力軸１又は１′と同軸である。

上記ねじり軸３゜３′の上流側端部には所定数の外部ス
プライン４又は４′が形成され、このスプライン４又は
４′はこれに対応するピニオン２又は２′の短いカラー
の内部スプラインに係合し、この短いカラーは上記ピニ
オン２又は２′の、これに対応する入力軸１又は１′の
反対側の面に設けられる。その下流側端部にそれぞれ捻
り軸３又は３′が形成され、この捻り軸３又は３′に異
る数の外部スプライン５又は５′が設けられ、この外部
スプライン５又は５′は、ベベルギア列の第１ベベルピ
ニオン７又は７′の広い方の面の短いカラーの中の内部
スプラインに咬合し、この内部スプラインは上記外部ス
プラインと凹凸相補う形状であり、上記ベベルギア列は
螺旋歯と第１減速装置６又は６′を有する。上記第１ベ
ベルピニオン７または７′は上記減速袋Ｗ１６又は６′
の第２ベベルピニオン８又は８′と咬合し、この第２ベ
ベルピニオン８又は８′は事実上変速ギアボックスであ
り、この変速ギアボックスの垂直軸は垂直変速軸９又は
９′の下端部と一体に回転する。この垂直変速軸９又は
９′の上端部は、その下端部と同様、円筒形ピニオン１
１又は１１′と一体に回転し、このピニオン１１又は１
１′は螺旋歯を有し、この円筒形ピニオン１１又は１１
′は第２減速装置１０又は１０′を形成する歯車列に対
する入力ピニオンとなり、この第２減速装Ｗ１１０又は
１０′は歯車即ち補助歯車１２を有し、この補助歯車１
２は螺旋歯を有し、この螺旋山林上記２つのピニオン１
１．。

１１′にそれぞれ咬み合う。従って式補助歯車１２は上
記２本の主変速機構に共通の歯車となり、上記２基のエ
ンジンの合成出力を受ける。上記補助歯車１２は垂直な
中央変速軸１３の下端部と一体に回転し、この中央変速
軸１３の上端部は遊星歯車列１４の円筒形の直線歯を有
する太陽歯車１５を回転駆動し、この遊星歯車列１４は
主トランスミッションギアボックスの出力減速装置を形
成する・これと同様に、この遊星歯車列より成る出力減
速装置１４は円筒形の衛星ピニオン１６を有し、この衛
星ピニオン１６は上記太陽歯車１５の周囲に均等に配設
されてそれぞれこの太陽歯車１５及びその外側の円筒形
の環状歯車１７に咬合する。この環状歯車１７は内側に
直線−を有する。

上記衛星ピニオン１６は、共通の衛星歯車のケージ（図
示せず）に、この衛星ピニオン自体の縦軸を中心として
回転するように、公知の方法で装着されて、垂直軸１８
の下端部と共に回転する。この垂直軸１８は上記ヘリコ
プタの主回転翼の駆動軸であり、上記太陽歯車１５、垂
直な中央変速軸１３及び共通の補助歯車１２と同軸であ
り、且つ、上記衛星歯車列より成る出力減速装置１１４
を介して大きいトルクを受ける。

上記２つの主変速機構は、第３変速機構゛部ち接続機構
によって、この主変速機構の入力装置と同じ高さで組み
合わされ、第３変速機構は螺旋歯を有する円筒形の歯車
の列１９より成る。この第３変速機構１９は２箇のピニ
オン２，２′と中間ピニオン２０とを有し、この中間ピ
ニオン２０は上記ピニオン２．２′の間にあってこの両
ピニオン２．２′に咬合する。更に、この中間ピニオン
２０は水平な補助変速軸２１の前端部と一体に回転し、
この補助変速軸２１は上記ヘリコプタの後部の平行回転
翼にトルクを伝達する軸となる。従って、上記中間ピニ
オン２０は補助変速機構の出力ピニオンを形成し、この
補助変速機構は平行回転翼に対して上記２つの主変速機
構の入力軸１゜１′のトルクの一部を伝達し、上記２つ
のピニオン２．２′はそれぞれ上記第３変速機構１９の
１箇のピニオンを形成し、この第３変速機構の歯車列１
９は、上記エンジンの一方が故障した時に、作動してい
る方のエンジンの出力を上記２つの主変速機構歯車列と
補助変速機構の歯車列に配分する。上記２つの主変速機
構の歯車列は第３変速機構の歯車列１９によって連結さ
れ、この歯車列１９は２本の入力軸１．１′で主トラン
スミッションギアボックスへの入力部を形成するので・
この装置は冗長性を有することになる・従って・荷重を
適当に配分すると共に、何部かの相互に咬み合うピニオ
ンを同時咬合させるように調整できるようにするために
、上記接続に捻りに対する成る程度の余裕を持たせる必
要がある。　　　　′この荷重を適当に配分するに必要
な捻りに対する余裕度は、捻り軸３，３′によって形成
され、この各捻り軸は上流側の第３変速機構の歯車列１
９の対応する入力ピニオン２．２′と、下流側の第１減
速段６又は６′の対応するベベルピニオン７又は７′と
の間に取り付けられる。

上記同時咬合のための調整は、粗調整と微調整により行
なう。この粗調整は、上記捻り軸３゜３′の上流側端部
のスプライン４又は４′と、上記捻り軸３，３′の下流
側端部のスプライン５又は５′とのオフセット角を利用
して行ない、このオフセット角は上記スプライン４又は
４′と、スプライン５又は５′との数の差に、より設定
する。

上記微調整は上記人力ピニオン２，２′を上記第３変速
機構の歯車列１９に、このピニオン２又は２′をその軸
線に沿って移動させた後に整合させることにより行なう
。これができるのは、ピニオン２又は２′の歯が螺旋形
であり、このピニオンをその軸線方向に移動させること
により歯が接触する位相に応じてこのピニオンを前方又
は後方に回転させ得るからであり、この精度の高い微調
整によって上記ピニオンの歯を互いに同時に咬合させる
ことができる。上記ピニオン２又は２′の軸線方向の精
密な位置決あは、例えば、１箇以上のくさびを差し込み
、フランジで、上記入力軸１又は１′、を支持する軸承
のハウジングを支持し、上記入力軸と上記軸承を収めた
ケーシングを支持するという簡単な方向で行なうことが
できる。

従って、この構造の主変速ギアボックスを全備重量約４
０００　Ｋｇのツインエンジンヘリコプタに取り付け、
各エンジンの連続最大出力が５００　ｋｗである場合に
、２基のエンジンを作動させれば、上記主変速機構の歯
車列の各歯車に対する荷重分布は５００ｋＷを若干下回
る程度であり、従って上肥土回転翼の軸１８に加わる力
は１．ＯＯＯｋｗより若干少なく、上記エンジンの出力
の残余の部分は平衡回転翼及び交流発電機、油圧ポンプ
、回転翼ブレーキその他の付属機器（図示せず）の動力
となり、作動するエンジンが１基であり、上記第３変速
歯車列１９によってエンジン出力の２／３が上記作動中
のエンジンに接続された主変速歯車列に配分され、エン
ジン出力の残りの１／３が停止しているエンジンに接続
された主変速歯車列に配分され、上記作動中のエンジン
の緊急最大出力が７５０　ｋｗであるとすれば、上記作
動中のエンジンに接続された主変速歯車列に伝達される
力は約５００　ｋｗであり、上記他方の主変速歯車列に
伝達される力は約２５０ｋｗにすぎず、従って上記主４
回転翼に伝達される力は７５０ｋｗより少し少なく、残
りの力は上述のように平衡回転翼及び付属機器に伝達さ
れる。

上記第３変速歯車列がない場合には、各駆動歯車列に伝
達される力はエンジンの一最人出力である７５０ｋｗで
あって５００　ｋＷではない。これは、特に上記第２減
速装置１０又は１０にとって極めて危険なことは明らか
である。

エンジンの出力軸、従って上記入力軸１．１′の回転速
度は約８００　Ｏｒｐｍであり、何段かの減速を経た後
の変速軸９，９′の回転速度は約４７００　ｒｐｍであ
り、主回転翼の軸１８の回転速度は約３２０ｒＥ）−で
あり、平衡回転翼用変速軸２１の回転速度は約４０００
　ｒｐ−である。

この例では、上記ピニオン１１．１１’及び円筒形歯車
１２は直線歯であって螺旋歯ではない。

第２図に略図で示した主変速ギアボックスの多くの特性
は、第１図によって説明した変速ギアボックスと共通で
あるから、同−又は類似の部分に対しては（できるだけ
）同一の符号を使用し、その細部について再度の説明を
省略し、この２つの変速ギアボックスの主な相違点を第
２図と第１図を比較しながら説明する。

重要な相違点の１つは、第２図の主変速ギアボックスに
は衛星歯車を使用する減速部がないことである。この場
合、回転翼駆動軸（図示せず）の下端部は円筒形の中央
補助歯車１２′と一体に回転し、この中央補助歯車１２
′は螺旋歯を有し、この歯車は両方の主変速歯車列に共
通であって、円筒形ピニオン１１．１１’　と咬合し、
このピニオン１１．１１’　は第２減速装置の螺旋歯を
有し、上記ギアボックスの出力部を形成する。

中央の中間ピニオン２０′は、平衡回転翼に対する変速
軸２１′と一体に回転し、水平な中間ピニオン２２又は
２２′によって上記入力ピニオン２．２′にそれぞれ接
続され、即ちそれぞれ対応する入力ピニオン２．２′に
咬合する。この２つの中間ピニオン２２．２２’はそれ
ぞれ、交流発電機、油圧ポンプ、回転翼ブレーキその他
の付属機器（図示せず）を駆動する軸２３又は２３′の
後端部と一体に回転する。

上記軸２３．２３’　は強固な入力軸１．１’　。

２１′及び捻り軸３．３′と平行に、且つエンジンの方
向即ち第２図に示すように反対方向に延びる。

上記中間ピニオン２２．２２’は補助的なものであり、
これは上記主変速ギアボックスの一方の側部その他の部
分から付属機器のハウジングを直接駆動するためのもの
である。これらの機器は全て、一方のエンジンが故障し
た場合でも作動を継続するものであり、上記水の入力軸
１．１′の間隔が広い場合に上記第３歯車列を取り付け
る場合にも有用である。この入力軸１．１′の間隔は、
ヘリコプタに搭載するエンジンの外径によって決まる。

最後に、エンジンの出力部にフリーホイールがな（、上
記各入力軸１．１′が対応するエンジンの出力軸２４．
２４’　に、第２図に示すようにフリーホイール２５又
は２５′によって結合されている場合について説明する
。

上記エンジンの出力軸２４．２４’　、上記ギアボック
スの入力軸１，１′及び捻り軸３，３の回転速度が６．
ｏｏｏｒｐｍであるのに対し、上記２つの主変速歯車列
の第１変速装置６．６′及び第２変速装置１０．１０’
の減速比と上記第３変速歯車列の減速比は、上記垂直な
トランスミッション軸９，９′が約１，５００ｒｐｍ、
主回転翼駆動軸が約３５０ｒｐｍ、平衡回転翼の変速軸
２１′が約４０００　ｒＥＩＩで回転するようにする。

この例の場合も、先に説明した例と同様、捻りに対する
余裕度は両端部のスプライン数の異る捻り軸３，３′に
よって与えられ、この構造によってピニオンの同時咬合
のための粗調整が可能であり、これと同様、螺旋歯を有
するピニオン２゜２′の一方をその軸線方向に適当な距
離移動させた後に整合させることにより微調整を行なう
ことができる。

【図面の簡単な説明】

第１図はツインエンジンヘリコプタ用の本発明に基く３
段減速型主トランスミッションギアボックスの斜視図、
第２図はツインエンジンヘリコプタ用の２段減速型主ト
ランジスタギアボックスの斜視図である。 １．１′・・・入力軸、２．２′・・・ピニオン、３゜
３′・・・第２変速軸、４．４’　、５．５’・・・外
部スプライン、６．６′・・・第１変速装置、７．７′
・・・第１ベベルピニオン、８．８′・・・第２ベベル
ピニオン、９，９′・・・垂直変速軸、１０．１０’・
・・第２減速装置、１１．１１’・・・円筒形ピニオン
、１２．１２’・・・補助歯車、１３・・・中央変速着
、１４・・・衛星歯車列、１５・・・太陽歯車、１６・
・・衛星ピニオン、１７・・・環状歯車、１８・・・主
回転翼の軸、１９・・・第３変速機構、２０．２０’・
・・中間ピニオン、２１．２１’・・・補助変速軸、２
２．２２’・・・中間ピニオン、２３．２３’・・・軸
、２４．２４’・・・エンジンの出力軸。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、回転翼と、平衡回転翼と、出力軸を有する２基のエ
   ンジンとを有するヘリコプタに使用される変速ギアボッ
   クスであって、上記主回転翼に接続される垂直な駆動軸
   と、上記各エンジンを上記垂直な駆動軸に接続するため
   の２つの主変速機構とを有し、上記各主変速機構は入力
   装置を有し、この入力装置は入力軸を有し、この入力軸
   は上記共働するエンジンの出力軸により回転駆動される
   ように取り付けられ、上記ギアボックスは上記入力軸に
   より回転駆動される第１変速軸を備えた第１減速装置と
   、上記第１変速軸に駆動される第１ベベルピニオンと、
   上記第１ベベルピニオン及び第２ベベルピニオン駆動の
   第２トランスミッション軸に咬合する第２ベベルピニオ
   ンと、第３ピニオンを含む第２減速装置とを有し、この
   第３ピニオンは上記第２トランスミッション軸及び歯車
   により駆動され、この歯車は上記両主変速機構の第３ピ
   ニオンに咬合すると共に上記垂直な駆動軸及び第３変速
   機構に接続され、この第３変速機構は歯車列を有し、こ
   の歯車列は上記２つの主変速機構を接続させるギアボッ
   クスにおいて、上記歯車列は入力用ピニオンを有し、こ
   の入力用ピニオンは各主変速機構の上記入力軸と、この
   入力軸のまに配設された１箇以上の中間ピニオンに回転
   できるように装着され、この中間ピニオンは上記入力用
   ピニオンに咬合接続され、上記第１変速軸は上記第１ベ
   ベルピニオンと上記入力用ピニオンとの間で延びると共
   にねじりに対して余裕度を有することを特徴とするツイ
   ンエンジンヘリコプタ用主変速ギアボックス。 ２、上記入力用ピニオンと、上記中間ピニオン又は上記
   第３変速機構のピニオンとは、螺旋歯を有する円筒形ピ
   ニオンであることを特徴とする特許請求の範囲第１項に
   記載のツインエンジンヘリコプタ用主変速ギアボックス
   。 ３、上記第３変速機構は上記１箇の中間ピニオンを含み
   、この中間ピニオンは上記２つの入力用ピニオンのそれ
   ぞれに咬合すると共にこの２つの入力用ピニオンの間に
   上記平衡回転翼を駆動するように配設されることを特徴
   とする特許請求の範囲第１項に記載のツインエンジンヘ
   リコプタ用主変速ギアボックス。 ４、２つの中間ピニオンが設けられ、この中間ピニオン
   は上記第１中間ピニオンに咬合すると共に上記２つのに
   りようピニオンのそれぞれ咬合し、それにより上記第１
   中間ピニオンに咬合し、上記第２中間ピニオンは上記ヘ
   リコプタの各付属機器を駆動するように取り付けられる
   ことを特徴とする特許請求の範囲第３項に記載のツイン
   エンジンヘリコプタ用主変速ギアボックス。 ５、上記２本の第１変速軸の少なくとも一方がその両端
   部にスプラインを有し、この一方の端部のスプラインは
   上記他方の端部のスプラインに対してオフセット角を有
   する形状であることを特徴とする特許請求の範囲第１項
   に記載のツインエンジンヘリコプタ用主変速ギアボック
   ス。 ６、上記２本の第１変速軸の少なくとも一方は、その両
   端部に多数のスプラインを有し、このスプラインの数は
   上記両端部において同数でないことを特徴とする特許請
   求の範囲第１項に記載のツインエンジンヘリコプタ用主
   変速ギアボックス。 ７、上記２つの入力用ピニオンは螺旋歯を有し、この入
   力用ピニオンの少なくとも一つはその軸線方向に移動し
   て上記第３変速機構のステップのピニオンの歯に同時に
   咬合するように調節されることを特徴とする特許請求の
   範囲第２項又は第３項の何れかに記載のツインエンジン
   ヘリコプタ用主変速ギアボックス。 ８、上記補助歯車は上記主回転翼の駆動軸と一体であり
   、上記歯車及びこれに咬合する第３ピニオンは直線歯を
   有することを特徴とする特許請求の範囲第１項に記載の
   ツインエンジンヘリコプタ用主変速ギアボックス。 ９、垂直な第３変速軸が設けられ、この第３変速軸は上
   記歯車に強固に結合され、周点円型歯車列は出力歯車の
   減速装置を構成し、上記出力トルクを上記第３変速軸か
   ら上記駆動軸に伝達することを特徴とする特許請求の範
   囲第１項に記載のツインエンジンヘリコプタ用主変速ギ
   アボックス。 １０、フリーホイール継手が上記各入力軸と共働するよ
   うに設けられることを特徴とする特許請求の範囲第１項
   に記載のツインエンジンヘリコプタ用主変速ギアボック
   ス。