JP4700113B2

JP4700113B2 - 航空機用発電装置

Info

Publication number: JP4700113B2
Application number: JP2009026220A
Authority: JP
Inventors: 龍彦五井; 謙一郎田中; 正英中村; 浩二渡辺
Original assignee: Kawasaki Jukogyo KK
Current assignee: Kawasaki Motors Ltd
Priority date: 2009-02-06
Filing date: 2009-02-06
Publication date: 2011-06-15
Anticipated expiration: 2029-02-06
Also published as: US8449431B2; EP2216530B1; EP2216530A2; EP2216530A3; US20100200692A1; CA2692065C; JP2010179815A; CA2692065A1

Description

本発明は、航空機用エンジンに連結されて一定回転数で発電機を駆動する航空機用発電装置に関するものである。

従来、大型航空機用の発電装置には、無段変速機を用いることにより、エンジン回転数にかかわらず発電機を一定回転数で回転させて一定周波数の電力を発生する、ＩＤＧ（ Integrated Drive Generator：駆動機構一体型発電装置）方式を採用したものが知られている。さらに、ＩＤＧ方式の発電装置には、トラクション無段変速機に、これの低い機械効率を補うための遊星歯車変速機を組み合せ、これら変速機の間で動力分流軸により伝達動力を分配して負担させるパワースプリット方式の定速駆動装置を備えたものが知られている（特許文献１参照）。

一方、航空機用エンジンには、圧縮機および高圧タービンを連結する中空の高圧軸と、この高圧軸の内部に挿通されてファンと低圧タービンとを連結する低圧軸とを備えた２軸式が多く採用されている。ここで、前記パワースプリット方式の定速駆動装置を備えた航空機用発電装置では、遊星歯車変速機が固定変速比で動作することから、定速駆動装置全体の変速比は２：１程度以内に制限されるので、前記２軸式の場合には、定速駆動装置の入力軸が回転数の変動が少ない高圧軸に連結されている。また、航空機用発電装置は、通常、ギヤボックスととともに航空機用エンジンの下方に取り付けられている（非特許文献１参照）。

特許第３４４０２８７号公報

Richard C. McClungによる"Constant Speed 4ooHz Aircraft Electric Generation System",Aerospace Meeting,Hyatt House (Airport), Los Angeles, December 3-6, 1979

従来のＩＤＧ方式の発電装置の出力は９０ｋＶＡ程度であったが、近年の航空機では、電気化の進展に伴って２００ｋＶＡ以上の大発電容量が要求されるようになっている。このような２００ｋＶＡ以上の大きな大容量発電を行おうとすれば、トラクション無段変速機のディスクなどが大型化して発電装置全体の外形が大きくなる。特にパワースプリット方式の発電装置では、トラクション無段変速機の入力軸、発電機の回転軸および動力分流軸が互いに平行で、かつ軸方向から見て三角形を形作る配置とされるので、大きな厚みとなって航空機用エンジンの下方に大きく出っ張ってしまい、エンジンと発電装置を覆うナセルの前面の面積が増大して、その分だけ機体の空気抵抗も増大するので、燃費やエミッションの点で不利となる。

また、発電装置が航空機用エンジンの高圧軸に連結されていると、航空機の電気負荷が２００ｋＶＡ以上に大きくなった場合には、高圧軸系の作動に問題が生じるので、好ましくない。これに対し、発電装置を負荷の制限がない低圧軸に連結すると、低圧軸の回転数変動が大きいことから、２：１以内の変速比で発電機を定速回転するのが難しくなる。

そこで、本発明は、大容量発電を行う構成とする場合においても、航空機用エンジンに対しこれの前面の面積が増大するのを抑制し、かつ大きな変速比の変化にも対応できる航空機用発電装置を提供することを目的とする。

上記目的を達成するために、本発明に係る航空機用発電装置は、航空機用エンジンにより駆動される発電装置であって、前記エンジンの回転軸に連結されるトラクション変速機と、前記トラクション変速機の出力により駆動される発電機と、前記トラクション変速機の出力により駆動される潤滑油用のオイルポンプユニットとを備え、前記トラクション変速機、発電機およびオイルポンプユニットが、それぞれ、エンジンの軸心と平行な軸心を有し、軸心方向位置が互いに重なった状態で、軸心方向と直交する上下方向に並んで配置されている。

本発明の航空機用発電装置によれば、遊星歯車変速機を廃止したので、大容量発電を達成するためにトラクション変速機のディスクなどを大型化した場合であっても、トラクション変速機、発電機およびオイルポンプユニットを上下に並べて配置した構造により、全体として縦長で厚みの薄いスリムな形状、つまり航空機用エンジンの側面に対し出っ張りの少ない状態で好適に取り付けられる形状となり、航空機の空気抵抗の増大を抑制して燃費の悪化を防止できる。また、トラクション変速機を使用しているから、変速比の大きな変化にも対応できるので、例えば回転数変動の大きいエンジン低速軸に連結して大容量発電を容易に実現できる。

本発明において、前記発電機、トラクション変速機およびオイルポンプユニットの各軸心が互いに平行で、かつ前記トラクション変速機の軸方向から見て弓形の配置ライン上に配置されていることが好ましい。この構成によれば、発電装置を航空機用エンジンの側部に取り付けたときに、弓形の配置ラインは航空機用エンジンの湾曲した側面に沿うので、発電装置の外形の側方への出っ張り量を小さくして、航空機用エンジンを覆うナセルの形状を、航空機用エンジンの前面の面積の増大を抑制する好適な形状とすることができる。

前記弓形の配置ライン上に配置する構成において、前記トラクション変速機と前記発電機との間をギヤ連結するアイドラ軸を有し、このアイドラ軸に、前記トラクション変速機の出力ギヤに噛み合う第１中間ギヤと、前記発電機の入力ギヤに噛み合う第２中間ギヤとが設けられていることが好ましい。この構成によれば、トラクション変速機の出力ギヤと第１中間ギヤとのギヤ比および第２中間ギヤと発電機の入力ギヤとのギヤ比の設定により２段階に増速できるので、小形の第１および第２中間ギヤを用いながらも、トラクション変速機の出力回転数を所定回転数まで増速して発電機に伝達することができる。これにより、所要の大きな発電容量を得ることができるとともに、発電中の回転速度を高速化してトルクを減らすことで、発電装置全体の形状の大型化や重量の増大を防止することができる。

また、前記アイドラ軸を有する構成において、前記アイドラ軸の軸心が前記弓形の配置ラインよりも内側に偏位していることが好ましい。この構成によれば、弓形の配置ラインに沿って各々の軸心が配置された発電機、トラクション変速機およびオイルポンプユニットに対し、これらの内側、つまりエンジン軸心寄りにアイドラ軸が位置するので、装置全体の上下方向の寸法の増大を抑制することができる。

本発明において、さらに、前記トラクション変速機、発電機およびオイルポンプユニットを収納するケースを備え、前記ケースの底部に潤滑油を貯留するオイル溜まりが形成されており、前記発電機は前記トラクション変速機の上方に配置され、前記オイルポンプユニットは前記トラクション変速機の下方に配置されているのが好ましい。この構成よれば、オイルポンプユニットを下方に配置したことで、ケース底部のオイル溜まりから円滑に潤滑油を吸引して潤滑対象部分に供給することができる。さらに、発電機は、トラクション変速機の上方に配置されているから、下方の潤滑油に浸るのを避けることができるので、発電機の回転数を高くしても、発電機による潤滑油のかきまぜ損失を抑制できる。

本発明において、前記オイルポンプユニットは、前記トラクション変速機の軸心と平行な単一のボンプ軸心を持つ吸引側ポンプおよび供給側ポンプを有していることが好ましい。この構成によれば、吸引側と供給側の両ポンプが同心上に位置するから、両ポンプの軸心と直交する方向の寸法が小さくなるので、発電装置１の前面面積を小さくして空気抵抗を抑制できる。

本発明の航空機用発電装置によれば、全体として縦長で厚みの薄いスリムな形状、つまり航空機用エンジンの側面に対し出っ張りの少ない状態で好適に取り付けられる形状となり、航空機の空気抵抗の増大を抑制して燃費の悪化を防止できる。また、変速比の大きな変化にも対応できるので、大容量発電を容易に実現できる。

本発明は、図面を参考にした以下の実施形態の説明から一層明瞭に理解されるであろう。しかしながら、実施形態および図面は単なる図示および説明のためのものであり、本発明の範囲を定めるために利用されるべきものではない。本発明の範囲は特許請求の範囲によって定まる。複数の図面における同一の符号は、同一または相当部分を示す。

本発明の一実施形態に係る航空機用発電装置のエンジンへの連結状態を示す概略側面図である。同上の航空機用発電装置のエンジンへの取付状態で示す正面図である。同上の航空機用発電装置の正面図である。同上の航空機用発電装置の側面図である。同上の航空機用発電装置の縦断面図である。同上の航空機用発電装置のケース内の構造を示す前方斜視図である。

以下、本発明の好ましい実施形態について図面を参照しながら説明する。
図１は、本発明の一実施形態に係る航空機用発電装置１のエンジンＥへの連結状態を模式的に示した構成図である。エンジンＥは、２軸型ファンエンジンであり、圧縮機２、燃焼器３、タービン４およびファン１０を主要構成要素として備え、圧縮機２から供給される圧縮空気を燃焼器３で燃焼させ、その燃焼により発生する高温高圧の燃焼ガスがタービン４に供給される。タービン４は前段側の高圧タービン４１と後段側の低圧タービン４２とを有し、圧縮機１は、中空の高圧軸７を介して高圧タービン４１に連結されており、この高圧タービン４１より回転駆動される。ファン１０は、高圧軸７の中空部に挿通された低圧軸９を介して低圧タービン４２に連結されており、この低圧タービン４２により回転駆動される。こうして、低圧タービン４２から噴射される燃焼ガスのジェット流と、ファン１０により生成される高速空気流とによりエンジン推力が得られる。

低圧軸９におけるファン１０の後方に、傘歯車（図示せず）を介して連結軸１１の一端部がギヤ連結されており、この連結軸１１の他端部に補機１２のギヤボックス１３が連結されている。この実施形態に係る航空機用発電装置１は、後述する変速機入力軸がギヤボックス１３に連結されて、低圧軸９の回転がギヤボックス１３を介して伝達されるようになっている。すなわち、従来の航空機用発電装置では、発電装置１を駆動するエンジンＥの回転軸として高圧軸９が用いられていたのと異なり、この実施形態では、低圧軸９が発電装置１を駆動する回転軸として用いられる。

図２は発電装置１のエンジンＥへの取付状態を示す正面図である。航空機用発電装置１はエンジンＥの側部に取り付けられている。図３および図４はそれぞれ、発電装置１の正面図および右側面図であり、図３から明らかなように、発電装置１は、エンジンＥの軸心Ｃ方向から見た正面視において幅方向の寸法が小さい薄型で、かつ上下方向の寸法が大きい縦長の外形に形成されている。これにより、発電装置１は、側方への出っ張りが小さい状態で、図２に示すようにエンジンＥの側部に取り付けることが可能になっている。エンジンＥおよび発電装置１はエンジンナセルＮにより覆われている。図４に示すように、この発電装置１の外形を形成するケース１４は、二つ割りとなったケース半体１７，１８の各々のフランジ部１７ａ，１８ａを突き合わせて、ボルト１９およびナット２０により締結されている。

発電装置１は、図１のエンジンＥの２軸型の一方の回転軸である低圧軸９に連動するギヤボックス１３の前側に配置されており、発電装置１の縦断面図である図５に示すように、ギヤボックス１３の一つの出力軸に連結される変速機入力軸２１と、この変速機入力軸２１に連結される無段のトラクション変速機２２と、このトラクション変速機２２の上方に配置されてトラクション変速機２２の出力により駆動される発電機２３と、トラクション変速機２２の下方に配置されてトラクション変速機２２の出力により駆動される潤滑油用のオイルポンプユニット２４とを備えている。これらトラクション変速機２２、発電機２３およびオイルポンプユニット２４は、ケース１４に収納されている。なお、発電装置１は図１のギヤボックス１３の後側に配置してもよい。

図５に示すトラクション変速機２２は、この実施形態において、変速機入力軸２１に沿って第１および第２のキャビティ２７，２８を所定の間隔を設けて配設してなるダブルキャビティ型のハーフトロイダル・トラクションドライブとされたものであって、各キャビティ２７，２８の軸方向外側に第１および第２の入力ディスク２７ａ，２８ａを配設し、各キャビティ２７，２８の内側に第１および第２の出力ディスク２７ｂ，２８ｂを配設している。前記変速機入力軸２１に外嵌してこれと同心の変速機出力軸２９が配置されており、両入力ディスク２７ａ，２８ａを変速機入力軸２１で連結するとともに、両出力ディスク２７ｂ，２８ｂを変速機出力軸２９で連結している。この実施形態では、動力分流軸を有するパワースプリット方式を採用せずに、トラクション変速機２２のみで定速駆動装置が構成されている。

前側の第１のキャビティ２７には、第１の入力ディスク２７ａと第１の出力ディスク２７ｂの間に介在する第１のパワーローラ２７ｃが設けられ、後側の第２のキャビティ２８には、第２の入力ディスク２８ａと第２の出力ディスク２８ｂとの間に介在する第２のパワーローラ２８ｃが設けられ、第１の入力ディスク２７ａの前側に、パワーローラ２７ｃ，２８ｃを押圧する押付力を発生するための軸力発生機構３０が配置されている。

各パワーローラ２７ｃ，２８ｃは、スラスト軸受２７ｅ，２８ｅと、公知の支持部材であるトラニオン２７ｆ，２８ｆとによって、ローラ軸２７ｄ，２８ｄ回りの回転を許容し、かつローラ軸２７ｄ，２８ｄおよび変速機入力軸２１を含む平面内で傾転自在に支持されている。一方、キャビティ２７，２８においては、入力ディスク２７ａ，２８ａ、出力ディスク２７ｂ，２８ｂおよびパワーローラ２７ｃ，２８ｃという３つの転動体が、軸力発生機構３０の軸力により互いに押し付けられて、その接触部に生じる高粘度潤滑油膜の剪断抵抗によって動力が伝達される。すなわち、第１の入力ディスク２７ａと第１の出力ディスク２７ｂとの間の駆動力伝達は、その間に配置された第１のパワー・ローラ２７ｃとの流体摩擦によってなされ、第２の入力ディスク２８ａと第２の出力ディスク２８ｂとの間の駆動力伝達は、その間に配置された第２のパワー・ローラ２８ｃとの流体摩擦によってなされる。

加速比および減速比、すなわち変速比の変更は、パワー・ローラ２７ｃ，２８ｄの傾きである傾転角θを制御機構（制御機構）によって制御することにより行われる。変速比は所定範囲内、例えば０．５〜２．０の範囲内で任意に変化される。この場合は減速比で表現すると、４：１以内となっているが、５：１以内としてもよく、また、それ以外の範囲でもよい。

トラクション変速機２２と発電機２３との間には、これらをギヤ連結するアイドラ軸３１が配置されている。このアイドラ軸３１には、トラクション変速機２２の第１出力ギヤ３２に噛み合う第１中間ギヤ３３が一端部近傍に設けられるとともに、発電機２３の入力ギヤ３４に噛み合う第２中間ギヤ３７が他端部近傍に設けられている。アイドラ軸３１の両端部は軸受３５，３６によりケース１４に支持されている。このように、トラクション変速機２２の第１出力ギヤ３２と第１中間ギヤ３３とのギヤ比および第２中間ギヤ３７と発電機２３の入力ギヤ３４とのギヤ比の各々の設定により、トラクション変速機２２の回転数を２段階に増速している。

発電機２３は、主発電部３８と励磁用の補助発電部３９とを備え、補助発電機３９のステータ３９ａに励磁電流を供給することにより、補助発電部３９のロータ３９ｂに交流電力が発生し、この交流電力が整流されて主発電機３８のロータ３８ｂに直流電力が供給されることで、ロータ３８ｂの回転によって主発電部３８のステータ３８ａから発電電力が取り出される。発電電力量は、補助発電機３９のステータ３９ａに供給する励磁電流を可変調整することにより任意に設定することができる。発電機２３は、トラクション変速機２２を介してエンジンＥにより回転駆動されることにより、発電機として機能して、航空機の照明、空調および防水装置などの各種の電気負荷に対し電力を供給する。

また、トラクション変速機２２の変速機出力軸２９の回転速度を、変速機入力軸２１の回転速度の変化に応じてトラクション変速機２２のパワーローラ２７ｃ，２８ｃの傾転角θを所定の関係を維持しながら変化させることによって、一定に保つことが可能となる。すなわち、変速機入力軸２１の回転数の変動をトラクション変速機２２により相殺するように変速比を制御することにより、変速機出力軸２９の回転速度が一定に保たれる。この変速機出力軸２９の一定の回転速度は、アイドラ軸３１でさらに増速されたのちに、発電機２３に伝達されるので、発電機２３は常に一定の回転数で高速回転して一定周波数の交流電力を出力する。

トラクション変速機２２の変速機出力軸２９に設けられた第２出力ギヤ４０は、オイルポンプユニット２４における単一のポンプ回転軸４３に設けられたポンプ入力ギヤ４４に噛み合っている。単一のポンプ回転軸４３の両端部には、潤滑油の吸引側ポンプ４７および供給側ポンプ４８が同軸状に連結されている。また、吸引側ポンプ４７の下方位置には、潤滑油から空気を分離する遠心式空気分離器４９が配置されている。ケース１４の底部は潤滑油ＯＬが貯留されるオイル溜まり１５となっており、その上面である液面レベルＬＬは、通常、オイルポンプユニット２４よりも上方にあり、オイル溜まり１５内にオイルポンプユニット２４が浸漬された状態となっている。このオイルポンプユニット２４では、ケース１４の底部に溜まっている潤滑油ＯＬを吸引側ポンプ４７の駆動により吸い上げ、空気分離器４９によって潤滑油ＯＬ中の空気を分離除去したのち供給側ポンプ４８に送り、供給側ポンプ４８から、発電機２３やトラクション変速機２２等の潤滑対象部分に送給し、これらを潤滑したのちに重力でケース１４の底部のオイル溜まり１５に戻るように循環させている。

つぎに、実施形態の航空機用発電装置１の作用について説明する。図１に示したエンジンＥの低圧軸９の回転が連結軸１１およびギヤボックス１３を介して発電装置１に伝達される。発電装置１では、変速機入力軸２１からトラクション変速機２２およびアイドラ軸３１を介して発電機２３に動力が伝達され、発電機２３の回転により発電がなされる。

図６に示すように、本実施形態の航空機用発電装置１は、トラクション変速機２２、発電機２３およびオイルポンプユニット２４などの全ての構成が、二つ割りとなったケース１４内に収納されて、薄型で縦長の外形にコンパクトにまとめられている。このようにコンパクト化できたのは、図５に示すように、トラクション変速機２２、発電機２３およびオイルポンプユニット２４の３つの軸心を互いに平行に配して、トラクション変速機２２の上方および下方にそれぞれ発電機２３およびオイルポンプユニット２４を配置するとともに、互いに平行な発電機２３、トラクション変速機２２およびオイルポンプユニット２４の各々の軸心Ｃ23，Ｃ22，Ｃ24を、図３に示すように、トラクション変速機２２の軸方向から見て、エンジンＥの軸心Ｃ（図２）と平行で、かつ、この軸心Ｃとほぼ同心円状の弓形の配置ラインＬ上に配置したことによる。

これにより、発電装置１は、図２のエンジンＥの側面５１に対し出っ張りの少ない状態で好適に取り付けられる外形となるだけでなく、エンジンＥの側面部に取り付けたときに、弓形の配置ラインＬがエンジンＥの湾曲した側面５１に沿うので、エンジンＥを覆うナセルＮの形状を、前面面積の増大を抑制できる好適な形状とすることができる。

また、この発電装置１では、図５のトラクション変速機２２の第１出力ギヤ３２とアイドラ軸３１の第１中間ギヤ３３とのギヤ比およびアイドラ軸３１の第２中間ギヤ３７と発電機２３の入力ギヤ３４とのギヤ比の設定により、トラクション変速機２２の回転数を２段階で増速している。そのため、外径の小さい小形の第１および第２中間ギヤ３３，３７を用いながらも、例えば、トラクション変速機２２の１０，０００r.p.m.程度の回数数を２４０００r.p.m.の回転数に増速して発電機２３を回転駆動することができるので、２００ｋＶＡ以上を出力できる大容量発電にも容易に対応することができるとともに、回転速度を高速化してトルクを減らすことで、発電装置１の形状の大型化や重量の増大を抑制することができる。しかも、図３に示すように、アイドラ軸３１は、これの軸心Ｃ31が前記配置ラインＬよりも内側、つまりエンジンＥの軸心Ｃ寄りに偏位して設けられているから、発電機２３とトラクション変速機２２との間における配置ラインＬよりも内側の空いたスペースを有効利用することで、発電装置１の上下方向の寸法の増大を抑制することができる。

図５に示すオイルポンプユニット２４は、ケース１４内の下部に配置され、特にこの実施形態ではオイル溜まり１５に浸漬されているので、ケース底部のオイル溜まり１５から円滑に潤滑油ＯＬを吸引して潤滑対象部分に供給することができる。例えば機体の姿勢の変化に対しても、潤滑油ＯＬを円滑に供給することができる。また、発電機２３は、トラクション変速機２２の上方に配置されているから、下方のオイル溜まり１５内の潤滑油ＯＬに浸るのを避けることができるので、発電機２３の回転数を高くしても、発電機２３による潤滑油ＯＬのかきまぜ損失を抑制できる。

オイルポンプユニット２４を構成する吸引側ポンプ４７および供給側ポンプ４８は、トラクション変速機２２の軸心Ｃ22と平行な単一のボンプ軸心Ｃ24を有しているから、両ポンプ４７，４８の軸心Ｃ24と直交する方向の寸法が小さくなるので、発電装置１の前面面積を小さくして空気抵抗の増大を抑制できる。

また、この実施形態の発電装置１は、パワースプリット方式を採用せずにエンジンＥの回転をトラクション変速機２２のみを介して発電機２３に伝達する定速駆動機構としたので、トラクション変速機２２の最大変速比を５：１程度に設定することが可能となり、これにより、エンジンＥの回転数の変動が大きい図１の低圧軸９にギヤボックス１３を介して連結しても、発電機２３を定速回転させることが可能となる。また、低圧軸９は、高圧軸１１と異なり補機１２の負荷に対する制限がないので、図５のトラクション変速機２２に大型のディスク２７ａ，２７ｂ，２８ａ，２８ｂを用いて発電容量の増大を図ることができる。その場合、トラクション変速機２２の回転をアイドラ軸３１により増速して発電機２３を高速回転していることにより、トルクを減少させることで過大な大型化や重量の増大を抑制することができる。

なお、発電機２３、トラクション変速機２２およびオイルポンプユニット２４は、上下方向に並んで配置されていればよく、必ずしも、この順序で上方から下方へ並ぶ必要はない。例えば、上から下へオイルポンプユニット２４、発電機２３およびトラクション変速機２２の順序で並べてもよい。その場合、オイル溜まり１５とオイルポンプユニット２４間を配管で接続する。発電機２３はトラクション変速機２２の上方に位置するので、オイル溜まり１５からは上方に離間するから、オイル溜まり１５内の潤滑油ＯＬのかきまぜ損失が抑制される。

また、前記実施形態では、トラクション変速機２２として、ダブルキャビティ型・ハーフトロイダル・トラクションドライブを用いる場合を例示して説明したが、単一のキャビティを有するシングルキャビティ型・トロイダル・トラクションドライブやフルトロイダル・トラクションドライブなどを用いることもできる。また、発電装置１のエンジンＥへの取付位置は、実施形態において、図２のエンジンＥの側部を例示したが、エンジンＥの軸心から斜め４５°位までの取付範囲Ｓであれば、機体の姿勢変化に対して潤滑油ＯＬを円滑に循環させることができる。

さらに、本発明の要旨を逸脱しない範囲内で、種々の追加、変更または削除が可能であり、そのようなものも本発明の範囲内に含まれる。

１航空機用発電装置
９低圧軸（エンジンの回転軸）
１４ケース
１５オイル溜まり
２２トラクション変速機
２３発電機
２４オイルポンプユニット
３１アイドラ軸
３２出力ギヤ
３３第１中間ギヤ
３４入力ギヤ
３７第２中間ギヤ
４０ポンプ回転軸
４７吸引側ポンプ
４８供給側ポンプ
Ｅエンジン
Ｌ配置ライン
Ｃエンジン軸心
Ｃ22 トラクション変速機の軸心
Ｃ23 発電機の軸心
Ｃ24 オイルポンプユニットの軸心
Ｃ31 アイドラ軸の軸心
ＯＬ潤滑油

Claims

航空機用エンジンにより駆動される発電装置であって、
前記エンジンの回転軸に連結されるトラクション変速機と、
前記トラクション変速機の出力により駆動される発電機と、
前記トラクション変速機の出力により駆動される潤滑油用のオイルポンプユニットとを備え、
前記トラクション変速機、発電機およびオイルポンプユニットが、それぞれ、エンジンの軸心と平行な軸心を有し、軸心方向位置が互いに重なった状態で、軸心方向と直交する上下方向に並んで配置されている航空機用発電装置。
請求項１において、前記発電機、トラクション変速機およびオイルポンプユニットの各軸心が互いに平行で、かつ前記トラクション変速機の軸方向から見て弓形の配置ライン上に配置されている航空機用発電装置。
請求項２において、前記トラクション変速機と前記発電機との間をギヤ連結するアイドラ軸を有し、このアイドラ軸に、前記トラクション変速機の出力ギヤに噛み合う第１中間ギヤと、前記発電機の入力ギヤに噛み合う第２中間ギヤとが設けられている航空機用発電装置。
請求項２または３において、前記アイドラ軸の軸心が前記弓形の配置ラインよりも内側に偏位している航空機用発電装置。
請求項１ないし３のいずれか一項において、さらに、前記トラクション変速機、発電機およびオイルポンプユニットを収納するケースを備え、前記ケースの底部に潤滑油を貯留するオイル溜まりが形成されており、前記発電機は前記トラクション変速機の上方に配置され、前記オイルポンプユニットは前記トラクション変速機の下方に配置されている航空機用発電装置。
請求項１から５のいずれか一項において、前記オイルポンプユニットは、前記トラクション変速機の軸心と平行な単一のボンプ軸心を持つ吸引側ポンプおよび供給側ポンプを有する航空機用発電装置。