JP5703370B2 - 航空機用発電装置 - Google Patents

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関連出願

本願は、日本国に２０１１年４月７日に出願した特願２０１１−０８５４２８の優先権を主張するものであり、その全体を参照により本願の一部をなすものとして引用する。

本発明は、航空機用エンジンに連結されて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。

ところで、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。このような大容量発電を行う場合、発電装置が上述のように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大きくなった場合には、高圧軸系の作動に問題（スト−ル）が生じるので、好ましくない。そこで、負荷の制限がない低圧軸の回転伝達により駆動する航空機用発電装置が提案されている（特許文献２参照）。

特許第３４４０２８７号公報 特開２０１０−１７９８１５

しかしながら、特許文献２に記載の発明では、図１０に示すように、圧縮機２、燃焼器３、タービン４を備えた２軸型ファンエンジンにおいて、圧縮機２を駆動する高圧軸７に、燃料ポンプ、油圧ポンプなどの他の補機類１８を駆動する第１のアクセサリ・ギヤ・ボックス（ＡＧＢ）１９を連結し、このＡＧＢ１９とは別に、発電装置７５を駆動するために、ファン１０を駆動する低圧軸９に、その径方向に延びる連結軸７１を介して第２のＡＧＢ７３を連結し、この第２のＡＧＢ７３に発電装置７５を連結している。さらに、発電装置７５の内部の図示しない変速機や発電機を、それぞれエンジン軸心Ｃの方向に向け、かつ、互いに上下方向に並んで配置している。これにより、発電装置７５をエンジン側方への出っ張りの少ない状態で取り付けて、エンジンＥの前面面積の増大を抑制できる利点があるが、第２のＡＧＢ７３を必要とするので、重量の増加、コストアップ、空気抵抗の増大およじ信頼性低下などを招くことになる。

そこで、本発明は、低圧軸駆動の大容量発電を行う場合においても、アクセサリ・ギヤ・ボックスなどを別途設けることなく、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た状態に取り付けることが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変速機と、前記変速機の出力により駆動される発電機と、前記回転軸と交差する方向に沿った軸心を有し、前記回転軸に連結される入力軸と、前記入力軸に連結されて前記入力軸と交差する方向の軸心回りに前記変速機を駆動する伝動機構とを備え、前記変速機と前記発電機が前記回転軸の周方向に離間して配置されている。例えば、前記入力軸は前記回転軸の径方向に沿った軸心を有し、前記伝動機構は入力軸と直交する方向の軸心回りに変速機を駆動する。

この航空機用発電装置では、エンジンの回転軸と交差する方向に沿って配置された入力軸の回転が、伝動機構によって入力軸と交差する方向の軸心回りの回転に変換されて変速機に伝達されるので、変速機を航空機用エンジンのほぼ前後方向に沿った配置で設けることができる。また、変速機と発電機が、回転軸の周方向、つまり上下方向に離間して配置されている。その結果、この発電装置は、全体として、エンジンの軸心方向から見て、縦長（周方向に長い）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からの出っ張りが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低下を防止できる。

また、エンジンの回転軸に交差する入力軸の回転が、伝動機構によって入力軸と交差する方向の軸心回りの回転に変換されるので、大容量発電を行うに際して発電装置を低圧軸の回転伝達により駆動する構成とする場合でも、アクセサリ・ギヤ・ボックスを別途設けることなしに達成することができる。したがって、アクセサリ・ギヤ・ボックスの追加による重量の増加、コストアップ、空気抵抗の増大および信頼性低下などを抑制できる。

本発明において、前記入力軸が前記周方向における前記変速機と前記発電機の間に配置されていることが好ましい。これにより、入力軸が、重量の比較的大きい変速機と発電機との間、つまり、発電装置の重心に近くに位置することとなる。発電装置の航空機用エンジンへの取付面は、入力軸を取り囲むように配置されるが、入力軸が重心に近いので、この取付面に対する発電装置のオーバーハングモーメントが小さくなり、発電装置の航空機用エンジンへの取り付けが安定化される。

本発明において、前記変速機と前記発電機は互いに平行な軸心を有し、少なくとも一部分の軸心方向位置が互いに重なっていることが好ましい。これにより、変速機と発電機とは、軸心が互いに平行なので、平歯車でギヤ連結できるから、構造を簡略化することができるとともに、少なくとも一部分の軸心方向位置が互いに重なっているので、発電装置の軸心方向の長さを短縮できる。

本発明において、ファンを駆動する低圧軸と圧縮機を駆動する高圧軸とを備えるエンジンにより駆動される発電装置であって、前記回転軸が前記低圧軸であることが好ましい。これにより、発電装置は、エンジンストール防止のために取り出し負荷に制限がある高圧軸とは異なり、取り出し負荷の制限が少ない低圧軸により回転駆動されるので、大容量発電が可能になる。

本発明において、前記変速機がトラクション無段変速機であることが好ましい。トラクション無段変速機を使用することにより、変速比の大きな変化にも対応することができるので、特に回転変動の大きい低圧軸に連結した場合でも、大容量発電を容易に実現できる。

例えば、前記トランクション無段変速機をダブルキャビティ型とし、その軸心方向における中間部に入力部が設けられ、その外側に出力部が設けられている構成とすることができる。この構成によれば、伝動機構を介して変速機の入力部に連結される伝動機構入力軸が変速機の軸心方向の中間部に配置されるので、伝動機構入力軸を発電機の重心に近づけ易くなり、前述のオ−バ−ハングモ−メントが小さくなる。

本発明において、前記変速機および前記発電機を収納するケースが、前記入力軸を貫通させる開口と、この開口の周囲を取り囲むフランジとを有し、前記フランジを介して前記ケースが前記エンジンに取り付けられていることが好ましい。これにより、ケースの開口を貫通して突出する入力軸をエンジンの回転軸に連結させた状態で、ケースにおける開口の周囲を取り囲むフランジを、例えばエンジンのフランジに重ね合わせ状態で互いに固定するなどの手段により、発電装置を容易な取付作業でエンジンに安定して取り付けることができる。

本発明において、さらに、前記変速機と前記発電機との間をギヤ連結する中間ギヤを有していることが好ましい。これにより、変速機の回転を中間ギヤを介し増速または減速した状態で発電機に伝達できるので、変速機と発電機を共に適切な回転数で駆動することができ、変速機の回転を、発電機を駆動する回転数まで一挙に増速して伝達する場合のような大きな機械損失の発生を防止できる。

前記中間ギヤを有する構成において、さらに、前記中間ギヤのギヤ軸に連結されて潤滑油を供給するポンプを備えていることが好ましい。これにより、中間ギヤの回転を利用してポンプを駆動することができ、ポンプ駆動用の専用の駆動系が不要となる結果、簡素化した構成により潤滑油を潤滑対象部分に供給することができる。

本発明において、前記変速機と前記発電機の軸心が前記エンジンの回転軸と平行であることが好ましい。これにより、変速機と発電機の軸心が、エンジンの前後方向に配置される回転軸と平行配置とされることにより、回転軸に対し直交方向の横断面の面積（前面面積）が小さくなり、航空機用エンジンを覆うナセルの形状を、エンジンの前面面積の増大を抑制する好適な形状とすることができる。

請求の範囲および／または明細書および／または図面に開示された少なくとも２つの構成のどのような組合せも、本発明に含まれる。特に請求の範囲の各請求項の２つ以上のどのような組合せも、本発明に含まれる。

本発明は、添付の図面を参考にした以下の好適な実施形態の説明から、より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。本発明の範囲は添付の請求の範囲によって定まる。添付図面において、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。
本発明の第１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概略構成を示す模式図である。 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側方から見た斜視図である。 同上の航空機用発電装置のエンジンとの相対配置を示す正面図である。 同上の航空機用発電装置のエンジンへの連結箇所の断面図である。 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。 本発明の第２実施形態に係る航空機用発電装置の概略構成を示す模式図である。 従来の航空機用発電装置の一例を示す概略側面図である。

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、本発明の第１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ている。圧縮機２から供給される圧縮空気に燃料を混合して燃焼器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２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に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。高圧軸７および低圧軸９は共通のエンジン軸心Ｃを有する同心配置となっている。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ようになっている。

低圧軸９におけるファン１０の後方に傘歯車８Ａが設けられ、この傘歯車８Ａに噛合する傘歯車８Ｂが、低圧軸９の径方向に延びた第１連結軸１１の一端部に設けられている。この第１連結軸１１の他端部に発電装置１の後述する入力軸（伝動機構入力軸）が連結されており、低圧軸９からの回転伝達により発電装置１が駆動されるようになっている。すなわち、従来の一般的な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７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ている。第１連結軸１１は、エンジン回転軸の一つである低圧軸９の径方向に沿った軸心を有しているが、この第１連結軸１１の他端部は、図１０に示した従来装置のようなアクセサリ・ギヤ・ボックス７３を介在することなしに、図１の発電装置１の入力軸に直接的に連結されている。

発電装置１は、この実施形態において、エンジンＥのファンケースＦＣに取付パッド１２を介して取り付けられており、これの詳細については後述する。なお、従来装置と同様に、高圧軸７の前端に、互いに噛合する傘歯車１３Ａ，１３Ｂを介して第２連結軸１４の一端部がギヤ連結されており，この第２連結軸１４の他端部に、燃料ポンプなどの補機１８を駆動するためのアクセサリ・ギヤ・ボックス（ＡＧＢ）１９が連結されている。

発電装置１の概略構成を示す模式図である図２において、発電装置１の入力側には、エンジンＥの第１連結軸１１に一端部が直接連結されて径方向Ｒ（図１）に延びる伝動機構入力軸２７と、この伝動機構入力軸２７に連結されて第１連結軸１１と直交する方向（この例ではエンジン軸心Ｃの方向）の軸心回りに変速機２２を駆動する伝動機構２１が配設されている。前記入力軸２７は径方向Ｒ（図１）に延びるものに限定されず、径方向Ｒから若干傾斜していてもよい。つまり、入力軸２７はエンジン軸心Ｃと交差する方向に沿った軸心を有するものであれば、本発明に含まれる。

伝動機構２１は、前後方向ＦＲに沿った軸心を有する伝達軸１７と、伝動機構入力軸２７の他端部に設けられた傘歯車２０Ａと、伝達軸１７の一端部に設けられて傘歯車２０Ａと噛合する傘歯車２０Ｂと、伝達軸１７の他端部に設けられた伝達平歯車２３と、変速機入力軸２８に設けられて前記伝達平歯車２３に噛合する受動平歯車２４とを備えている。この受動平歯車２４は変速機２２の入力歯車となる。

変速機出力軸２９に設けられた変速機出力ギヤ３０には、中間ギヤ３２が噛合しており、この中間ギヤ３２に、潤滑油の循環用ポンプ３３のポンプ回転軸３１が一体回転するように連結されている。さらに、中間ギヤ３２には、発電機３４の回転軸３８に設けられた発電機入力ギヤ３９が噛合している。変速機２２と発電機３４が低圧軸９の周方向、つまりエンジンＥの周方向に離間して配置されている。前記変速機出力ギヤ３０、中間ギヤ３２および発電機入力ギヤ３９はいずれも平歯車であるが、スラスト軸受を設ければ、はすば歯車でもよい。

図３は航空機用発電装置１のエンジンＥへの取付状態を示す正面図である。発電装置１はエンジンＥのファンケースＦＣの側部に取り付けられている。この図３から明らかなように、発電装置１は、エンジン軸心Ｃの方向から見た正面視において厚さが小さい薄型で、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、エンジンＥのファンケ−スＦＣ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。ただし、発電装置１はファンケ−スＦＣよりも公報のエンジンコア部の側面に取り付けてもよい。

この発電装置１における図２の変速機２２、発電機３４、ポンプ３３および伝動機構２１を収納するケース４０は、図４に示すように、前記伝動機構入力軸２７を貫通させる開口４３と、この開口の周囲を取り囲む取付フランジ４４と、中央部に入力軸２７を貫通させる貫通孔４５ａを有し開口４３を塞ぐ第１のカバー壁４５とを有している。前記貫通孔４５ａには、第１のカバ−壁４５と入力軸２７との間をシ−ルする第１のシール部材４６が配置されている。第１のカバ−壁４５は、発電装置１の保管、移送などの際の異物の混入を防止するためのものであり、割愛してもよい。また、図５に示すように、航空機用エンジンＥのファンケースＦＣには、前述のＡＧＢ１９とともに、第１連結軸１１を貫通させる開口４８と、この開口４８の周囲を取り囲む前述の取付パッド１２とが設けられている。

発電装置１のケース４０は、図６に示すような構造により、エンジンＥのファンケースＦＣに取り付けられている。すなわち、開口４８を取り囲む取付パッド１２に取付フランジ４４を重ねた状態で、断面Ｖ字形状のクランプバンド５０により互いに固定され、これにより、発電装置１がエンジンＥに取り付けられる。第１連結軸１１の先端孔の内周面に内周スプライン１１ａが形成され、伝動機構入力軸２７の先端部外周面に、前記内周スプライン１１ａに嵌合する外周スプライン２７ａが形成されている。両スプライン１１ａ，２７ａの係合により、伝動機構入力軸２７が第１連結軸１１に一体回転可能で、かつ軸方向に着脱可能に連結されている。前記開口４８は、中央部に第１連結軸１１の貫通孔４７ａを有する第２のカバー壁４７により塞がれており、貫通孔４７ａに第２のカバー壁４７と第１連結軸１１との間をシールする第２のシール部材４９が配置されている。

発電装置１は、図７に示すように、エンジンＥの低圧軸９にギヤ連結された第１連結軸１１に図６のようにスプライン係合により連結される伝動機構入力軸２７と、この伝動機構入力軸２７に伝動機構２１を介して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発電機３４と、トラクション変速機２２と発電機３４との間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３３とを備えている。これら伝動機構２１、トラクション変速機２２、発電機３４およびオイルポンプ３３は、それらの軸心Ｃ２２、Ｃ３４およびＣ３３が互いに平行であり、かつ、エンジンＥの前後方向ＦＲ、すなわちエンジン軸心Ｃの方向に沿っている。

伝動機構２１を介して駆動される変速機２２の軸心Ｃ２２は、入力軸２７と直交する方向から若干傾斜した方向に軸心を有していてもよい。つまり、伝動機構２１は、入力軸２７と交差する方向の軸心Ｃ２２回りに変速機２２を駆動するものであれば、本発明に含まれる。

軸心方向の長さは オイルポンプ３３、発電機３４、変速機２２の順に長くなっており、オイルポンプ３３は軸心方向位置の全体が直接変速機２２と重なり、半分以上が発電機３４と重なっている。発電機３４は軸心方向位置の全体が変速機２２と重なっている。ただし、変速機２２と発電機３４は半分以上が重なるように若干軸心方向にずれていてもよい。トラクション変速機２２、発電機３４およびオイルポンプ３３は、軸方向に分割されてケースフランジ４０ａで結合されたケース４０に収納されている。

トラクション変速機２２は、中空の前記変速機入力軸２８の内部に貫通されて前記変速機入力軸２８と同心に配置された変速機出力軸２９を有しており、この実施形態では、変速機出力軸２９に沿って第１および第２のキャビティ５１，５２が所定の間隔を設けて配設された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型である。各キャビティ５１，５２の軸方向内側に第１および第２の入力ディスク５１ａ，５２ａを配設し、各キャビティ５１，５２の外側に第１および第２の出力ディスク５１ｂ，５２ｂを配設している。両入力ディスク５１ａ，５２ａを変速機入力軸２８に一体回転するように連結するとともに、両出力ディスク５１ｂ，５２ｂを変速機出力軸２９と一体回転するように連結している。

すなわち、この変速機２２は、その軸心Ｃ２２の方向における中間部が、入力歯車２４、変速機入力軸２８および両入力ディスク５１ａ，５２ａを有する入力部ＩＮを形成し、その軸心Ｃ２２方向における外側に、変速機出力軸２９および両出力ディスク５１ｂ，５２ｂを有する出力部ＯＴを形成している。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（特許文献１）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。

第１のキャビティ５１には第１のパワーローラ５１ｃが設けられ、第２のキャビティ５２には第２のパワーローラ５２ｃが設けられ、第２の出力ディスク５２ｂの軸方向外側の近接位置に、パワーローラ５１ｃ，５２ｃを軸方向に押圧する押付力を発生するための軸力発生機構５３が配置されている。

各パワーローラ５１ｃ，５２ｃは、ローラ軸心５１ｄ，５２ｄ回りの回転を許容し、かつローラ軸心５１ｄ，５２ｄおよび変速機入力軸２８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５１，５２においては、入力ディスク５１ａ，５２ａ、出力ディスク５１ｂ，５２ｂおよびパワーローラ５１ｃ，５２ｃという３つの転動体が、軸力発生機構５３の押圧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５１ａと第１の出力ディスク５１ｂ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５１ｃとの流体摩擦によってなされ、第２の入力ディスク５２ａと第２の出力ディスク５２ｂ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５２ｃとの流体摩擦によってなされる。パワーローラ５１ｃ，５２ｃは、変速機軸心Ｃ２２の回りに１８０°対向する位置にも各一対配置されている。

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５１ｃ，５２ｃのローラ軸心５１ｄ，５２ｄの傾きである傾転角を、制御機構（図示せず）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３４との間には、中間ギヤ３２と一体回転するオイルポンプ３３が配置されている。したがって、発電機３４は、変速機出力軸２９の回転が変速機出力ギヤ３０、中間ギヤ３２および発電機入力ギヤ３９を介し伝達されることにより駆動される。このとき、中間ギヤ３２の回転を利用してオイルポンプ３３が駆動される。ケース４０に設けた支持壁５８には、変速機出力軸２９、ポンプ駆動軸３１および発電機回転軸３８をそれぞれ回転自在に支持する軸受５４Ａ，５４Ｂ，５４Ｃが取り付けられている。この発電装置１では、変速機出力ギヤ３０と発電機入力ギヤ３９とのギヤ比の設定により、トラクション変速機２２の回転を増速している。

発電機３４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、空調および防氷装置などの各種の電気負荷に対し電力を供給する。なお、トラクション変速機２２と発電機３４の位置を上下入れ換えてもよい。

また、トラクション変速機２２の変速機出力軸２９の回転速度は、変速機入力軸２８の回転速度の変化に応じてトラクション変速機２２のローラ軸心５１ｄ，５２ｄの傾転角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２８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、中間ギヤ３２で増速されたのちに、発電機３４に伝達されるので、発電機３４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。

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の回転が第１連結軸１１および図２に示した伝動機構入力軸２７を介して、発電装置１に伝達される。発電装置１では、伝動機構入力軸２７から伝動機構２１、トラクション変速機２２および中間ギヤ３２を介して発電機３４に動力が伝達され、発電機３４の回転により発電がなされる。

図７に示すように、本実施形態の航空機用発電装置１は、伝動機構２１、トラクション変速機２２、発電機３４およびオイルポンプ３３などの全ての構成が、二つ割りとなったケース４０内に収納されて、図３から明らかなように、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８に示すように、軸方向に細長い変速機２２、発電機３４およびオイルポンプ３３を前後方向ＦＲに向けた、すなわち、図７の変速機２２の軸心Ｃ２２、発電機３４の軸心Ｃ３４およびオイルポンプ３３の軸心Ｃ３３を互いに平行で、かつエンジン軸心Ｃに対しても平行に配置し、さらに、変速機２２、発電機３４およびオイルポンプ３３を、図３のエンジンＥの周方向に間隔をあけて配置したからである。

つまり、トラクション変速機２２、発電機３４およびオイルポンプ３３を、トラクション変速機２２の軸方向から見て、図１のエンジン軸心Ｃと平行で、かつ、このエンジン軸心Ｃとほぼ同心円状の弓形の配置ライン上に配置したからである。したがって、この発電装置１は、全体として縦長で厚みの薄いスリムな形状、すなわち航空機用エンジンＥの側面からの出っ張り量が少ない状態で好適に取り付けられる形状となり、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、航空機の空気抵抗の増大を抑制して燃費の低下を防止できる。ただし、これら図７の変速機軸心Ｃ２２，発電機軸心Ｃ３４およびポンプ軸心Ｃ３３は、エンジン軸心Ｃすなわち前後方向ＦＲに対して若干エンジン軸心Ｃ（図３）回りの周方向に傾斜していてもよい。

さらに、トラクション変速機２２、発電機３４およびオイルポンプ３３の少なくとも一部分の軸向位置が互いに重なっているので、発電装置１の軸方向長さを短縮できる。また、変速機２２の軸心Ｃ２２と発電機３４の軸心Ｃ３４とが互いに平行なので、変速機２２と発電機３４を単純な平歯車で連結できるから、発電装置１の構造が簡略化される。

この発電装置１は、エンジンＥの低圧軸９の径方向に沿って伝動機構入力軸２７を配置し、この入力軸２７の回転を、伝動機構２１によって伝動機構入力軸２７と交差する方向に変換したうえで、変速機２２に伝達しているので、大容量発電を行うために発電機３４を低圧軸９に機械的に連結するにあたり、ＡＧＢを別途設ける必要がない。したがって、ＡＧＢの追加による重量の増加、コストアップ、空気抵抗の増大および信頼性低下などを抑制できる。

また、この発電装置１では、図８の伝動機構入力軸２７が低圧軸９の周方向におけるトラックション変速機２２と発電機３４の間に配置されているから、重量が比較的大きいトラクション変速機２２と発電機３４との間に伝動機構入力軸２７が配置されることで、伝動機構入力軸２７が発電装置１の図３に示す重心Ｇの近くに位置することになる。その結果、発電装置１の航空機用エンジンＥへの取付面を形成する取付フランジ４４に対する重心Ｇのオーバーハングモーメントが小さくなり、発電装置１の航空機用エンジンＥへの取り付けが安定化される。

しかも、伝動機構２１を介して変速機２２の入力部ＩＮに連結される伝動機構入力軸２７が、変速機軸心Ｃ２２方向の中間部に配置されるので、伝動機構入力軸２７を発電機３４の重心に近づけ易くなり、前述のオ−バ−ハングモ−メントを一層小さくすることができる。なお、図８の伝動機構入力軸２７はトラックション変速機２２の上方側に配置してもよいが、その場合は、取付フランジ４４に対する重心Ｇのオーバーハングモーメントが大きくなる。

図６に示す発電装置１のトラックション変速機２２および発電機３４を収納するケース４０が、伝動機構入力軸２７を貫通させる開口４３と、この開口４３の周囲を取り囲む取付フランジ４４とを有し、取付フランジ４４を介してエンジンＥに取り付けられるようになっている。したがって、ケース４０における開口４３の周囲を取り囲む取付フランジ４４を、エンジンＥの例えば取付パッド１２に重ね合わせ状態でクランプバンド５０などにより互いに結合することにより、発電装置１を容易な取付作業でエンジンＥに安定して取り付けることができる。

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３４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に連結しても、発電機３４を定速回転させることが可能となる。

さらに、圧縮機２に連結された高圧軸７から大きな負荷を取り出すと、低エンジン出力時（地上アイドル、降下中等）にエンジンストールが発生しやすいのに対し、負荷である発電装置１は、第１連結軸１１を介して、取り出し負荷の制限が少ない低圧軸９により回転駆動される。したがって、図７のトラクション変速機２２に大型のディスク５１ａ，５１ｂ，５２ａ，５２ｂ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の回転を中間ギヤ３２を介して増速して発電機３４を高速回転していることにより、変速機２２の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。

トラックション変速機２２と発電機３４とが中間ギヤ３２を介してギヤ連結されているから、トラクション変速機２２の回転を中間ギヤ３２を介し増速したのちに発電機３４に伝達するので、トラクション変速機２２と発電機３４を共に適切な回転数で駆動することができ、トラクション変速機２２の回転を、発電機３４を駆動する回転数まで一挙に増速して伝達する場合のような大きな損失発生を防止できる。また、増速用の中間ギヤ３２の回転を利用してオイルポンプ３３を駆動しているので、ポンプ駆動用の専用の駆動系が不要となる結果、簡素化した安価な構成により、潤滑油を変速機２２および発電機３４の潤滑対象部分に供給することができる。

図９は、本発明の第２実施形態に係る航空機用発電装置１Ａ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り、図２と同一若しくは相当するものに同一の符号を付して重複する説明を省略する。この実施形態の発電装置１Ａが図１の発電装置１と相違するのは、伝達軸１７を省略して、伝動機構２１Ａの傘歯車５９Ａをトラクション変速機２２の変速機入力軸２８に設けた傘歯車５９Ｂに直接噛合して、ギヤ連結した点のみである。この伝動機構２１Ａによっても、図２の伝動機構２１と同様に、伝動機構入力軸２７の回転を伝動機構入力軸２７と直交する方向の軸心回りの回転に変換してトラクション変速機２２に伝達することができる。

なお、変速機２２は、トラクション無段変速機に限られるものではなく、ベルトドライブ式の無段変速機、またはその他の無段変速機であってもよい。

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。

１，１Ａ 航空機用発電装置
２ 圧縮機
７ 高圧軸
９ 低圧軸（回転軸）
１０ ファン
２１，２１Ａ 伝動機構
２２ トラックション変速機（変速機）
２７ 伝動機構入力軸（入力軸）
３１ ポンプ回転軸（ギヤ軸）
３２ 中間ギヤ
３３ オイルポンプ（ポンプ）
３４ 発電機
４０ ケース
４３ 開口
４４ 取付フランジ
Ｅ 航空機用エンジン
ＦＣ ファンケース
ＩＮ 変速機入力部
ＯＴ 変速機出力部
Ｒ 径方向

Claims (10)

1. 回転軸に一端部が連結されて前記回転軸の径方向に延びる連結軸を有する航空機エンジンにより駆動される発電装置であって、
   変速機と、
   前記変速機の出力により駆動される発電機と、
   前記連結軸の他端部に連結されて前記回転軸の径方向に延びる入力軸と、
   前記入力軸に連結されて前記入力軸と交差する方向の軸心回りに前記変速機を駆動する伝動機構とを備え、
   前記変速機と前記発電機が前記回転軸の周方向に離間して配置され、
   前記入力軸が前記周方向における前記変速機と前記発電機の間に配置されている航空機用発電装置。
2. 請求項１において、前記変速機と前記発電機は互いに平行な軸心を有し、少なくとも一部分の軸心方向位置が互いに重なっている航空機用発電装置。
3. 請求項１または２において、ファンを駆動する低圧軸と圧縮機を駆動する高圧軸とを備える前記エンジンにより駆動され、
   前記回転軸が前記低圧軸である航空機用発電装置。
4. 請求項１から３のいずれか一項において、前記変速機がトラクション無段変速機である航空機用発電装置。
5. 請求項４において、前記トラクション無段変速機はダブルキャビティ型であり、その軸心方向における中間部に入力部が設けられ、その外側に出力部が設けられている航空機用発電装置。
6. 請求項１から５のいずれか一項において、前記変速機および前記発電機を収納するケースが、前記入力軸を貫通させる開口と、この開口の周囲を取り囲むフランジとを有し、前記フランジを介して前記ケースが前記エンジンに取り付けられている航空機用発電装置。
7. 請求項１から６のいずれか一項において、さらに、前記変速機と前記発電機との間をギヤ連結する中間ギヤを有する航空機用発電装置。
8. 請求項７において、さらに、前記中間ギヤのギヤ軸に連結されて潤滑油を供給するポンプを備えた航空機用発電装置。
9. 請求項１から８のいずれか一項において、前記変速機と前記発電機の軸心が前記回転軸と平行である航空機用発電装置。
10. 請求項１から９のいずれか一項において、前記連結軸の他端部と前記入力軸とがスプライン係合により着脱可能に連結されている航空機用発電装置。

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