(57)【要約】      （修正有）【課題】ファンシャフトベアリングの実用寿命および信頼性を損なうことなくヘリコプタートランスミッションを冷却するシステムを提供する。【解決手段】ホバリング航空機のトランスミッションを冷却するためのシステム７であって、ステータ３と、トランスミッションへの熱的接続が可能な熱交換器８と、熱交換器からファン９そのものへの第１熱伝達流体の流れＰを生成して熱交換器から熱を除去するためのファンと、軸Ａを中心に回転してファンのインペラ２０ａを軸Ａを中心として回転させる回転部材１０と、軸Ａを中心とする回転のため回転部材を支持するベアリング１６とを有するシステムであり、ベアリングを冷却するための冷却手段も有し、一方、ベアリングの外側の外部環境５０から［ベアリングそのもの］への経路に沿って第２熱伝達流体の流れＱを伝導してベアリングそのものを冷却するための伝導手段４０；４２，４１，３０，２９を有するシステム７。【選択図】図２
2014069801.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ホバリング航空機（１）のトランスミッション（６）を冷却するためのシステム（７）であって、
ステータ（３）と、
前記トランスミッション（６）への熱的接続が可能な熱交換器（８）と、
前記熱交換器（８）から前記ファン（９）への第１熱伝達流体の流れ（Ｐ）を生成して前記熱交換器（８）から熱を除去するためのファン（９）と、
軸（Ａ）を中心として回転して前記ファン（９）のインペラ（２０ａ）を前記軸（Ａ）を中心に回転させる回転部材（１０）と、
前記軸（Ａ）を中心とする前記ステータ（３）に対する回転のため前記回転部材（１０）を支持するベアリング（１６）と、
を有し、
前記ベアリング（１６）を冷却するための冷却手段を有し、
前記冷却手段が、前記ベアリング（１６）を冷却するように、前記ベアリング（１６）の外側の外部環境（５０）から前記ベアリング（１６）への経路に沿って第２熱伝達流体の流れ（Ｑ）を伝導するための伝導手段（４０；４２，４１，３０，２９）を有する、
システム。
【請求項２】
前記伝導手段（４０；４２，４１，３０，２９）が、
前記回転部材（１０）により画定されて前記外部環境（５０）への流体接続が可能である第１空洞（４１）と、
前記ベアリング（１６）が面するとともに、前記インペラ（２０ａ）が作動する時に前記ベアリング（１６）の外側の前記外部環境（５０）よりも低圧状態である第２空洞（２９）と、
を有し、
前記第２空洞（２９）が前記インペラ（２０ａ）により画定される、
ことを特徴とする、請求項１に記載のシステム。
【請求項３】
前記回転部材（１０）が、前記第１および第２空洞（４１，２９）を接続する開状態の第１軸方向端部（４４）を有することを特徴とする、請求項２に記載のシステム。
【請求項４】
前記伝導手段（４０；４２，４１，３０，２９）が前記第２熱伝達流体の前記流れ（Ｑ）のためのいくつかの入口開口部を有して、前記回転部材（１０）の各貫通孔（４２）により前記入口開口部が画定され、前記外部環境（５０）に面する側と前記第１空洞（４１）に面する反対側とで前記孔（４２）が開口することを特徴とする、請求項２または３に記載のシステム。
【請求項５】
前記回転部材（１０）が、
前記孔（４２）を画定する側面（４３）と、
前記第１軸方向端部（４４）と反対にある閉状態の第２軸方向端部（４７）と、
を有することを特徴とする、請求項４に記載のシステム。
【請求項６】
前記軸（Ａ）に対して角度を成して固定されるディフューザ（２０ｂ）を前記ファン（９）が有し、
前記伝導手段（４０；４２，４１，３０，２９）が、前記ディフューザ（２０ｂ）により画定され、前記第２熱伝達流体が通過し、前記第１空洞（４１）および前記第２空洞（２９）に流体接続される第３空洞（３０）を、有する、
ことを特徴とする、請求項２から５のいずれか一つに記載のシステム。
【請求項７】
前記第３空洞（３０）が前記回転部材（１０）の前記第１軸方向端部（４４）で前記第１空洞（４１）に流体接続され、
前記第３空洞が、前記軸（Ａ）について前記回転部材（１０）の前記第１軸方向端部（４４）の径方向外側にある前記第３空洞（３０）の区分で、前記第２空洞（２９）に流体接続されることを特徴とする、請求項６に記載のシステム。
【請求項８】
前記ディフューザ（２０ｂ）が、前記第１熱伝達流体の前記流れ（Ｐ）の流れる方向において入口区分（２４）と反対の出口区分（２５）とを有し、
前記ディフューザ（２０ｂ）と前記ファン（９）とが、前記第２熱伝達流体の前記流れ（Ｑ）のための環状通路（４５）をともに画定し、
前記環状通路（４５）が、前記ディフューザ（２０ｂ）の前記入口区分（２４）と前記第２空洞（２９）とに流体接続されて、前記ディフューザ（２０ｂ）の前記出口区分（２５）への前記第２熱伝達流体の前記流れ（Ｑ）の流通を可能にする、
ことを特徴とする、請求項６または７に記載のシステム。
【請求項９】
前記回転部材（１０）の径方向外側に前記ベアリング（１６）が配置され、
前記熱交換器（８）と反対の側で前記第３空洞（３０）が前記第２空洞（２９）から径方向に先細りとなり、前記第２熱伝達流体の前記流れ（Ｑ）を最初に前記第３空洞（３０）の内部で遠心経路に沿って、次に前記ベアリング（１６）に隣接する前記第２空洞（２９）へ伝導するように、前記第３空洞（３０）の最大径方向サイズが前記ベアリング（１６）と前記軸（Ａ）との間の径方向距離より大きいこととを特徴とする、請求項６から８のいずれか一つに記載のシステム。
【請求項１０】
ホバリング航空機（１）のトランスミッション（６）を冷却する方法であって、
軸（Ａ）を中心に回転して前記システム（７）のステータ（３）に対してベアリング（１６）により支持される回転部材（１０）によって冷却システム（７）のファン（９）の前記インペラ（２０ａ）を作動させるステップと、
前記熱交換器（８）から熱を引き出すように、前記トランスミッション（６）に熱的接続される熱交換器（８）から前記ファン（９）への第１熱伝達流体の第１流れ（Ｐ）を生成するステップと、
を有し、
前記ベアリング（１６）を冷却するステップと、
前記ベアリング（１６）の外側の外部環境（５０）から前記ベアリング（１６）そのものへの経路に沿って第２熱伝達流体の第２流れ（Ｑ）を伝導するステップを有する、方法。
【請求項１１】
前記インペラ（２０ａ）を作動させる前記ステップが、前記ベアリング（１６）の環境を前記冷却システム（７）の外側の前記外部環境（５０）の圧力より低い圧力に移行させるステップを有することを特徴とする、請求項１０に記載の方法。
【請求項１２】
前記伝導ステップが、前記回転部材（１０）により画定される第１空洞（４１）へ前記第２流れ（Ｑ）を伝導するステップを有することを特徴とする、請求項１０または１１に記載の方法。
【請求項１３】
前記伝導ステップが、前記軸（Ａ）に対して角度を成して固定される、前記ファン（９）のディフューザ（２０ｂ）により画定される第２空洞（３０）へ前記第１空洞（４１）から前記第２流れ（Ｑ）を伝導するステップを有し、
前記第１空洞（４１）から前記第２空洞（３０）へ前記第２流れ（Ｑ）を伝導する前記ステップが、前記軸（Ａ）についての遠心経路に沿って前記第２流れ（Ｑ）を伝導するステップを有する、
ことを特徴とする、請求項１１または１２に記載の方法。
【請求項１４】
前記伝導ステップが、前記インペラ（２０ａ）により画定されて前記ベアリング（１６）を収容する第３空洞（２９）へ前記第２空洞（３０）から前記第２流れ（Ｑ）を伝導するステップを有し、
前記第２空洞（３０）から第３空洞（２９）へ前記第２流れ（Ｑ）を伝導する前記ステップが、前記第３空洞（２９）の内部で渦流を生成するステップを有する、
ことを特徴とする、請求項１３に記載の方法。
【請求項１５】
前記第２流れ（Ｑ）を伝導する前記ステップが、前記第１流れ（Ｐ）が通過する前記ディフューザ（２０ｂ）の入口区分（２４）へ圧力勾配によって前記第２流れ（Ｑ）を伝導するステップを有することを特徴とする、請求項１３または１４に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ホバリング航空機のトランスミッションを冷却するためのシステムに関連する。
【０００２】
本発明はまた、ヘリコプターなどのホバリング航空機のトランスミッションを冷却する方法にも関連する。
【背景技術】
【０００３】
周知のように、ヘリコプターは通常、メインおよび／またはテイルロータへ、および／または搭載機器の動作に動力を供給する様々な補助装置へ、一つ以上のタービンから動力を伝達するためのいくつかのトランスミッションを備える。
【０００４】
潤滑流体、一般的にはオイルは、可動部品の潤滑と冷却の両方を行うためトランスミッションの内部において周知の方式で循環する。
【０００５】
効果的な潤滑および冷却のために、トランスミッションの内部で循環する潤滑流体は冷却されなければならない。
【０００６】
それゆえ、ヘリコプターは、
‐トランスミッションオイルと冷却システム内で循環する空気との間で熱を交換するための熱交換器と、
‐熱交換器からファンそのものへの気流を生成するためのファンと、
を実質的に有する冷却システムを備えている。
【０００７】
より詳しく述べると、気流は熱交換器、ゆえにトランスミッションから熱を引き出して、約１２５℃の温度でファンを流れる。
【０００８】
冷却システムはまた、
‐ケーシングと、
‐駆動部材に接続されてファンを回転させるシャフトと、
‐ケーシングに対してシャフトを支持する一つ以上のベアリングと、
を有する。
【０００９】
熱交換器からファンへの高温気流は、ベアリング周囲のエリアを加熱することで、その実用寿命および信頼性を低下させる。
【００１０】
そのため、ファンシャフトベアリングの実用寿命および信頼性を損なうことなくヘリコプタートランスミッションを冷却するシステムについての必要性が、業界内で痛感されている。
【００１１】
周知のヘリコプタートランスミッション冷却システムは、特許文献１および特許文献２に記載されている。
【００１２】
特許文献３は、ステータと、熱交換器への熱伝達流体の流れを生成するためのファンと、軸を中心に回転してファンのインペラを回転させるシャフトと、軸を中心とするステータに対する回転においてシャフトを支持するベアリングとを有する、航空機のトランスミッションを冷却するためのシステムを開示している。
【００１３】
ファンが熱交換器へ向けられる熱伝達流体の流れを生成するため、特許文献３のベアリングに実質的な過熱の危険が生じることはない。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１４】
【特許文献１】英国特許第５９１，９８２号明細書
【特許文献２】韓国特許出願公開第２０１００１０９７１７号明細書
【特許文献３】欧州特許出願公開第２４０９９１９号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１５】
本発明の目的は、簡単で低費用な方式で上記の需要を満たすように設計されたヘリコプタートランスミッション冷却システムを提供することである。
【課題を解決するための手段】
【００１６】
本発明によれば、請求項１によるホバリング航空機のトランスミッションを冷却するためのシステムが提供される。
【００１７】
本発明は、請求項１０によるホバリング航空機のトランスミッションを冷却する方法にも関連する。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
本発明の好適で非限定的な実施形態が、添付の図面を参照して例として説明される。
【図１】本発明による冷却システムを有するヘリコプターの斜視図を示す。
【図２】図１の冷却システムの軸方向断面を示す。
【図３】明瞭化のため部品が取り除かれた図１の冷却システムを示す。
【発明を実施するための形態】
【００１９】
図１の数字１は、二つのタービン２とメインロータ４とテイルロータ５とを有するヘリコプターを指している。
【００２０】
ヘリコプター１は、各搭載機器に動力を供給するなどのため周知の各補助装置（不図示）へタービン２の一つから動力を伝達するためのいくつかの二次トランスミッション６を有する。
【００２１】
トランスミッション６の一つは、欧州特許出願第０５４２５４７０．１号に記載されたタイプのものである。
【００２２】
ヘリコプター１は、トランスミッション６の内部を循環する潤滑流体を冷却するための冷却システム７を有する。
【００２３】
システム７（図２および３）は実質的に、
‐ステータ３と、
‐トランスミッション６に隣接して熱的に接続されたラジエータなどの熱交換器８と、
‐ファン９と、
‐軸Ａを中心に回転するシャフト１０と、
を有する。
【００２４】
ファン９は熱交換器８の下流に配置され、実質的には、軸Ａを中心としてシャフト１０により回転されるインペラ２０ａと、軸Ａに対して固定されてインペラ２０ａの下流に配置されるディフューザ２０ｂとを有する。
【００２５】
ファン９は、熱伝達流体―図の例ではステータ３の内部の高温空気―の流れＰ（図２では薄い矢印で示される）を熱交換器８からディフューザ２０ｂへ循環させ、トランスミッション６から熱を引き出してその潤滑オイルを冷却する。
【００２６】
流れＰの流れる方向において、ステータ３は実質的に、
‐トランスミッション６の固定部にフランジ３５により固定されるケーシング１１と、
‐ケーシング１１に固定されてディフューザ２０ｂの一部を形成する管形体２３と、
‐管形体２３に接続されて、ファン９の、熱交換器８と反対の側に配置される出口管１３（図２および３には概略的にのみ図示）と、
を有する。
【００２７】
より詳しく述べると、ケーシング１１は、
熱交換器８に面する入口１２を画定してファン９を収容する湾曲部分３３と、
部分３３から突出してフランジ３５によりトランスミッション６の固定部に接続される軸方向部分３４と、
を有する。
【００２８】
より詳しく述べると、部分３３は、熱交換器８とディフューザ２０ｂの管形体２３との間に挿置されている。
【００２９】
図の例において、ケーシング１１は湾曲している、および／またはアルミニウム製である。
【００３０】
シャフト１０は、一部が部分３３に、一部が部分３４に収容されている。
【００３１】
インペラ２０ａは実質的に、
‐シャフト１０に固定される主として径方向の壁部１４と、
‐軸Ａに対して傾斜して壁部１４の両側から延在する壁部１５と、
‐軸Ａを中心に角度を成して離間し、壁部１４と反対の側で壁部１５から径方向に突出し、ディフューザ２０ｂに隣接して熱交換器８と反対に部分３３の壁部から環状間隙により分離されるいくつかのブレード１９と、
を有する。
【００３２】
ブレード１９はケーシング１１の内部の高温空気と相互作用して、入口１２に低圧を生成し、流れＰを生成する。
【００３３】
内部において、インペラ２０ａはベアリング１６を収容する空洞２９を画定する。
【００３４】
流れＰにより掃引されて、インペラ２０ａはシステム７の動作中に高温となりベアリング１６に熱を伝達し、ベアリングはこうしておよそ１２５℃の温度で作動する。
【００３５】
熱交換器８からディフューザ２０ｂへの流れＰの方向において、インペラ２０ａはまた、
‐ブレード１９の上流にある壁部１５の部分とケーシング１１の部分３３の内壁部との間で径方向に延在する、ブレード１９の上流の環状入口区分３７と、
‐壁部１４の下流にある壁部１５の部分とケーシング１１の部分３３の内壁部との間で径方向に延在する、ブレード１９の下流の環状出口区分３８と、
を有する。
【００３６】
図の例では、インペラ２０ａの作用によって、出口区分３８が外部環境５０よりも低圧とされる。
【００３７】
ファン９は、空洞２９の内部で圧力を径方向に分散させる。
【００３８】
より詳しく述べると、ファン９が動いている時に、シャフト１０に近接した空洞２９の径方向最内部エリアは、ファン９の入口区分３７よりも低圧の状態である。
【００３９】
ディフューザ２０ｂは実質的に、
‐熱交換器８から離間する方向においてファン９から径方向に先細りとなる弓形体２１と、
‐弓形体２１から軸Ａに向かって突出するいくつかのリブ２２と、
‐弓形体２１を囲繞する管形体２３と、
‐軸Ａを中心に角度を成して離間し管形体２３と弓形体２１との間に延在するいくつかのブレード２６と、
を有する。
【００４０】
管形体２３と弓形体２１とは、流れＰのための入口区分２４と出口区分２５とを画定する。
【００４１】
入口区分２４と出口区分２５とは、軸Ａについて環状である。
【００４２】
ディフューザ２０ｂの入口区分２４は、ファン９に面する管形体２３の軸方向端部２７とファン９に面する弓形体２１の端部２８との間で径方向に画定される。
【００４３】
ディフューザ２０ｂの出口区分２５は、端部２７の反対にある管形体２３の端部３１と弓形体２１の対応部分３２との間において径方向に画定される。
【００４４】
図の例において、管形体２３は軸Ａについての円錐台の形状であり、端部２７から端部３１まで先細りになっている。
【００４５】
内部において、弓形体２１は、インペラ２０ａから離間する方向に端部２８から径方向に先細りとなる空洞３０を画定する。
【００４６】
空洞３０はインペラ２０ａの側で開状態であって空洞２９と流体連通し、インペラ２０ａと反対の側では閉状態である。
【００４７】
インペラ２０ａの壁部１５の径方向内側にある空洞２９の部分には、ベアリング１６が収容されている。
【００４８】
ベアリング１６は、シャフト１０およびファン９に装着されるブシュ１７とディフューザ２０ｂのリブ２２に固定されるフランジ１８との間で、径方向に挿置されている。
【００４９】
ブシュ１７は、軸Ａについてフランジ１８の径方向内側に配置されている。
【００５０】
より詳しく述べると、ベアリング１６は弓形体２１の端部２８の径方向内側に配置されて、インペラ２０ａの壁部１４とリブ２２との間において軸方向に挿入され、そのためファン９およびディフューザ２０ｂによってベアリング１６が外部環境５０よりも低圧の状態となる。
【００５１】
システム７は、ベアリング１６を冷却するように、第２熱伝達流体―すなわち周囲温度の空気―の流れＱ（図２には太線矢印で示されている）を外部環境５０からベアリング１６への経路に沿って伝導するための伝導手段４０を有する、ベアリング１６を冷却するための冷却手段を有すると好都合である。
【００５２】
伝導手段４０が外部環境５０と空洞３０との間の圧力勾配のみを用いて流れＱを伝導する、つまりインペラ２０ａの他にポンプなどの動力装置を必要としないことに留意するのは重要である。
【００５３】
より詳しく述べると、伝導手段４０は、軸Ａと同軸にシャフト１０に形成される空洞４１と、弓形体２１により画定される空洞３０と、インペラ２０ａにより画定される空洞２９とを有する。
【００５４】
空洞４１は、シャフト１０の側面４３にあるいくつかの孔４２を通して外部環境と流体連通し、ディフューザ２０ｂにより画定される空洞３０と流体連通している。
【００５５】
より詳しく述べると、シャフト１０は、
‐ディフューザ２０ｂの側に配置されて空洞４１を空洞３０に流体接続する開状態の軸方向端部４４と、
‐端部４４と反対にステータ３の外部にある閉状態の軸方向端部４７と、
を有する。
【００５６】
孔４２は、ケーシング１１の部分３４の内部に収容される、端部４４と反対の表面４３の部分に形成される。
【００５７】
より詳しく述べると、孔４２は角度を成して等しく離間し、外部環境５０を空洞４１に流体接続する。
【００５８】
より詳しく述べると、ケーシング１１の部分３４に形成されて外部環境５０を部分３４の内部と流体接続するスロット３６の上で、軸Ａについて径方向に孔４２が形成される。
【００５９】
そのため、軸Ａを中心とするシャフト１０のいかなる位置についても、外部環境５０からスロット３６を通って部分３４へ、また部分３４の内部から孔４２を通って空洞４１へ、流れＱが流通する。
【００６０】
インペラ２０ａとディフューザ２０ｂとは、流れＱのための環状通路４５を間に画定する。
【００６１】
通路４５は、出口管１３と流体連通して、流れＱを流れＰとともに出口管１３へ排出する。
【００６２】
より詳しく述べると、壁部１５の環状端部４６と弓形体２１の端部２８との間に通路４５が延在する。
【００６３】
より詳しく述べると、端部４６は径方向外側に空洞３０を画定する。
【００６４】
通路４５はまた、空洞３０とディフューザ２０ｂの入口区分２４とを流体接続する。
【００６５】
ファン９が動いている時に、通路４５は空洞２９および３０よりも低い静圧状態であることを、出願人は観察した。
【００６６】
トランスミッション６が動いている時に、内部の潤滑オイルは過熱する。
【００６７】
熱交換器８のために、ステータ３の中の空気は約１２５℃の温度に達する。
【００６８】
軸Ａを中心とするシャフト１０の回転は、インペラ２０ａを回転させる。
【００６９】
インペラ２０ａの回転は、熱交換器８から出口管１３へ流れて熱交換器８から、そのためトランスミッション６から熱を引き出す高温空気の流れＰを生成する。
【００７０】
より詳しく述べると、流れＰはインペラ２０ａの入口区分３７を流れてブレード１９と相互作用を行い、出口区分３８に沿ってインペラ２０ａから流出する。
【００７１】
インペラ２０ａはこうして、高温空気の流れＰに取り囲まれる。
【００７２】
ファン９の作用は、外部環境５０の圧力に対して入口区分３７の内部の圧力を低下させる。
【００７３】
出願人は、外部環境５０とベアリング１６を収容する空洞２９のエリアとの間におよそ数ｋＰａの圧力差を観察した。
【００７４】
ファン９は、周囲温度の空気の流れＱを発生させる。
【００７５】
より詳しく述べると、圧力差は、部分３４のスロット３６を通して、またシャフト１０の孔４２を通して、シャフト１０の内部の空洞４１へ流れＱを引き入れる。
【００７６】
ここから、圧力差は、端部４４を通してディフューザ２０ｂの空洞３０へ流れＱを引き入れる。
【００７７】
インペラ２０ａにより生じる圧力差は最初に、（図２に示された経路に沿って）ディフューザ２０ｂの空洞３０の径方向最外部エリアへ、つまり軸Ａに対して遠心方向に流れＱを向ける。
【００７８】
流れＱは次に空洞２９へ流入してその内部に渦流領域を生じさせ、こうしてベアリング１６に達してこれを冷却する。
【００７９】
通路４５は空洞２９および３０の低静圧点であり、流れＱは次に通路４５を通ってディフューザ２０ｂの入口区分２４へ流入し、ここで流れＰと合流する。
【００８０】
最終的に、流れＰおよびＱはディフューザ２０ｂの固定ブレード２６と相互作用を行って、ディフューザ２０ｂの出口区分２５から出口管１３へと流れる。
【００８１】
本発明によるシステム７および方法の長所は、上記の説明から明らかであろう。
【００８２】
すなわち、流れＱはベアリング１６を冷却し、こうして約１２０℃などの高温でベアリング１６が作動するのを防止することによりその信頼性を向上させる。
【００８３】
外部環境５０と空洞２９および３０との間の静圧の差によって流れＱが発生し、ファン９により生じる静圧の差を用いてベアリング１６が冷却される、つまりさらなる駆動装置の必要がない。
【００８４】
流れＱは、シャフト１０の空洞４１、ディフューザ２０ｂの空洞３０、およびインペラ２０ａの空洞２９へ流入し、これは、周知の冷却システムに通常は存在する部品の他には追加構成部品を必要とせずにこの流れが生じることを意味している。
【００８５】
しかし、添付の請求項の保護範囲を逸脱することなく、ここに説明および図示されたシステム７および方法に変更が加えられてもよいことは明白である。
【図１】
2014069801.tif 000003
【図２】
2014069801.tif 000004
【図３】
2014069801.tif 000005
【外国語明細書】
2014069801000001.pdf
2014069801000002.pdf
2014069801000003.pdf
2014069801000004.pdf