(57)【要約】【課題】従来の遊星歯車減速機に対して同等の小型化が図れ、同等の耐久性を有しながら減速比を小さくすることが可能な航空機用減速機を提供する。【解決手段】遊星歯車機構を複数備え、動力伝達における上流側の第１遊星歯車機構９１の出力が下流側の第２遊星歯車機構９２の入力に連結され、最下流の第２遊星歯車機構９２の出力がプロペラ軸３４に連結され、第１・第２遊星歯車機構９１，９２の第１・第２サンギヤ１６，１７がそれぞれ同軸で一体的に連結されている。【選択図】図３
2009012615.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジンの出力軸に取付けられたサンギヤと、このサンギヤに噛み合う複数のプラネタリギヤと、これらのプラネタリギヤに噛み合うとともに前記サンギヤに同心円状に配置されたリングギヤと、前記複数のプラネタリギヤを回転自在に支持するキャリアとからなる遊星歯車機構を備えた航空機用減速機において、
前記遊星歯車機構を複数備え、動力伝達における上流側の遊星歯車機構の出力が下流側の遊星歯車機構の入力に連結され、最下流の遊星歯車機構の出力がプロペラ軸に連結され、
前記遊星歯車機構の各サンギヤがそれぞれ同軸で一体的に連結されていることを特徴とする航空機用減速機。
【請求項２】
前記複数のプラネタリギヤは、同一諸元にされていることを特徴とする請求項１記載の航空機用減速機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機用減速機の改良に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
従来の航空機用減速機として、歯車を複数用いて所望の減速比を得るもの（例えば、特許文献１参照。）、複数の歯車に加えて遊星歯車機構を用いるもの（例えば、特許文献２参照。）、遊星歯車機構を用いて入力軸と出力軸とを同一直線状に配置したもの（例えば、特許文献３、非特許文献１参照。）が知られている。
【特許文献１】特開平３−２１３７４９号公報
【特許文献２】特開平８−１５６８９４号公報
【特許文献３】特開２００４−２４３８４２公報
【非特許文献１】日本航空技術協会編「ピストン・エンジン」第２版、社団法人日本航空技術協会、２００４年３月２４日、ｐ．７６、図５−４９、図（ａ）、図（ｂ）
【０００３】
特許文献１の第１図を以下の図１０で説明する。なお、符号は振り直した。
図１０（ａ），（ｂ）は従来の航空機用減速機を示す第１説明図である。
（ａ），（ｂ）において、航空機用減速機２００は、エンジンのクランク軸に連結された入力軸２０１と、この入力軸２０１に取付けられた入力歯車２０２と、この入力歯車２０２に噛み合う中間歯車２０３とこの中間歯車２０３に噛み合う出力歯車２０４と、この出力歯車２０４の回転軸となる出力軸２０６と、この出力軸２０６に取付けられたプロペラ２０７とを備える。
【０００４】
特許文献２の図２を以下の図１１で説明する。なお、符号は振り直した。
図１１は従来の航空機用減速機を示す第２説明図であり、航空機用減速機としての歯車伝達機構２１０は、エンジン２１１に連結された回転軸２１２と、この回転軸２１２に取付けられたドライブギヤ２１３と、このドライブギヤ２１３に噛み合うアイドラギヤ２１４と、このアイドラギヤ２１４に噛み合うドリブンギヤ２１６と、このドリブンギヤ２１６に支軸２１７を介して取付けられたサンギヤ２１８と、このサンギヤ２１８に噛み合う複数のプラネットギヤ２２１と、これらのプラネットギヤ２２１に噛み合うとともにケーシング２２２に固定されたリングギヤ２２３と、複数のプラネットギヤ２２１を支持するとともにプロペラ２２４が取付けられたキャリア２２６とからなる。
【０００５】
特許文献３の図１を以下の図１２で説明する。なお、符号は振り直した。
図１２は従来の航空機用減速機を示す第３説明図であり、航空機用減速機としての遊星式摩擦ローラ機構２３０は、エンジン２３１の出力軸２３２に取付けられた中心ローラ２３３と、この中心ローラ２３３の外周面に接する複数の中間ローラ２３４と、これらの中間ローラ２３４に接するとともにプロペラ軸２３６に連結された外輪２３７とからなる。なお２３８はプロペラである。
【０００６】
非特許文献１の図５−４９、図（ａ），（ｂ）を以下の図１３（ａ），（ｂ）で説明する。
図１３は従来の航空機用減速機を示す第４説明図である。
（ａ）において、航空機用減速機としての遊星歯車機構２４０は、エンジンのクランク軸２４１に取付けられた主動歯車２４２と、この主動歯車２４２の内歯に噛み合う複数の遊星歯車２４３と、これらの遊星歯車２４３を支持するとともにプロペラ軸２４４に取付けられたキャリア２４６と、複数の遊星歯車２４３に噛み合うとともにケース側に固定された固定歯車２４７とからなる。なお２４８はプロペラである。
【０００７】
（ｂ）において、航空機用減速機としての遊星歯車機構２５０は、エンジンのクランク軸２４１に取付けられた主動歯車２５２と、この主動歯車２５２に噛み合う複数の遊星歯車２５３と、これらの遊星歯車２５３を支持するとともにプロペラ軸２５４に取付けられたキャリア２５６と、複数の遊星歯車２５３に噛み合うとともにケース側に固定された固定歯車２５７とからなる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
図１０に示した特許文献１では、入力軸２０１と出力軸２０６とが離れているため、これらの入力軸２０１及び出力軸２０６に直交する方向に航空機用減速機２００のケースが張り出すため、航空機用減速機２００の前面投影面積が大きくなり、航空機の空気抵抗が増大する。
【０００９】
図１１に示した特許文献２では、遊星歯車減速機構を構成するサンギヤ２１８とキャリア２２６とは一直線上に配置されるが、サンギヤ２１８に支軸２１７を介して連結されるドリブンギヤ２１６とアイドラギヤ２１４とは偏心しているため、アイドラギヤ２１４とリングギヤ２２３とが上下に張り出し、これらを収納するケーシング２２２が大型になる。
【００１０】
図１２に示した特許文献３では、出力軸２３２とプロペラ軸２３６とが一直線上に配置されるため、遊星摩擦ローラ機構２３０は小型になるが、このような遊星摩擦ローラ機構２３０においては、入力側の中心ローラ２３３と出力側の外輪２３７との外径比である減速比が大きくなる傾向があり、小さな減速比を得ることは容易ではない。
【００１１】
減速比を小さくする１つの策として、中心ローラ２３３の外径を大きくするか、外輪２３７の内径を小さくして、中心ローラ２３３の外径に外輪２３７の内径を近づけることが考えられる。
【００１２】
しかし、これでは、中心ローラ２３３と外輪２３７との間に配置される中間ローラ２３４の外径が小さくなり、中間ローラ２３４の回転数が高くなって耐久性が低下することになる。
【００１３】
減速比を小さくする他の策としては、車両の自動変速機等で用いられる２組のピニオンギヤを組み合わせた、所謂、ダブルピニオン式遊星歯車機構（特開２００１−１０８０２９の図２参照）も有効だが、２組のピニオンギヤが径方向に配列されているため、遊星歯車機構の前面投影面積が増大し、例えば、航空機の減速機に適用すると、空気抵抗が増加することになる。
【００１４】
図１３に示した非特許文献１においても、遊星歯車機構２４０，２５０は小型化が可能であるが、減速比を小さくしようとした場合に特許文献３と同様な課題が残る。
【００１５】
本発明の目的は、従来の遊星歯車減速機に対して同等の小型化が図れ、同等の耐久性を有しながら減速比を小さくすることが可能な航空機用減速機を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１６】
請求項１に係る発明は、エンジンの出力軸に取付けられたサンギヤと、このサンギヤに噛み合う複数のプラネタリギヤと、これらのプラネタリギヤに噛み合うとともにサンギヤに同心円状に配置されたリングギヤと、複数のプラネタリギヤを回転自在に支持するキャリアとからなる遊星歯車機構を備えた航空機用減速機において、遊星歯車機構を複数備え、動力伝達における上流側の遊星歯車機構の出力が下流側の遊星歯車機構の入力に連結され、最下流の遊星歯車機構の出力がプロペラ軸に連結され、遊星歯車機構の各サンギヤがそれぞれ同軸で一体的に連結されていることを特徴とする。
【００１７】
作用として、上流側の遊星歯車機構の出力が下流側の遊星歯車機構の入力に連結され、各サンギヤがそれぞれ同軸で一体的に連結されることで、下流側の遊星歯車機構のリングギヤ、キャリアの回転が一体的に連結されたサンギヤの回転によって影響を受け、減速比が小さくなる。
【００１８】
これにより、減速比を小さくするために各遊星歯車機構の各ギヤの直径を従来の遊星歯車機構に対して大きく変更する必要がないので、従来の遊星歯車機構と同等の耐久性を有し、また、従来の遊星歯車機構と同等の外形寸法にすることが可能である。サンギヤについては、複数設けられることでそれぞれの負荷が分担されて耐久性が向上する。
【００１９】
各サンギヤの負担が軽減されれば、各サンギヤの直径や歯幅を小さくすることが可能になり、航空機用減速機の軸方向及び軸直角方向の外形寸法が小さくなり、航空機用減速機が軽量になる。
【００２０】
複数の遊星歯車機構を、例えば軸方向に並べることで、航空機用減速機の軸直角方向の外形寸法が従来の減速機と同等に小さくなり、航空機用減速機の前面投影面積が小さくなる。
【００２１】
請求項２に係る発明は、複数のプラネタリギヤを、同一諸元にしたことを特徴とする。
作用として、プラネタリギヤの種類が増えず、プラネタリギヤのコストを下げることが可能になる。
【発明の効果】
【００２２】
請求項１に係る発明では、遊星歯車機構を複数備え、動力伝達における上流側の遊星歯車機構の出力が下流側の遊星歯車機構の入力に連結され、最下流の遊星歯車機構の出力がプロペラ軸に連結され、遊星歯車機構の各サンギヤがそれぞれ同軸で一体的に連結されているので、減速比を、１組の遊星歯車機構を用いた減速機よりも小さくすることができる。また、このように減速比を小さくしても、従来の遊星歯車機構と同等の耐久性を有するとともに同等の小型化を図ることができ、航空機用減速機の小型化、軽量化が図れて、航空機の機体の空気抵抗を低減することができ、しかも航空機を軽量にすることができる。
【００２３】
請求項２に係る発明では、複数のプラネタリギヤを同一諸元にしたので、プラネタリギヤの種類が増えず、プラネタリギヤのコストを低減することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２４】
本発明を実施するための最良の形態を添付図に基づいて以下に説明する。なお、図面は符号の向きに見るものとする。図中の矢印ＦＲＯＮＴは航空機前方を表している。
図１は本発明に係る航空機用減速機の断面図であり、航空機用減速機１０は、エンジンのクランク軸側から前方に延びる中継軸１３にスプライン結合された入力軸１４と、この入力軸１４に一体成形された２つの第１サンギヤ１６及び第２サンギヤ１７と、第１サンギヤ１６に噛み合う複数の第１プラネタリギヤ１８と、これらの第１プラネタリギヤ１８をそれぞれ回転自在に支持する支軸２１と、これらの支軸２１を連結する第１キャリア２２と、複数のプラネタリギヤ１８に噛み合う内歯２３ａを備えた第１リングギヤ２３と、この第１リングギヤ２３に減衰機構２４（詳細は後述する。）及びリング部材２５を介して連結された減速機ケース２６と、第１キャリア２２に取付けられた第２リングギヤ２７と、この第２リングギヤ２７に備えた内歯２７ａに噛み合うとともに第２サンギヤ１７に噛み合う複数の第２プラネタリギヤ２８と、これらの第２プラネタリギヤ２８をそれぞれ回転自在に支持する支軸３１と、これらの支軸３１を連結する第２キャリア３２と、この第２キャリア３２のめすスプライン３２ａに結合するおすスプライン３４ａが形成されるとともに入力軸１４の中空部１４ａに複数のニードルベアリング３３を介して回転自在に嵌合されたプロペラ軸３４とからなる。
【００２５】
入力軸１４は、一端部にめすスプライン１４ｂを備え、このめすスプライン１４ｂに中継軸１３に形成されたおすスプライン１３ａが結合している。なお、複数の１４ｃは、プロペラ軸３４側から半径方向外側へ潤滑油を流す潤滑油通路である。
上記の中継軸１３及び入力軸１４は、エンジンの出力軸１５を構成するものである。
【００２６】
第１サンギヤ１６と第２サンギヤ１７とは、歯幅を除いて基本諸元（歯車歯形、モジュール、歯数、基準ピッチ円直径、歯先円直径、歯厚等）が同一か、あるいは歯幅を含み、全く同一形状であってもよい。
【００２７】
第１プラネタリギヤ１８は、支軸２１に複数のニードルからなるニードルベアリング４１を介して回転自在に支持され、このニードルベアリング４１の両側方には各ニードルの位置を規制するスラストワッシャ４２，４２が配置されている。
支軸２１は、中空部２１ａと、この中空部２１ａ内からニードルベアリング４１に潤滑油を供給する潤滑油供給通路２１ｂとを備える。
【００２８】
第１キャリア２２は、第２リングギヤ２７が内周面に取付けられた主キャリア４４と、支軸２１の中空部２１ａの開口部側に取付けられるとともに入力軸１４にニードルベアリング４５を介して回転自在に嵌合された副キャリア４６とからなる。
【００２９】
第１リングギヤ２３は、入力軸１４の軸方向に沿って延びる複数の支持棒４８が複数形成され、これらの支持棒４８が減衰機構２４を介してリング部材２５に連結され、リング部材２５が減速機ケース２６に取付けられている。
【００３０】
減速機ケース２６は、航空機前方にいくほど先細り形状とされたものであり、エンジンのクランクケース５１の前端に取付けられている。
第２プラネタリギヤ２８は、支軸３１に複数のニードルからなるニードルベアリング５３を介して回転自在に支持され、このニードルベアリング５３の両側方には各ニードルの位置を規制するスラストワッシャ５４，５４が配置されている。
支軸３１は、中空部３１ａと、この中空部３１ａ内からニードルベアリング５３に潤滑油を供給する潤滑油供給通路３１ｂとを備える。
【００３１】
第２キャリア３２は、プロペラ軸３４にスプライン結合されるとともに支軸３１の中空部３１ａの開口部側に取付けられた主キャリア５６と、支軸２１に近接するように配置された副キャリア５７とからなる。
【００３２】
主キャリア５６は、減速機ケース２６にボールベアリング５８を介して回転自在に支持されている。なお、５６ａはプロペラ軸３４側から供給される潤滑油を半径方向外側に流す潤滑油通路である
プロペラ軸３４は、その前端にプロペラを取付けるためのフランジ３４ｂを備え、その後端が中継軸１３の内周面にボールベアリング６１を介して回転自在に支持されている。
【００３３】
図２は図１の２−２線断面図であり、航空機用減速機１０のリング部材２５には、エンジンのクランク軸から伝わるトルク変動を減衰させる減衰機構７０が設けられている。
リング部材２５は、上下にそれぞれ、矩形状のばね機構収納部２５Ａ，２５Ｂと、これらのばね機構収納部２５Ａ，２５Ｂを繋ぐ円弧状の連結穴２５Ｃとが形成され、左右にそれぞれ、くの字状の油圧ダンパ機構収納部２５Ｄが形成されている。
【００３４】
リング部材２５のばね機構収納部２５Ａ，２５Ｂは、ばね機構７１，７１を収納し、リング部材２５の油圧ダンパ機構収納部２５Ｄは、油圧ダンパ機構７２，７３を収納している。
減衰機構７０は、上下にそれぞれ配置されたばね機構７１，７１と、左右にそれぞれ配置された油圧ダンパ機構７２，７３とからなる。
【００３５】
２つのばね機構７１，７１は、支持棒４８を挟むように水平に並べて配置され、各ばね機構７１は、接線方向に延びるように配置されている。
ばね機構７１は、ばね機構収納部２５Ａ（及びばね機構収納部２５Ｂ）に収納された第１有底筒部材７４と、この第１有底筒部材７４に移動自在に収納された第２有底筒部材７５と、この第２有底筒部材７５内に収納されるとともに一端が第２有底筒部材７５の底７５ａに当てられた圧縮コイルばね７６と、この圧縮コイルばね７６の他端を受けるばね受け部材７７と、このばね受け部材７７に設けられたフランジ部７７ａと第１有底筒部材７４の底７４ａとの間に圧縮されて収納された複数の皿ばね７８とからなる。
【００３６】
ばね受け部材７７は、フランジ部７７ａから圧縮コイルばね７６内に延びる突出部７７ｂを備え、突出部７７ｂの先端７７ｃと、第２有底筒部材７５の底７５ａ、詳しくは、底７５ａに形成された凸部７５ｂとの間には初期隙間ＣＬを有する。
【００３７】
第１リングギヤ２３（図１参照）の支持棒４８は、リング部材２５の連結穴２５Ｃ内に挿入されるとともに、側面が２つの第２有底筒部材７５，７５の各底７５ａに当てられている。
【００３８】
油圧ダンパ機構７２，７３は、支持棒４８を挟むように上下に並べて配置されている。
油圧ダンパ機構７２は、油圧ダンパ機構収納部２５Ｄに固定された有底筒状のシリンダ部８１と、このシリンダ部８１内に移動自在に挿入されたピストン８２と、このピストン８２に連結されるとともに端部に設けられたリング部８３ａが支持棒４８に嵌合されたロッド部材８３とからなり、シリンダ部８１とピストン８２との間に油室８４が設けられ、この油室８４に満たされた作動油８５が図示せぬリザーバ室に出入りする。
【００３９】
油圧ダンパ機構７３は、油圧ダンパ機構収納部２５Ｄに固定された有底筒状のシリンダ部８９と、支持棒４８に嵌合するリング部８６ａが設けられるとともにシリンダ部８９に移動自在に収納された有底筒状のシリンダ部８６と、このシリンダ部８６内に収納されるとともに油圧ダンパ機構２５Ｄの端面２５ｇに一端が当てられたピストン８７とからなり、シリンダ部８６とピストン８７との間に油室８８が設けられ、この油室８８に満たされた作動油８５が図示せぬリザーバ室に出入りする。
上記の油室８４，８８は、空気が混入しにくいように油圧ダンパ機構７２，７３のそれぞれの下部に設けられている。
【００４０】
図３は本発明に係る航空機用減速機の動力伝達経路の模式図であり、航空機用減速機１０は、エンジン９０に近い側に配置された第１遊星歯車機構９１と、この第１遊星歯車機構９１に対して軸方向に並べられてエンジン９０から遠い側に配置された第２遊星歯車機構９２とを備える。
【００４１】
即ち、第１遊星歯車機構９１は、第１サンギヤ１６、複数の第１プラネタリギヤ１８、第１キャリア２２及び第１リングギヤ２３を備え、第２遊星歯車機構９２は、第２サンギヤ１７、複数の第２プラネタリギヤ２８、第２キャリア３２及び第２リングギヤ２７を備え、第１サンギヤ１６と第２サンギヤ１７とが同軸に一体に形成され、第１リングギヤ２３が減速機ケース２６側に連結され、第２キャリア３２がプロペラ軸３４に連結され、プロペラ軸３４にプロペラ９３が取付けられている。
【００４２】
このように、航空機用減速機１０は、２組の遊星歯車減速機構としての第１遊星歯車機構９１及び第２遊星歯車機構９２を連結して１段とした１段２組の減速機構造を有している。
【００４３】
上記したように、第１遊星歯車機構９１及び第２遊星歯車機構９２を軸方向に並べて連結したことで、航空機用減速機１０の軸直角方向の外形寸法が従来の減速機と同等に小さくなり、航空機用減速機１０の前面投影面積を小さくすることができ、航空機の機体の空気抵抗を低減することができる。
【００４４】
また、サンギヤを第１サンギヤ１６と第２サンギヤ１７というように同一の入力軸１４に２個設けることで、第１サンギヤ１６及び第２サンギヤ１７のそれぞれに荷重が分担され、負荷が軽減されるので、小径であっても耐久性を向上させることができ、また、サンギヤを大径とすることによる航空機用減速機の大型化を招くことがない。
【００４５】
第１サンギヤ１６及び第２サンギヤ１７の負荷が軽減すれば、第１サンギヤ１６及び第２サンギヤ１７の直径や歯幅を小さくすることが可能になり、第１サンギヤ１６及び第２サンギヤ１７を小型にすることができるから、航空機用減速機１０の軸方向、即ち前後方向や軸直角方向、即ち上下左右方向の外形寸法が小さくなり、小型化が図れて、航空機を軽量にすることができる。
【００４６】
減衰機構７０は、複数のばね機構７１と複数の油圧ダンパ機構７２，７３とからなり、第１リングギヤ２３と減速機ケース２６との間に設けられている。
【００４７】
以上に述べた航空機用減速機１０の作用を次に説明する。
図４（ａ），（ｂ）は航空機用減速機の作用図、図５（ａ），（ｂ）は航空機用減速機の共線図である。
図４（ａ）は比較例であり、一組の遊星歯車減速機構を用いた航空機用減速機３００を示している。
エンジン３０１のクランク軸側に連結された出力軸３０２が回転し、これに伴ってサンギヤ３０３が矢印Ｊの方向に回転数ｎｓで回転すると、複数のプラネタリギヤ３０４はそれぞれ矢印Ｋの方向に回転し、これらのプラネタリギヤ３０４の回転に伴ってキャリア３０６が矢印Ｌの方向に回転数ｎｃで回転する。
【００４８】
リングギヤ３０７は減速機ケース３０８に固定されているので、リングギヤ３０７の回転数ｎｒはゼロである。プロペラ軸３１１及びプロペラ３１２はキャリア３０６と共に回転する。
【００４９】
図４（ａ）の比較例を共線図で表すと、図５（ａ）のようになる。なお、共線図は、遊星歯車機構の減速比を求める場合に、式で求める代わりに作図で求めるようにした速度線図である。縦軸は遊星歯車機構の各回転要素の回転数（回転速度）、横軸はサンギヤ、キャリア、リングギヤ等の回転要素を表す。横軸の各回転要素の間隔はサンギヤとリングギヤとの歯数比になるように設定される。
【００５０】
図５（ａ）において、ギヤの成立性（特にプラネタリギヤの耐久性や過負荷等）の観点から、航空機のような高出力エンジンの場合、一般的にαは、α＝０．３〜０．７程度（減速比βで表すと、β＝２．４３〜４．３３）であり、減速比βを２前後に小さくすることは困難である。（物理的にみても、減速比βを２にするには、α＝１が必要になり、それはサンギヤ歯数とリングギヤ歯数が同一を意味し、物理的に成立しない。）
【００５１】
ここで、α＝ｚｓ／ｚｒ（ｚｓ：サンギヤ歯数、ｚｒ…リングギヤ歯数）、β＝（α／（α＋１））−１とする。
また、共線図の縦軸のサンギヤ入力回転数ｎｓを１とすると、α＝０．３〜０．７に相当する縦座標α／（α＋１）は、α／（α＋１）＝０．２３１〜０．４１２である。
【００５２】
図４（ｂ）は実施例（本実施形態）であり、エンジン９０のクランク軸側に連結された出力軸１５が回転し、これに伴って第１サンギヤ１６が矢印Ａの方向に回転数ｎｓ１で回転すると、複数の第１プラネタリギヤ１８はそれぞれ矢印Ｂの方向に回転し、これらの第１プラネタリギヤ１８の回転に伴って第１キャリア２２が矢印Ｃの方向に回転数ｎｃ１で回転する。
第１リングギヤ２３は減速機ケース２６側に減衰機構を介して固定されているので、ｎｒ１はゼロである。
【００５３】
第２サンギヤ１７が矢印Ｄの方向に回転数ｎｓ２（＝ｎｓ１）で回転するとともに第１キャリア２２が回転するのに伴い、第２リングギヤ２７が第１キャリア２２と同一方向に回転し、複数の第２プラネタリギヤ２８がそれぞれ矢印Ｅの方向に回転し、第２キャリア３２が矢印Ｆの方向に回転数ｎｃ２で回転し、第２キャリア３２にプロペラ軸３４で連結されたプロペラ９３も第２キャリア３２と共に回転する。
【００５４】
実施例を共線図で表すと、図５（ｂ）のようになり、２組の遊星歯車機構を組み合わせた１段減速機構とすることで、遊星歯車機構それぞれのα（α１、α２）が小さく（＝０．３〜０．７程度）とも、最終出力である第２キャリアの回転数（ｎｃ２）は小さく（＝０．５程度（０．４０８〜０．６５４）、但し、入力回転数ｎｓ２＝ｎｓ１＝１とする）なり、よって、減速比βを小さく（＝２前後（１．５３〜２．４５））することが可能である。
【００５５】
以上のことから、一組の遊星歯車機構を用いたものでは、減速比を小さく（２前後）することは容易ではなく、無理矢理に減速比を小さくしようとすると、プラネタリギヤ３０４の直径が小さくなり、プラネタリギヤ３０４の回転数が高くなって耐久性が低下するが、図４（ｂ）に示した実施例では、第１サンギヤ１６と第２サンギヤ１７とを同軸で一体的に連結する１段２組の遊星歯車減速機構としているので、第２サンギヤ１７の回転数ｎｓ２を第１サンギヤ１６の回転数ｎｓ１と同一にするとともに、第２リングギヤ２７の回転数ｎｒ２を第１キャリア２２の回転数ｎｃ１と同一とすることができ、これによって、第２サンギヤ１７と第２リングギヤ２７とで第２プラネタリギヤ２８の回転が影響を受け、第２キャリア３２の回転数ｎｃ２の回転数がより高回転となって、第１サンギヤ１６，１７の回転数に近づくため、減速比を小さく（２前後）することができる。
【００５６】
図６（ａ）〜（ｃ）は本発明に係るばね機構の作用を示す作用図である。
（ａ）はばね機構７１の作動前の状態を示している。即ち、第１リングギヤ２３（図１参照）の支持棒４８は、左右に並んだばね機構７１，７１に対して中立位置、即ち、各ばね機構７１の第２有底筒部材７５を押圧しない位置にある。
【００５７】
（ｂ）において、例えば、第１リングギヤ２３に回転力が発生し、支持棒４８が矢印Ｎの向きに回動すると、ばね機構７１の第２有底筒部材７５が第１有底筒部材７４内を移動し、圧縮コイルばね７６が圧縮されて反力が増加する。やがて第２有底筒部材７５の底７５ａの凸部７５ｂがばね受け部材７７の突出部７７ｂの先端７７ｃに当たる。
【００５８】
（ｃ）において、更に支持棒４８が矢印Ｐの向きに回動すると、第２有底筒部材７５の凸部７５ｂがばね受け部材７７の突出部７７ｂに当たった状態で、ばね受け部材７７のフランジ部７７ａが、矢印Ｑで示すように複数の皿ばね７８を押すため、圧縮コイルばね７６はそれ以上圧縮されず、複数の皿ばね７８だけが圧縮されて反力が発生する。
【００５９】
以上の（ｂ），（ｃ）では、支持棒４８が、矢印Ｎ，Ｐの向きに回動する状態を示したが、矢印Ｎ，Ｐとは反対の向きに回動して左側のばね機構７１を押圧することで上記と同様な反力が発生する。
【００６０】
図７（ａ），（ｂ）は本発明に係る油圧ダンパ機構の作用を示す作用図である。
（ａ）は油圧ダンパ機構７２，７３の作動前の状態を示している。即ち、支持棒４８が油圧ダンパ機構７２のピストン８２を移動させず、また、油圧ダンパ機構７３のシリンダ部８６を移動させない中立の位置にある。
【００６１】
（ｂ）において、例えば、第１リングギヤ２３（図１参照）に回転力が発生し、支持棒４８が矢印Ｓの向きに回動すると、油圧ダンパ機構７２のロッド部材８３と共にピストン８２が矢印Ｔで示すようにシリンダ部８１内を移動し、油室８４内の作動油８５を圧縮する。これにより、油室８４内の作動油８５はオリフィスを介してリザーバ室へ流出する際に減衰力が発生する。
【００６２】
また、支持棒の矢印Ｓの向きへの回動によって、油圧ダンパ機構７３のシリンダ部８６が矢印Ｕで示すようにシリンダ部８９内を移動するため、油室８８内の容積が拡張し、リザーバ室からオリフィスを介して油室８８に作動油が流入する際に減衰力が発生する。
以上の（ｂ）では、支持棒４８が、矢印Ｓの向きに回動する状態を示したが、矢印Ｓとは反対の向きに回動して油圧ダンパ機構７２，７３により上記と同様に減衰力が発生する。
【００６３】
図８は本発明に係る減衰機構の捩り特性を示すグラフであり、縦軸は捩りトルク、横軸は捩り角度（第１リングギヤ２３の正回転側及び負回転側の回動角度）を表す。（以下の符号については、図５及び図６も参照。）
グラフ中の捩り曲線１００は、縦軸に対して線対称で原点を通る直線部１０１と、この直線部１０１の端から延びて原点に対して点対称な曲線部１０２，１０３とからなり、直線部１０１の傾きは、ばね機構７１の圧縮コイルばね７６で発生する荷重で決まり、曲線部１０２，１０３の形状はばね機構７１の複数の皿ばね７８で発生する荷重で決まり、直線部１０１及び曲線部１０２，１０３のヒステリシストルクＴｈは、油圧ダンパ機構７２，７３のオリフィスを含めた油路の抵抗によって決まる。
【００６４】
θ１及び−θ１は、ばね機構７１の第２有底筒部材７５の凸部７５ｂがばね受け部材７７の突出部７７ｂに当たったときの捩り角度、θ２及び−θ２はばね機構７１の複数の皿ばね７８の密着によって決まる最大捩り角度である。
【００６５】
このように、捩りトルクを２段とすることで、エンジンのクランク軸から航空機用変速機に伝わる比較的小さい変動トルクに加えて、大きな変動トルクをも吸収することができる。
【００６６】
図９は本発明に係る航空機用減速機の動力伝達経路の別実施形態の模式図である。図３に示した実施形態と同一構成については同一符号を付け、詳細説明は省略する。
航空機用減速機１１０は、第１サンギヤ１６に噛み合う複数の第１プラネタリギヤ１８と、これらの第１プラネタリギヤ１８を回転自在に支持する支軸１１１と、これらの支軸１１１を連結するとともに減速機ケース２６に取付けられた第１キャリア１１２と、複数の第１プラネタリギヤ１８に噛み合う第１リングギヤ１１３と、この第１リングギヤ１１３に連結された第２リングギヤ２７と、第２サンギヤ１７に噛み合うとともに第２リングギヤ２７に噛み合う複数の第２プラネタリギヤ２８と、これらの第２プラネタリギヤ２８をそれぞれ回転自在に支持する支軸３１と、これらの支軸３１を連結する第２キャリア３２とを備える。
減衰機構７０は、第１キャリア１１２と減速機ケース２６との間に設けられている。
【００６７】
以上の図１、図３に示したように、本発明は第１に、エンジン９０（図３参照）の出力軸１５に取付けられた第１・第２サンギヤ１６，１７と、これらの第１・第２サンギヤ１６，１７に噛み合う複数の第１プラネタリギヤ１８及び複数の第２プラネタリギヤ２８と、これらの第１・第２プラネタリギヤ１８，２８に噛み合うとともに第１・第２サンギヤ１６，１７に同心円状に配置された第１・第２リングギヤ２３，２７と、複数の第１プラネタリギヤ１８及び第２プラネタリギヤ２８をそれぞれ回転自在に支持する第１・第２キャリア２２，３２とからなる第１・第２遊星歯車機構９１，９２を備えた航空機用減速機１０において、遊星歯車機構を複数備え、動力伝達における上流側の第１遊星歯車機構９１の出力が下流側の第２遊星歯車機構９２の入力に連結され、最下流の第２遊星歯車機構９２の出力がプロペラ軸３４に連結され、第１・第２遊星歯車機構９１，９２の第１・第２サンギヤ１６，１７がそれぞれ同軸で一体的に連結されているので、減速比を、１組の遊星歯車機構を用いた減速機よりも小さくすることができる。また、このように減速比を小さくしても、従来の遊星歯車機構と同等の耐久性を有するとともに同等の小型化を図ることができ、航空機用減速機１０の小型化、軽量化が図れて、航空機の機体の空気抵抗を低減することができ、しかも航空機を軽量にすることができる。
【００６８】
本発明は第２に、複数のプラネタリギヤとしての第１プラネタリギヤ１８と第２プラネタリギヤ２８とを、同一諸元にしたので、プラネタリギヤの種類が増えず、第１・第２プラネタリギヤ１８，２８のコストを低減することができる。
【００６９】
尚、本実施形態では、図１に示したように、入力軸１４に第１サンギヤ１６、第２サンギヤ１７を一体に形成したが、これに限らず、入力軸１４とは別体の第１サンギヤ１６及び第２サンギヤ１７を入力軸１４に取付けてもよい。
【産業上の利用可能性】
【００７０】
本発明の航空機用減速機は、遊星歯車機構を備えた減速機に好適である。
【図面の簡単な説明】
【００７１】
【図１】本発明に係る航空機用減速機の断面図である。
【図２】図１の２−２線断面図である。
【図３】本発明に係る航空機用減速機の動力伝達経路の模式図である。
【図４】航空機用減速機の作用図である。
【図５】航空機用減速機の共線図である。
【図６】本発明に係るばね機構の作用を示す作用図である。
【図７】本発明に係る油圧ダンパ機構の作用を示す作用図である。
【図８】本発明に係る減衰機構の捩り特性を示すグラフである。
【図９】本発明に係る航空機用減速機の動力伝達経路の別実施形態の模式図である。
【図１０】従来の航空機用減速機を示す第１説明図である。
【図１１】従来の航空機用減速機を示す第２説明図である。
【図１２】従来の航空機用減速機を示す第３説明図である。
【図１３】従来の航空機用減速機を示す第４説明図である。
【符号の説明】
【００７２】
１０…航空機用減速機、１５…出力軸、１６，１７…サンギヤ（第１サンギヤ、第２サンギヤ、１８，２８…プラネタリギヤ（第１プラネタリギヤ、第２プラネタリギヤ）、２２，３２…キャリア（第１キャリア、第２キャリア）、２３，２７…リングギヤ（第１リングギヤ、第２リングギヤ）、３４…プロペラ軸、９０…エンジン、９１，９２…遊星歯車機構（第１遊星歯車機構、第２遊星歯車機構）。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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