JP6511265B2

JP6511265B2 - 航空機用エンジン装置

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Publication number: JP6511265B2
Application number: JP2014260582A
Authority: JP
Inventors: 晃士阿部; 龍彦五井
Original assignee: Kawasaki Jukogyo KK
Current assignee: Kawasaki Motors Ltd
Priority date: 2014-12-24
Filing date: 2014-12-24
Publication date: 2019-05-15
Anticipated expiration: 2034-12-24
Also published as: WO2016103551A1; EP3239499A1; JP2016121565A; US11566566B2; EP3239499B1; US20180016989A1; EP3239499A4

Description

本発明は、航空機用エンジン装置に関する。

航空機には、航空機用エンジンの駆動力により駆動する航空機用機器が設けられる場合がある。このような航空機用機器として、航空機用エンジンの駆動力により発電し、航空機に搭載された電気機器に対して電力を供給する航空機用の発電装置がある。その他にも、航空機用機器として、油圧系統や燃料供給に用いるポンプ等がある。例えば、特許文献１及び２に開示されるように、航空機用機器である発電装置は、航空機用エンジンのファンケースに外方から取り付けられる。航空機用エンジンの回転軸の駆動力は、回転軸の径方向に延びる連結軸を介して、航空機用エンジンの外方に設けられたアクセサリギヤボックスに伝達され、そのアクセサリギヤボックスから発電装置に入力される。

ＷＯ２０１２／１３７８４３Ａ１号公報特開２０１０−１７９８１５号公報

上記のような構成では、ファンケースの外方に、航空機用機器である発電装置やアクセサリギヤボックスが配置されており、航空機用エンジン装置の前面面積（上流側から見た場合の面積）が増大する。このため、航空機の空気抵抗が増大し、燃費が悪化するおそれがある。また、回転軸からアクセサリギヤボックスに動力を伝達するための連結軸が必要で、動力伝達構造が複雑となる。このため、航空機用エンジン装置の重量が増加する。

そこで本発明は、航空機用エンジンの駆動力により駆動する航空機用機器を備えつつも、軽量かつ簡素な構成で、前面面積の増大を抑制できる航空機用エンジン装置を提供することを目的とする。

上記課題を解決するため、本発明の一態様に係る航空機用エンジン装置は、回転軸と、前記回転軸により駆動されるファンと、前記ファンを囲うファンケースと、前記ファンよりも上流側、かつ前記回転軸の径方向における前記ファンケースの周縁よりも内方に配置される航空機用機器と、前記回転軸の少なくとも一部を収容し、前記ファンケースを支持する筐体と、前記回転軸と前記ファンとに連結される第１動力伝達部と、前記第１動力伝達部よりも前記回転軸の径方向内方に配置され、前記回転軸と前記航空機用機器とに連結される第２動力伝達部と、前記第１動力伝達部と前記第２動力伝達部との間に配置され、前記筐体と前記航空機用機器とを連結して前記航空機用機器を支持する支持部材と、を備える。

上記構成によれば、航空機用機器を支持する支持部材が、第１動力伝達部と第２動力伝達部との間に配置されるので、回転軸からファン及び航空機用機器への動力伝達を可能としつつも、航空機用機器を支持して、ファンケースの内方に配置することができる。このように、航空機用機器がファンケースの内方に配置されるので、航空機用機器がファンケースの外方に配置される場合に比べ、航空機用機器を回転軸に近づけて配置できる。よって、回転軸から航空機用機器への動力伝達構造を、軽量かつ簡素な構成とすることができる。また、ファンケースの外方の航空機用機器やアクセサリギヤボックスを省略することができ、航空機用エンジン装置の前面面積の増大を抑制できる。

本発明によれば、航空機用エンジンの駆動力により駆動する航空機用機器を備えつつも、軽量かつ簡素な構成で、前面面積の増大を抑制できる航空機用エンジン装置を提供することができる。

第１実施形態に係る航空機用エンジン装置の構成を示す断面図である。第１実施形態に係る航空機用エンジン装置におけるファン周辺の部分断面図である。第２実施形態に係る航空機用エンジン装置におけるファン周辺の部分断面図である。第３実施形態に係る航空機用エンジン装置におけるファン周辺の部分断面図である。第４実施形態に係る航空機用エンジン装置におけるファン周辺の部分断面図である。第５実施形態に係る航空機用エンジン装置におけるファン周辺の部分断面図である。第６実施形態に係る航空機用エンジン装置におけるファン周辺の部分断面図である。第７実施形態に係る航空機用エンジン装置におけるファン周辺の部分断面図である。

以下、本発明の各実施形態について、各図を参照して説明する。なお、以下の説明では、特に指示のない「上流」は、エンジン内で空気が流れる方向における上流を指す。同様に、特に指示のない「下流」は、エンジン内で空気が流れる方向における下流を指す。即ち、「上流側」は、エンジンの回転軸の軸線方向において、ファンが設けられている側を指し、「下流側」は、エンジンの回転軸の軸線方向において、テールコーンが設けられている側を指す。また、特に指示のない「径方向」は、エンジンの回転軸の軸線方向を基準とした径方向を指す。同様に、特に指示のない「周方向」は、エンジンの回転軸の軸線方向を基準とした周方向を指す。

（第１実施形態）
図１は、第１実施形態に係る航空機用エンジン装置１（以下、「エンジン装置１」ともいう。）の構成を示す断面図である。図２は、エンジン装置１におけるファン１０周辺の部分断面図である。図１及び２に示すように、エンジン装置１は、エンジンと、発電装置２８とを備える。エンジンは、一例として、ＧＴＦ（Geared Turbo Fan）型の２軸ガスタービンエンジンであって、筐体２、圧縮機３、タービン４、燃焼器５、低圧軸６、高圧軸７、変速装置８、連結部材９、ファン１０、ファンケース１１、トルクチューブ１２、ノーズコーン１３、及びドライブシャフト３２を備える。

筐体２は筒体であり、エンジン装置１の長手方向に延びている。筐体２は、低圧軸６の少なくとも一部を収容し、ファンケース１１を支持する。具体的に、筐体２は、圧縮機３、タービン４、燃焼器５、低圧軸６、高圧軸７、変速装置８及び連結部材９をそれぞれ収容する。筐体２の内部の上流側には圧縮機３が配置され、筐体２の内部の下流側にはタービン４が配置され、圧縮機３とタービン４との間には燃焼器５が配置される。圧縮機３は、上流側の低圧圧縮機１４及び下流側の高圧圧縮機１５を有する。タービン４は、上流側の高圧タービン１６及び下流側の低圧タービン１７を有する。高圧タービン１６及び低圧タービン１７の各々は、エンジン装置１の駆動時に回転駆動される。低圧軸６（回転軸）は、エンジン装置１の長手方向に延び、軸線Ｘの軸周りに軸支される。低圧圧縮機１４及び低圧タービン１７は、低圧軸６に連結される。高圧軸７（回転軸）は、内部に低圧軸６が挿通された状態で、軸線Ｘの軸周りに軸支される。高圧圧縮機１５及び高圧タービン１６は、高圧軸７に連結される。燃焼器５は、筐体２の内部において、筐体２と高圧軸７との間に設けられる。

筐体２は、その内部空間が長手方向両側において外部に開放され、エンジン装置１の上流側に形成された流路２ａから下流側に向けて外気が導入される。筐体２の下流側には、テールコーン４０が設けられる。ファンケース１１は、筐体２よりも大径の筒体であり、筐体２の上流側に配置される。ファンケース１１の内部空間にはファン１０が収容されており、ファンケース１１はファン１０を囲っている。ファン１０には、低圧軸６の駆動力が伝達される。燃焼器５からテールコーン４０の周囲を通って下流側に噴射される燃焼ガスのジェット流と、ファン１０から筐体２の周囲を通って下流側に噴射される高速の気流とによって、エンジンの推力が得られる。

変速装置８は、低圧軸６と連結部材９との間に設けられ、ファン１０よりも下流側かつ圧縮機３よりも上流側に配置される。図２に示すように、変速装置８は、サンギヤ１９と、サンギヤ１９の周囲に間隔をおいて配置され、サンギヤ１９に噛み合う複数のプラネタリギヤ２０と、各プラネタリギヤ２０の外周を囲むように設けられて各プラネタリギヤ２０に噛み合う内歯を有するリングギヤ２１と、各プラネタリギヤ２０を軸支するキャリヤ２２とを有する。ここで、変速装置８は、各プラネタリギヤ２０が公転を行わないスター型の遊星歯車機構である。具体的には、後述するようにキャリヤ２２が筐体２に連結されるとともに、サンギヤ１９とリングギヤ２１との間の所定位置に固定されている。このように、変速装置８では、キャリヤ２２が所定位置に固定された非可動部（静止体）として構成されている。各プラネタリギヤ２０は、変速装置８の非可動部であるキャリヤ２２によってサンギヤ１９の周方向の所定位置に位置決めされ、かつその所定位置において軸支されている。サンギヤ１９の中央部には、挿通孔１９ａが形成されている。サンギヤ１９は、挿通孔１９ａに低圧軸６の一端部６ａが挿通された状態で低圧軸６に連結されている。キャリヤ２２は、筐体２の内周面２ｂに向けて径方向に延設された延設部２２ａを有する。

筐体２の内部には、筐体２に連結された支持構造体２３が設けられる。支持構造体２３は、本体部２３ａと、本体部２３ａから延びる複数の支持アーム２３ｂとを有する。本体部２３ａは筒状に形成されており、内部に変速装置８が収容される。各々の支持アーム２３ｂは、筐体２の内周面２ｂから径方向内側に向けて延びて本体部２３ａに繋がっている。

キャリヤ２２の延設部２２ａは、本体部２３ａに連結される。これによって、キャリヤ２２は、支持構造体２３を介して筐体２に連結されることとなる。変速装置８は、ファン１０の回転速度を低圧軸６の回転速度よりも減速させるＦＤＧＳ（Fan Drive Gear System）として用いられる。

変速装置８は、低圧軸６の回転駆動力の一部を減速してファン１０に伝達する。変速装置８のリングギヤ２１には、軸線Ｘ方向に延びる筒状の中空部材である連結部材９が連結され、その連結部材９は、ファン１０に連結される。連結部材９は、低圧軸６とファン１０とに連結されて低圧軸６の駆動力の一部をファン１０に伝達する第１動力伝達部として用いられ、具体的には、変速装置８を介して低圧軸６と連結される。連結部材９は、低圧軸６の軸線Ｘ方向に延びる管状の本体部９ａと、変速装置８と近接する側における本体部９ａの一端に設けられた拡径部９ｂとを有する。拡径部９ｂは、リングギヤ２１の外周を部分的に覆いながら、リングギヤ２１と連結されている。連結部材９の本体部９ａの外周面と支持構造体２３との間に軸受Ｂ１が設けられることで、連結部材９が軸線Ｘ周りに回転可能に支持構造体２３に支持されている。

発電装置２８は、ファン１０よりも上流側で、かつファンケース１１の周縁よりも径方向内方に配置されている。発電装置２８は、エンジンの駆動力により駆動する航空機用機器である。また、発電装置２８は、エンジンの回転数に関わらずに一定の周波数の電力を発電するＩＤＧ（Integrated Drive Generator：駆動機構一体型発電装置）であり、エンジンの外部機器に対して安定した電力を供給するために用いられる。発電装置２８は、有底筒状のハウジング２９と、ハウジング２９より突出し、外部から駆動力が入力される入力軸としての装置入力軸３０と、ハウジング２９に収容された不図示の変速機と、ハウジング２９に収容されて前記変速機の出力により駆動される発電機とを備える。発電装置２８では、装置入力軸３０の回転数に合わせて前記変速機の変速比が調整され、前記変速機の出力が前記発電機に一定の回転数の駆動力として入力される。これにより、前記発電機において一定周波数による交流電力が発電される。前記交流電力が、ターミナル３１を介して外部機器に供給される。

連結部材９（第１動力伝達部）よりも径方向内方には、低圧軸６の駆動力を発電装置２８の装置入力軸３０に伝達するドライブシャフト３２が設けられている。ドライブシャフト３２は、低圧軸６の駆動力の一部を発電装置２８に伝達する第２動力伝達部として用いられる。ドライブシャフト３２の一端部３２ａは、発電装置２８の装置入力軸３０にスプライン結合で連結され、ドライブシャフト３２の他端部３２ｂは、低圧軸６の一端部６ａ内に挿入されて、スプライン結合で連結されている。低圧軸６の一端部６ａは、変速装置８のサンギヤ１９に挿入されて、連結されている。低圧軸６の駆動力の一部は、ドライブシャフト３２を介して装置入力軸３０に伝達され、発電装置２８は、低圧軸６の回転数と同じ回転数で駆動されて発電する。ドライブシャフト３２を用いた簡素な構造で低圧軸６の駆動力の一部を装置入力軸３０に入力することで、動力伝達の低抵抗化及び信頼性の向上が図られている。

ファン１０は、ファンハブ２５と、ファンハブ２５に周方向に間隔をおいて連結され、かつ放射状に延びる複数のファンブレード２４とを備える。各々のファンブレード２４の先端部２４ａは、環状のファンケース１１で覆われる（図１参照）。ファンケース１１は、複数の固定用ベーン２６によって筐体２に支持される。エンジン装置１の長手方向に延びる不図示のナセルに、ファンケース１１の外周面部１１ａが支持される。ファン１０から送風される外気の一部は、エンジン装置１の上流側から下流側に向けて、筐体２と、前記ナセルとの間に形成されるエア流路を通過する。

ファンハブ２５は、筒状のベース部２５ａと、ベース部２５ａの周囲に設けられた複数のジョイント部２５ｂとを有する。ファンハブ２５は、ベース部２５ａの内部に連結部材９の本体部９ａが挿通された状態で、本体部９ａの周面に形成された溝部９ｃとスプライン結合している。これにより、ファン１０は連結部材９と連結されて低圧軸６により駆動される。各ジョイント部２５ｂには、ファンブレード２４の基端部２４ｂが連結される。なお、ファンブレード２４とファンハブ２５は、一体的に形成されていてもよい。

ファン１０に近接する側における連結部材９の一端部には、環状の支持部材であるスリーブ２７が軸受Ｂ２を介して嵌合される。スリーブ２７には、発電装置２８が固定されている。発電装置２８は、スリーブ２７及び軸受Ｂ２を介して連結部材９に相対的に回転可能に支持されることで、連結部材９に径方向に支持されている。即ち、スリーブ２７は、発電装置２８を径方向に位置決めして拘束している。

連結部材９とドライブシャフト３２との間には、発電装置２８を支持する中空の支持部材であるトルクチューブ１２が配置されている。トルクチューブ１２は、連結部材９の本体部９ａの内部において、軸線Ｘ方向に延びている。そして、トルクチューブ１２の一端部１２ａは、発電装置２８に連結され、トルクチューブ１２の他端部１２ｂは、変速装置８の非可動部であるキャリヤ２２に連結されている。即ち、トルクチューブ１２は、キャリヤ２２を介して筐体２と連結される。トルクチューブ１２は、発電装置２８を回転方向に位置決めして拘束している。即ち、トルクチューブ１２は、ファン１０またはドライブシャフト３２の回転に伴って、発電装置２８のハウジング２９が回転しないように回り止めする。

トルクチューブ１２は、連結部材９よりも径方向内方に配置され、ドライブシャフト３２は、トルクチューブ１２よりも径方向内方に配置される。このように、エンジン装置１では、低圧軸６からファン１０に至る動力伝達経路と、発電装置２８を支持するトルクチューブ１２と、低圧軸６から発電装置２８に至る動力伝達経路とが、この順に低圧軸６の径方向の外方から内方に並んで配置されている。

発電装置２８は、略円錐形のノーズコーン１３に覆われて外部より保護されている。ノーズコーン１３は、発電装置２８と同様に、ファン１０よりも上流側に配置され、周縁部１３ａでスリーブ２７に固定される。なお、本実施形態では、発電装置２８がスリーブ２７に連結されているため、トルクチューブ１２は、スリーブ２７およびノーズコーン１３も回転方向に位置決めして拘束する。ターミナル３１に接続された配線は、例えば、スリーブ２７に設けた不図示の挿通孔を介し、トルクチューブ１２の外周に沿って延設される。前記配線は、さらに支持構造体２３及び固定用ベーン２６に沿って延設されることで、エンジン装置１の外部に取り出される。これにより、リングギヤ２１と連結部材９とファン１０との回転と、装置入力軸３０とドライブシャフト３２との回転とを阻害することなく前記配線を設けることができる。

ファン１０の上流側に発電装置２８を配置することで、例えばエア流路内等、ファン１０の下流側に配置する場合と異なり、エンジン装置１内の空気の流れが発電装置２８に阻害されるのを防止できる。

発電装置２８を支持するトルクチューブ１２が、連結部材９とドライブシャフト３２との間に配置されるので、低圧軸６からファン１０及び発電装置２８への動力伝達を可能としつつも、発電装置２８を支持して、ファンケース１１の内方に配置することができる。このように、発電装置２８がファンケース１１の内方に配置されるので、発電装置２８がファンケース１１の外方に配置される場合に比べ、発電装置２８を低圧軸６に近づけて配置できる。よって、低圧軸６から発電装置２８への動力伝達構造を、軽量かつ簡素な構成とすることができる。具体的には、ファンケース１１の外側に発電装置を配置して低圧軸６の駆動力を取り出そうとした場合、例えば、低圧軸６から径方向外方に向けて延びる連結軸と、当該連結軸を発電装置２８に連結するためのアクセサリギヤボックスとを含む構成等が必要になると考えられるが、本実施形態によれば、そのような連結軸及びアクセサリギヤボックス等を省略できる。

また、ファンケース１１の外方に、発電装置２８やアクセサリギヤボックスが配置されることはなく、エンジン装置１の前面面積の増大を抑制できる。よって、航空機の空気抵抗が増大し、燃費が悪化することを防止できる。

また、発電装置２８は、エンジン装置１の駆動時に高温になるタービン４及び燃焼器５が配置された領域（エンジンのホットセクション）から上流側に離間されている。従って、エンジンの駆動により生じた熱が発電装置２８に及びにくいため、発電装置２８を熱的に安定して駆動できる。

（第２実施形態）
図３は、第２実施形態に係るエンジン装置１００におけるファン１０周辺の部分断面図である。図３では、発電装置１２８の内部構造の一部を破線で図示している。発電装置１２８は、いわゆるジェネレータであって、ハウジング１２９の内部に軸支されたロータ１３３と、ロータ１３３の周囲を囲むように設けられたステータ１３４とを有する。ロータ１３３の軸１３３ａは、装置入力軸１３０と連結されている。

（第３実施形態）
図４は、第３実施形態に係るエンジン装置２００におけるファン１０周辺の部分断面図である。第３実施形態では、発電装置２８は、板状の固定部材２２７に固定されている。固定部材２２７の中央には開口２２７ａが形成され、開口２２７ａには発電装置２８の装置入力軸３０が挿通されている。ノーズコーン１３は、発電装置２８を覆うように固定部材２２７に支持されている。装置入力軸３０は、トルクチューブ１２の内部でドライブシャフト３２に連結されている。固定部材２２７は、連結部材２０９とは離間されている。固定部材２２７は、主として、キャリヤ２２に連結されたトルクチューブ１２で支持されている。

第３実施形態では、固定部材２２７が連結部材２０９と離間されているので、発電装置２８及び固定部材２２７の荷重が連結部材２０９に対して掛かりにくい。これにより、連結部材２０９の構造を簡素化することができる。

（第４実施形態）
図５は、第４実施形態に係るエンジン装置３００におけるファン１０周辺の部分断面図である。第４実施形態では、発電装置２８が取り付けられたスリーブ３２７が、軸受Ｂ２を介して連結部材９に支持されている。ノーズコーン１３は、その周縁部１３ａの外径と同程度の外径を有するように構成された環状部材３３１を用い、スリーブ３２７と非接触状態でファンハブ２５に連結されている。これにより、ノーズコーン１３は、ファンハブ２５とともに回転する。発電装置２８は、ノーズコーン１３の内部に、ノーズコーン１３と非接触状態で収容されている。

なお、発電装置２８と対向するノーズコーン１３の内周面に複数のフィンを設け、ノーズコーン１３の回転中にノーズコーン１３の内部に空気流を作り、前記フィンの各々により発電装置２８に送風することによって、発電装置２８を空冷する構成にすることができる。

（第５実施形態）
図６は、第５実施形態に係るエンジン装置４００におけるファン１０周辺の部分断面図である。発電装置４２８では、ハウジング４２９内の各部を熱交換して冷却できるように、ハウジング４２９内に所定の冷却用流体（例えば、ハウジング４２９内を流れるオイルの一部）を循環させている。発電装置４２８には、ハウジング４２９内の各部の熱交換に用いた冷却用流体を外部に排出するための配管４３２と、冷却された冷却用流体を内部に導入するための配管４３３とが外部に延設されている。配管４３２、４３３は、ノーズコーン１３に形成された挿通孔１３ｃ、１３ｄに挿通されて、ノーズコーン１３の外表面に沿って設けられた熱交換器４３４に連結される。

熱交換器４３４は、一例としてサーフェース型であって、本体４３５と、複数の放熱フィン４３６とを有する。本体４３５は、厚みの薄い箱状の筐体であって、コルゲートフィンが形成された不図示のプレートが内部に設けられている。そして、前記コルゲートフィンによって複数のチャネルが形成され、前記チャネルの各々の間に冷却用流体が流通可能に構成されている。複数の放熱フィン４３６は、本体４３５の外表面に立てられた状態で、本体４３５と熱結合するように設けられる。

第５実施形態では、発電装置４２８の冷却に用いられた冷却用流体は、配管４３２を通じて熱交換器４３４の本体４３５に送られる。熱交換器４３４では、エンジン装置４００の駆動中に外気が放熱フィン４３６に豊富に当たることにより、本体４３５中を流れる冷却用流体が外気と良好に熱交換されて冷却される。また、冷却用流体は、本体４３５を介し、ノーズコーン１３とも熱交換されて冷却される。これにより、十分に冷却された冷却用流体を配管４３３を通じてハウジング４２９の内部に戻し、ハウジング４２９内の各部の熱交換に再び用いることができ、発電装置４２８で発電が行われる際に、発電装置４２８が冷却用流体によって良好に冷却される。これにより、発電効率の向上を期待できる。さらに、ノーズコーン１３に熱交換器４３４を設けることで、発電装置４２８を冷却するための冷却用流体の配管４３２、４３３を短縮できる。従って、熱交換器４３４及び配管４３２、４３３を配設することによる重量増加をある程度抑制できる。

（第６実施形態）
図７は、第６実施形態に係るエンジン装置５００におけるファン１０周辺の部分断面図である。図７に示すように、エンジン装置５００に設けられる変速装置８０は、第１歯車８１、第２歯車８２、第３歯車８４及び第４歯車８５を有する。

具体的に、変速装置８０では、第１歯車８１が低圧軸６の一端部６ａに設けられている。また、第２歯車８２が連結部材５０９の一端に設けられている。第１歯車８１は、低圧軸６と一体的に回転する。第２歯車８２は、連結部材５０９と一体的に回転する。一例として、第２歯車８２は、第１歯車８１よりも外径が大きく、かつ第１歯車８１よりも多い歯数を有する。変速装置８０には、シャフト８３の一端に第３歯車８４が設けられ、シャフト８３の他端に第４歯車８５が設けられてなるギヤシャフト８６が軸支されている。第３歯車８４は、第１歯車８１に噛み合わされている。第４歯車８５は、第２歯車８２に噛み合わされている。一例として、第３歯車８４は、第４歯車８５よりも外径が大きく、かつ第４歯車８５よりも多い歯数を有するように形成されている。

変速装置８０は、第１歯車８１及び第２歯車８２の間に、低圧軸６の軸方向に連通する内部空間Ｓ１を有する。トルクチューブ５１２は、内部空間Ｓ１を通って、筐体２の内周面２ｂに向かって延びている。トルクチューブ５１２の端部５１２ｃは、筐体２と連結されている。これによって、ノーズコーン１３とスリーブ２７と発電装置２８とは、低圧軸６の回転駆動力をファン１０及び発電装置２８の各々に伝達する各動力伝達経路に影響されることなく、トルクチューブ５１２によって支持されている。発電装置２８は、スリーブ２７及びトルクチューブ５１２を介して筐体２に連結されている。第６実施形態では、トルクチューブ５１２は、筐体２に直接的に連結されることにより発電装置２８を支持する支持部材として用いられる。

変速装置８０における第１歯車８１、第２歯車８２、第３歯車８４及び第４歯車８５の各歯数及び各外径をそれぞれ適宜設定することで、例えば、低圧軸６の回転速度よりもファン１０の回転速度を減速させながら低圧軸６の回転駆動力の一部をファン１０に伝動して、ファン１０を回転駆動できる。また、例えば、低圧軸６の回転数と同じ回転数で、低圧軸６の回転駆動力の一部を装置入力軸３０に入力して、発電装置２８で効率よく発電できる。

（第７実施形態）
図８は、第７実施形態に係るエンジン装置６００におけるファン１０周辺の部分断面図である。図８に示すように、エンジン装置６００に設けられる変速装置６０８は、入力ギヤ８７と、複数（一例として５個）の２段ギヤ８８と、出力ギヤ８９とを有する。変速装置６０８は、支持構造体６２３の筒状の本体部６２３ａに収容されている。

入力ギヤ８７は、低圧軸６の一端部６ａに設けられ、低圧軸６の回転駆動力を各２段ギヤ８８に伝達する。複数の２段ギヤ８８は、第１ギヤ部８８Ａ及び第２ギヤ部８８Ｂを有する。第１ギヤ部８８Ａは、入力ギヤ８７と噛み合っている。第２ギヤ部８８Ｂは、出力ギヤ８９と噛み合っている。第１ギヤ部８８Ａ及び第２ギヤ部８８Ｂは、歯数が互いに異なる。一例として、第１ギヤ部８８Ａの歯数は、第２ギヤ部８８Ｂの歯数よりも多く設定されている。各２段ギヤ８８は、回転軸Ｙが装置入力軸３０の軸方向と平行にされた状態で、低圧軸６の周方向で離間して配置される。各２段ギヤ８８は、支持構造体６２３の本体部６２３ａの内部に設けられたキャリヤ６２３ｃに軸支されている。出力ギヤ８９は、連結部材６０９と一体に設けられており、連結部材６０９の他端側に位置している。出力ギヤ８９は、各２段ギヤ８８の回転駆動力を、連結部材６０９を介してファン１０に伝達する。このようにエンジン装置６００では、低圧軸６の回転駆動力の一部が、入力ギヤ８７、２段ギヤ８８、出力ギヤ８９及び連結部材６０９を順に経てファン１０に伝達される。

変速装置６０８は、トルクチューブ６１２が上流側から下流側に通過する空間Ｓ２を有する。具体的には、トルクチューブ６１２は、軸線Ｘ方向に延びる筒状の連結部材６０９の内部空間から隣り合う２段ギヤ８８の間隙（空間Ｓ２）を通り、入力ギヤ８７の下流側に延びている。このようにして、トルクチューブ６１２の一端部６１２ａが発電装置２８に連結され、トルクチューブ６１２の他端部６１２ｂが、支持構造体６２３の本体部６２３ａに連結されている。支持構造体６２３は、筐体２の内周面２ｂに支持アーム６２３ｂを介して支持されている。これにより発電装置２８は、スリーブ２７とトルクチューブ６１２と支持構造体６２３とを介して筐体２に連結されている。このように第７実施形態では、トルクチューブ１２及び支持構造体６２３が筐体２と発電装置２８を連結し、発電装置２８を支持する支持部材として用いられる。ここで、２段ギヤ８８の個数は限定されず、１個以上であればよい。

（その他）
なお、本発明は前述した実施形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲でその構成を変更、追加、又は削除することができる。前記各実施形態は、互いに任意に組み合わせてもよく、例えば１つの実施形態中の一部の構成又は方法を他の実施形態に適用してもよい。

上記各実施形態では、航空機用機器として発電装置を例示した。しかしながら、航空機用機器は、エンジンの駆動力により駆動するものであればよく、例えばポンプであってもよい。

上記各実施形態では、変速装置を介して連結部材と低圧軸とを連結する構成を例示した。しかしながら、変速装置は必須ではなく、変速装置を省略して連結部材と低圧軸とを直接連結してもよい。また、上記各実施形態では、筐体に連結された変速装置にトルクチューブを連結することで、変速装置を介してトルクチューブを筐体に間接的に連結してもよいし、変速装置を介さずにトルクチューブを前記筐体に直接的に連結してもよい。

上記各実施形態では、例えば、トルクチューブ１２、５１２の内部に軸受を設け、前記軸受により、ドライブシャフト３２を軸支してもよい。これにより、ドライブシャフト３２を前記軸受を介してトルクチューブ１２、５１２で安定して軸支できる。また、ドライブシャフト３２の剛性によって、トルクチューブ１２、５１２を補強できる。連結部材９、２０９、５０９は、例えば、トルクチューブ１２、５１２の外周に設けた別の軸受により軸支してもよい。これにより、連結部材９、２０９、５０９を前記軸受を介して安定して軸支できる。

上記第１〜第５実施形態では、低圧軸６がサンギヤ１９に連結される構成としたが、これに限定されない。低圧軸６とドライブシャフト３２を略同一の径として、ドライブシャフト３２と低圧軸６の両方が、サンギヤ１９に連結される構成でもよい。また、低圧軸６の一端部６ａが、ドライブシャフト３２の他端部３２ｂ内に挿入されて、スプライン結合で連結されていてもよい。この場合、ドライブシャフト３２がサンギヤ１９に連結されることとなる。
上記第１〜第５実施形態の変速装置８で用いるサンギヤ１９と、プラネタリギヤ２０と、リングギヤ２１とは、斜歯歯車に限定されず、その他の例として、山歯歯車または平歯車でもよい。

また、上記各実施形態における変速装置は、無段変速機を用いて構成してもよい。例えば、前記無段変速機は、複数のプーリーと、前記複数のプーリーの間で動力伝達を行うベルトとを有するベルト式の無段変速機であってもよい。この場合、トルクチューブを前記複数のプーリー間の空間を通過するように設けてもよい。

第５実施形態における熱交換器４３４と、配管４３２、４３３とは、発電装置のハウジングと、ノーズコーンとが互いに相対移動しない構成を有するエンジン装置に適用可能である。従って、第５実施形態に記載した熱交換器４３４と配管４３２、４３３とは、例えば、第２実施形態のエンジン装置１００と、第３実施形態のエンジン装置２００と、第６実施形態のエンジン５００と、第７実施形態のエンジン装置６００とのいずれかとの組み合わせも可能である。

Ｓ１内部空間
Ｓ２空間
１、１００〜６００航空機用エンジン装置
２筐体
６低圧軸（回転軸）
８、８０、６０８変速装置
９、２０９、５０９、６０９連結部材（第１動力伝達部）
１０、１１０ファン
１１ファンケース
１２、５１２、６１２トルクチューブ（支持部材）
１３ノーズコーン
１４低圧タービン
１９サンギヤ
２０プラネタリギヤ
２１リングギヤ
２２キャリヤ
２３、６２３支持構造体（支持部材）
２８、１２８、４２８発電装置（航空機用機器）
３０、１３０、４３０装置入力軸（入力軸）
３２ドライブシャフト
４３４熱交換器

Claims

回転軸と、
前記回転軸により駆動されるファンと、
前記ファンを囲うファンケースと、
前記ファンよりも上流側、かつ前記回転軸の径方向における前記ファンケースの周縁よりも内方に配置される航空機用機器と、
前記回転軸の少なくとも一部を収容し、前記ファンケースを支持する筐体と、
前記回転軸と前記ファンとに連結される第１動力伝達部と、
前記第１動力伝達部よりも前記回転軸の径方向内方に配置され、前記回転軸と前記航空機用機器とに連結される第２動力伝達部と、
前記第１動力伝達部と前記第２動力伝達部との間に配置され、前記筐体と前記航空機用機器とを連結して前記航空機用機器を支持する支持部材と、
前記ファンよりも上流側に配置されるノーズコーンと、を備え、
前記航空機用機器は、発電装置であり、前記ノーズコーン内に配置されている、航空機用エンジン装置。
回転軸と、
前記回転軸により駆動されるファンと、
前記ファンを囲うファンケースと、
前記ファンよりも上流側、かつ前記回転軸の径方向における前記ファンケースの周縁よりも内方に配置される航空機用機器と、
前記回転軸の少なくとも一部を収容し、前記ファンケースを支持する筐体と、
前記回転軸と前記ファンとに連結される第１動力伝達部と、
前記第１動力伝達部よりも前記回転軸の径方向内方に配置され、前記回転軸と前記航空機用機器とに連結される第２動力伝達部と、
前記第１動力伝達部と前記第２動力伝達部との間に配置され、前記筐体と前記航空機用機器とを連結して前記航空機用機器を支持する支持部材と、
前記ファンよりも上流側に配置されるノーズコーンと、
前記回転軸と前記第１動力伝達部との間に配置される変速装置と、を備え、
前記第１動力伝達部は、前記変速装置を介して前記回転軸に連結され、前記回転軸の軸方向に延びる中空部材であり、
前記変速装置は、前記支持部材が通過する空間を有し、
前記支持部材は、前記空間を通って前記筐体に連結される、航空機用エンジン装置。
前記回転軸と前記第１動力伝達部との間に配置される変速装置をさらに備え、
前記第１動力伝達部は、前記変速装置を介して前記回転軸に連結され、前記回転軸の軸方向に延びる中空部材である、請求項１に記載の航空機用エンジン装置。
前記変速装置は、前記筐体に固定された非可動部を有し、
前記支持部材は、前記非可動部を介して前記筐体に連結される、請求項３に記載の航空機用エンジン装置。
前記変速装置は、サンギヤと、前記サンギヤに噛み合う複数のプラネタリギヤと、前記複数のプラネタリギヤに噛み合うリングギヤと、前記複数のプラネタリギヤを回転可能に支持するキャリヤとを有するスター型の遊星歯車機構であり、
前記非可動部は前記キャリヤである、請求項４に記載の航空機用エンジン装置。
前記第２動力伝達部は、前記回転軸の軸方向に延びる軸部材である、請求項１〜５のいずれか１項に記載の航空機用エンジン装置。
低圧タービンをさらに備え、
前記回転軸は、前記低圧タービンにより駆動される低圧軸である、請求項１〜６のいずれか１項に記載の航空機用エンジン装置。
回転軸と、
前記回転軸により駆動されるファンと、
前記ファンを囲うファンケースと、
前記ファンよりも上流側、かつ前記回転軸の径方向における前記ファンケースの周縁よりも内方に配置される航空機用機器と、
前記回転軸の少なくとも一部を収容し、前記ファンケースを支持する筐体と、
前記回転軸と前記ファンとに連結される第１動力伝達部と、
前記第１動力伝達部よりも前記回転軸の径方向内方に配置され、前記回転軸と前記航空機用機器とに連結される第２動力伝達部と、
前記第１動力伝達部と前記第２動力伝達部との間に配置され、前記筐体と前記航空機用機器とを連結して前記航空機用機器を支持する支持部材と、
ノーズコーンと、を備え、
前記ノーズコーンの表面に、前記航空機用機器で生じた熱を外気と熱交換するための熱交換器が設けられている、航空機用エンジン装置。
回転軸と、
前記回転軸により駆動されるファンと、
前記ファンを囲うファンケースと、
前記ファンよりも上流側、かつ前記回転軸の径方向における前記ファンケースの周縁よりも内方に配置される航空機用機器と、
前記回転軸の少なくとも一部を収容し、前記ファンケースを支持する筐体と、
前記回転軸と前記ファンとに連結される第１動力伝達部と、
前記第１動力伝達部よりも前記回転軸の径方向内方に配置され、前記回転軸と前記航空機用機器とに連結される第２動力伝達部と、
前記第１動力伝達部と前記第２動力伝達部との間に配置され、前記筐体と前記航空機用機器とを連結して前記航空機用機器を支持する支持部材と、を備え、
前記航空機用機器が、発電装置である、航空機用エンジン装置。
前記航空機用機器が、前記回転軸の延長上の位置に配置されている、請求項１，２，８，及び９のいずれか１項に記載の航空機用エンジン装置。