JP5016706B2 - 航空機用始動発電装置 - Google Patents

Description

本発明は、航空機エンジンに連結されて、エンジン・スタータおよび発電機を兼ねる航空機用始動発電装置に関するものである。

従来型の航空機用発電装置は、二軸型ジェットエンジンの高圧軸で駆動されていたが、航空機の電気化進展に伴い発電容量が増大し、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するリスクが増大してきた。今後、エンジンの高バイパス化が進むと、このリスクはますます高まると考えられる。これを回避するために、低圧軸で駆動される発電装置が計画されたが、高圧軸の回転数範囲１：２程度に対し、低圧軸の回転数範囲１：５となり、従来型のＩＤＧ(Integrated Drive Generator:エンジン回転数が変動しても一定周波数発電が可能なように無段変速機を内蔵した駆動機構一体型発電装置で、ＣＦ(Constant Frequency)方式ともいう。）や、ＶＦ(Variable Frequency)方式では対処できない。よって、この問題に対処するためトラクションドライブ無段変速機を使用した新方式の低圧軸装着型ＩＤＧ（低圧軸装着型ＩＤＧ）が提案され、航空機の電気化推進に寄与している（特願2009-026220 参照）。なおこの場合、ＩＤＧなので一定周波数（ＣＦ）の電力が供給される。

一方、航空機の電気化推進のもうひとつのキーテクノロジーとして、従来の圧縮空気式に代わる電気式スタータがあるが、エンジン・スタート時以外は発電機として作動するスタータ・ジェネレータ（始動・発電機）として１人２役をこなし、軽量化・コストダウンに寄与している。なお、この場合、圧縮機は高圧軸によって駆動されるので、エンジンをスタートさせるには、このスタータ・ジェネレータを高圧軸に接続する必要があり、やはり、エンジンストールの問題がある。また、発電周波数はＶＦである。

さらに、前記従来型のＩＤＧをスタータ・ジェネレータ化する案も提示されているが（特許文献１〜５）、いずれも高圧軸装着を前提としており、低圧軸装着には対応できない。

特開２００８−３８９０２号公報 米国特許第３２７４８５５号明細書 米国特許第３７８６６９６号明細書 米国特許第４３１５４４２号明細書 英国特許第１１９９１４５号明細書

航空機のさらなる電動化を進めるに当り、上述のように高圧軸からの馬力抽出の限界およびエンジンスタートの必要上、1 台は高圧軸駆動のスタータ・ジェネレータ、1 台は低圧軸駆動の低圧軸装着型ＩＤＧとする案があるが、ＶＦとＣＦが混在する、異なる２種類の装置を用意する必要がある、という問題点があり、航空機電源システムの複雑化、補用品の増加、コストの増大を招く。

一方、低圧軸装着型ＩＤＧをスタータ・ジェネレータ化し高圧軸に配置することで、ＣＦ化し、装置も共用することも考えられるが、このままではスタート時にトラクションドライブが低速で大トルクを伝達することになり、停止状態からスタートするときの接触面焼き付きや表面疲労が発生するため、実用困難である。

本発明は上記課題の解決をめざし、エンジンの低圧軸による一定周波数発電と、高圧軸による電気式スタートとを１台で行うことにより、装置の簡素化、コストダウンを実現できる航空機用始動発電装置およびこの装置を制御する方法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、本発明の航空機用始動発電装置は、航空機用の二軸型ガスタービンエンジンに使用される装置であって、スタータと発電機を兼ねる電気式回転機、無段変速機、前記エンジンの高圧軸に連結される高圧側クラッチ、および低圧軸に連結される低圧側クラッチを備え、スタート時は前記回転機が前記高圧側クラッチを介して前記高圧軸を駆動し、前記エンジンが自立運転に入った後は前記低圧軸が前記低圧側クラッチおよび前記無段変速機を介して前記回転機を一定回転数で駆動し、前記高圧側クラッチは、前記高圧軸が第１回転速度に達したときに遮断され、前記低圧側クラッチは、前記高圧軸が前記第１回転速度よりも高い第２回転速度に達したとき接続されるように設定されており、前記回転機の一端部と前記高圧側クラッチとが第１のギヤ列を介して連結され、前記回転機の他端部と前記低圧軸とが第２のギヤ列および前記無段変速機を介して連結され、スタート時は常に前記エンジン低圧軸の回転速度が装置側よりも遅く、エンジン自立後は常に前記エンジン高圧軸が装置側よりも速い回転速度となるように、前記第１ギヤ列および前記第２ギヤ列の各ギヤ比が選定されており、さらに、前記回転機、前記無段変速機、前記高圧側クラッチ、前記低圧側クラッチ、第１のギヤ列および第２のギヤ列を収納するハウジングを備え、前記ハウジングが、前記高圧軸および低圧軸に連結された伝達ギヤ列を収納したギヤボックスに連結されている。

この構成によれば、エンジンの低圧軸による一定周波数発電と、高圧軸による電気式スタートとを１台の回転機で行うことにより、装置の簡素化、コストダウンを実現できる。また、エンジンスタート時は、回転機が高圧軸のみを駆動してエンジンをスタートさせる一方で、低圧側クラッチは空転するので、低圧軸は駆動されない。したがって、低圧軸に連結される巨大なファンのような負荷による大きな抵抗の発生を避けることができるので、スタート時の所要動力が低減される。さらに、回転機をスタータとして使用するスタート時に高圧軸の回転速度が上昇する際に、第１回転速度で回転機がカットオフされたのち第２回転速度で低圧側クラッチが接続されて回転機が発電機として駆動され始める。したがって、高圧軸と低圧軸とが干渉することはないので、回転機をスタータ動作から発電機動作に円滑に切り換えることができる。また、第１および第２のギヤ列のそれぞれにおける適切なギヤ比の設定により、スタート時に、高圧側クラッチが遮断されたのち低圧側クラッチが接続される動作を容易に実行できる。さらに、始動発電装置の全体がハウジング内に収納されてコンパクトな構造となるとともに、このハウジングをギヤボックスに連結することにより、始動発電装置を容易にギヤボックスに取り付けることができる。

本発明において、前記第１のギヤ列と第２のギヤ列を、前記回転機の一端部の軸方向外方と他端部の軸方向外方とに配置することができる。これにより、回転機の両側に第１のギヤ列と第２のギヤ列が配置されるので、回転機の回りのスペースを有効利用できる。

このような第１ギヤ列と第２ギヤ列の配置において、前記無段変速機と前記低圧軸との間に前記低圧側クラッチを配置するか、または前記無段変速機と前記第２ギヤ列との間に前記低圧側クラッチを配置することができる。

前記高圧側クラッチは、前記エンジン高圧軸が高速回転のとき空転するワンウェイクラッチとし、前記低圧側クラッチは、装置側が高速回転のとき空転するワンウェイクラッチとすることが好ましい。これにより、クラッチ制御手段が不要になり、構造が簡略化される。

本発明の始動発電装置によれば、エンジンの低圧軸による一定周波数発電と、高圧軸による電気式スタートとを１台の回転機で行うことにより、装置の簡素化、コストダウンを実現できる。また、エンジンスタート時に、低圧軸に連結される負荷による大きな抵抗の発生を避けることができるので、スタート時の所要動力が低減される。

本発明の一実施形態に係る航空機用始動発電装置のエンジンへの連結状態を示す概略縦断面図である。 同実施形態に係る航空機用始動発電装置を示す概略縦断面図である。 同航空機用始動発電装置に含まれるトラクションドライブ無段変速機を示す概略縦断面図である。 同航空機用始動発電装置のスターターモード時を示す概略縦断面図である。 同航空機用始動発電装置の発電モード時を示す概略縦断面図である。 同航空機用始動発電装置の各軸の回転速度の時間推移を示す特性図である。 本発明の第２実施形態の航空機用始動発電装置を示す概略縦断面図である。 本発明の第３実施形態の航空機用始動発電装置を示す概略縦断面図である。 本発明の第４実施形態の航空機用始動発電装置を示すブロック図である。

本発明の始動発電装置１は、図１に示すような航空機用のエンジン１０に補機として使用される。このエンジン１０は、ガスタービンエンジンの一種であるジェットエンジンである。この例では、エンジン１０は２軸型のターボファンエンジンであり、圧縮機２、燃焼器３、高圧タービン４および低圧タービン５を備えている。高圧タービン４は高圧軸７を介して圧縮機２に連結されて、圧縮機２を駆動する。低圧タービン４は出力用であり、低圧軸８を介して、負荷であるファン９を回転させる。

高圧軸７および低圧軸８は、補機用の出力取出しギヤ列１１と、高圧取出し軸１２および低圧取出し軸１３とを介してエンジン・アクセサリ・ギヤボックス１５に連結され、このギヤボックス１５に収納された伝達ギヤ列１６を経て、高圧側入力軸２１と低圧側入力軸２２にそれぞれギヤ連結されている。

１．本装置(TDSG:Traction Drive starter Generator)１は、図２に示すように、トラクションドライブ無段変速機２５、スタータと発電機を兼ねる電気式の回転機２６、２つのワンウェイ・クラッチ２７，２８、２箇所の入力軸２１，２２、これらを繋ぐ第１および第２のギヤ列３０，３１およびこれらを収容するハウジング３３を主な構成要素とする。ハウジング３３が、図示しないボルトのような締結部材によりギヤボックス１５に連結されている。回転機２６の回転軸２９は、回転機２６の両端面２６ａ、２６ｂから軸方向の両側に突出しており、第１ギヤ列である増速ギヤ列３０が回転軸２９の一端部２９ａに接続され、第２ギヤ列であるアイドラギヤ列３１が、回転軸２９の他端部２９ｂに接続されている。こうして、増速ギヤ列３０とアイドラギヤ列３１を回転機２６の両側、つまり軸方向の一方の外方と他方の外方に配置することで、ハウジング３３内のスペースのバランスよい利用を図っている。

増速ギヤ列３０は、回転機２６と高圧側クラッチ２７との間に接続され、アイドラギヤ列３１は、回転機２６と無段変速機２５の間に接続されている。無段変速機２５は低圧側クラッチ２８に接続されている。

２．エンジン１０の高圧(HP)軸７に接続される高圧側入力軸（HP入力軸) ２１は、高圧側ワンウエイ・クラッチ（スプラグ式、ローラー式等）２７のインナーレース２７ａと繋がる。高圧側ワンウエイ・クラッチ（以下、HPクラッチという）２７はインナーレース２７ａ側の方が高速のときに空転する向きに設定されており、エンジンが自立運転に入って回転数が上昇すると自動的に遮断されて空転する。エンジン１０の低圧(LP)軸８に接続される低圧側入力軸（LP入力軸) ２２は、低圧側ワンウエイ・クラッチ２８のアウターレース２８ｂと繋がる。低圧側ワンウエイ・クラッチ（以下、LPクラッチという）２８も、インナーレース２８ａ側のほうが高速のときに空転する向きに設定されており、エンジン回転数が低いスタート時に自動的に遮断されて空転する。HPクラッチ２７のアウターレース２７ｂは、増速ギヤ列３０を介して回転機２６の回転軸２９の一端部２９ａに接続されている。

３．始動発電装置１には始動制御装置６１が設けられている。この始動制御装置６１は、エンジン１０を停止状態から起動するための装置であり、モータ制御回路６２およびスタータ制御回路６３を備えている。モータ制御回路６２は、
スタータモードにおいて、外部の電源または航空機搭載のＡＰＵ（補助動力源）等である電源３５からの電力を調整して回転機２６に供給し、発電モードにおいて、回転機からの発電電力を調整して外部の電気負荷３６に供給する。スタータ制御回路６３は、高圧軸回転センサ６５から入力される高圧軸回転速度に基づき、モータ制御回路６２を制御するとともに、無段変速機２５の制御器５０を制御して、スタートモードで無段変速機２５の減速比を最大値に固定させる。モータ制御回路６２は、スタータモードで、予め設定された回転数上昇パターンで回転機２６の回転速度を上昇させることにより、エンジン１０を起動する。

４．エンジンスタート時は、回転機２６は電源３５からモータ制御回路６２を介して給電されてスタータ・モーターとして作動し、HP入力軸２１を経由して図１のエンジン１０のHP軸７を回転させ、エンジン１０をスタートする。図２の高圧軸回転センサ６５からの回転速度信号に基づきHP軸７が一定回転に達したことがわかると、回転機２６は、モータ制御回路６２によって給電が停止され、徐々に減速して停止する（スタータ・カットオフ）が、このときまでにエンジン１０は自立運転しているので、HP軸７の回転数は上昇し続ける。こうなるとHPクラッチ２７は、インナーレース２７ａの方がアウターレース２４ｂよりも高速になるので、自動的に遮断されて、アウターレース２４ｂが空転する。（スタータモード）

５．図１のエンジン１０の回転、すなわちHP軸７の回転がさらに上昇するにつれ、LP軸（ファン軸）８の回転が上昇し始める。LP入力軸２２は、前述のとおり、図２のLPクラッチ２８のアウターレース２８ｂに繋がっている。一方、回転機２６は、アイドラギヤ列３１およびトラクションドライブ無段変速機２５を経由して、LPクラッチ２８のインナーレース２８ａに繋がっている。具体的には、アイドラギヤ列３１がトラクションドライブ無段変速機２５の出力側に連結され、この変速機２５の入力側がLPクラッチ２８のインナーレース２８ａに繋がっている。このとき、アウターレース２８ｂの方がインナーレース２８ａよりも高速なので、LPクラッチ２８は遮断状態にある。

６．上記４項でスターター・カットオフ後は、回転機２６の回転低下とともにLPクラッチ２８のインナーレース２８ａの回転も低下する。一方、５項でLPクラッチ２８のアウターレース２８ｂの回転は上昇していくので、両者が一致したところでLPクラッチ２８が自動的に接続状態となり、エンジン１０のLP軸８で回転機２６が駆動され始める。

７．このとき、図３に示すように、スタータ制御回路６３からの指令を受けた制御器５０により、トラクションドライブ無段変速機２５は最大減速モード（入力側に対し、出力側の速度が最低）となっている。上記５〜７項をトランジェント・モードと称す。

トラクションドライブ無段変速機２５は、ダブルキャビティ型であり、各キャビティ４１の軸方向外側に一対の入力ディスク４２，４２が配置され、軸方向内側に一対の出力ディスク４３，４３が配置されている。入力ディスク４２は入力軸４５に連結され、出力ディスク４３は出力軸４６に連結されている。入力ディスク４２と出力ディスク４３とは、その間に配置されたパワーローラ４８により、潤滑油の流体摩擦を利用して回転連結される。パワーローラ４８は周方向に間隔を空けて複数個が配置される。出力軸４６には出力ギヤ４７が結合されており、この出力ギヤ４７が図１のアイドラギヤ列３１に連結された中間ギヤ５１に接続されている。図３のパワーローラ４８の姿勢は制御器５０によって制御され、入出力ディスク４２，４３間の速度比が無段で変更される。最大増速モードでは、パワーローラ４８は図３に二点鎖線で示す姿勢となる。

８．図１のエンジン１０のLP軸８の回転速度が上昇し、グランドアイドル（地上運転時のアイドリング状態）に達すると、図２の無段変速機２５による速度制御が開始され、制御器５０により、LP軸８の回転速度が変化しても回転機２６の回転速度が一定（例えば24000rpm）となるよう無段変速機２５の出力軸４７の回転速度が制御される。回転機２６が所定速度に達すると発電が開始され、LP入力軸２２の回転速度に拘らず一定周波数（発電機が２極の場合400Hz ）の交流電力が外部の電気負荷３６に供給される。（ジェネレータ・モード）なお、このモードにおいてはHPクラッチ２７のアウターレース速度はインナーレース速度より遅くなるよう増速ギヤ列３０のギヤ比が設定されているので、HPクラッチ２７は空転しており、したがって、始動発電装置１は、LP軸８のみから駆動され、HP軸７の作動に影響を及ぼさない。

つぎに、始動発電装置１の動作を図４および図５にしたがって説明する。図４および図５では無段変速機２５および回転機２６から遮断されている部分を破線で示している。

図４に示すエンジンスタート時（スタータ・モード）は回転機２６がHP軸７のみを駆動してエンジンをスタートさせる。このとき、LPクラッチ２８は空転するので、LP軸８は駆動されない。したがって、LP軸８に連結された巨大なファン９の回転による大きな抵抗の発生を避けることができるので、スタート時の所要動力が低減される。

エンジン自立後は、図５に示すように、LP軸８からLP入力軸２２、LPクラッチ２８、無段変速機２５およびアイドラギヤ列３１を介して回転機２６を駆動するが（ジェネレータ・モード）、HPクラッチ２７は空転しているので、HP入力軸２１とLP入力軸２２とが干渉することはない。上記となるようなギヤ比の１例として、HP入力軸２１側から見て、増速ギヤ列３０（図示は遊星歯車であるが、並行軸でもよい)=1:3 、アイドラギヤ列３１=1.34:1 （減速）、中間ギヤ５１と変速機出力ギヤ４７の間=2:1（減速）、無段変速機２５の変速比1/√5 （減速）〜√5 ／１（増速）（全変速比1:5 ）とする。

なお、上記を実施するため、無段変速機２５の変速比は、スタータモード、およびトランジェントモードにおける変速制御開始までは、前述のとおり、スタータ制御回路６３によって常に最大減速（LP入力側からみて出力ギヤ４７が1/√5 となるLoモード（図３の実線））に固定される。

図２の各軸の各モードにおける速度関係の一例を、図６に示す。
a)スタータモードにおいて、図２のスタータ制御回路６３からの指令により、モータ制御回路６２が作動して、回転機２６をモーターとして作動させ、HP軸７を駆動し始める。モーター回転とともに、図６に示すHP軸回転数Ａも上昇し、エンジンは自立運転を始める。

ｂ）HP軸７が例えば第１回転数である5500rpm に達すると、高圧軸回転センサ６５からの回転数検出信号を受けたスタータ制御回路６３が作動し、モータ制御回路６２から回転機（モータ）２６への給電がカット・オフ（給電停止）される。このときモーター回転数Ｂは16500rpm（ギヤ比より）である。モーター・カットオフに伴い、HPクラッチ・アウターレース速度Ｃが低下し、一方でHP軸速度Ａは上昇するので、HPクラッチ２７は空転する。

ｃ）LPクラッチ・インナーレース速度Ｄは、９項で示したギヤ比の関係および無段変速機２５がLoモードに固定されていることより、エンジンスタート後から４０００rpm （モーター・カットオフ）まで、モーター回転数Ｂに連動して回転数が上昇する。その後はモーター・カットオフにより他の軸と共に回転は急落する。

ｄ）LP軸回転数Ｅ（ファンに直結）はHP軸回転数Ａに連動して上昇していく。これがLPクラッチ・インナーレース速度Ｄと合致したとき、例えばHP軸７が第２回転数である7500rpmに達したとき、LPクラッチ２８が自動的に接続される。それ以降は、LP側入力軸２２が無段変速機２５を介して回転機２６を駆動し始める。他方、HPクラッチ・アウターレース速度ＣはHP軸速度Ａよりも十分低いので、HPクラッチ２７は空転する。

e)HP軸速度Ａはエンジンがグランドアイドルになると静定する(9000rpm）。他軸も同様に静定する。

f)静定後、図３のトラクションドライブ制御器５０が起動し、図２の回転機２６を一定回転数(24000rpm)に制御する。無段変速機２５は、LP側軸回転数Ｅの4000rpm 〜20000rpmに対し、発電機（回転機）回転数Ｂを一定になるよう制御できる。回転機２６は２極なので発電周波数は４００Hzである。連動してHPクラッチ・アウターレース速度Ｃも8000rpm まで上昇するが、グランドアイドル時のHP軸回転数Ａの9000rpm より遅いため、HPクラッチ２７は空転したままである。

g)その後テイクオフに移ると、LP軸速度Ｅは20000rpmまで上昇するが、無段変速機２５の速度制御範囲内なので、発電機速度である回転機速度Ｂは24000rpm一定に保たれている。一方、HP軸速度Ａは15000rpmまで上昇するが、HPクラッチ・アウターレース速度Ｃは回転機速度Ｂに連動して一定の8000rpm に維持されるので、HPクラッチ２７は空転のままである。

異常発生時は、無段変速機２５は制御器５０によってLoモードに固定され、各回転軸速度を最低にし、安全を図る。

図７の第２実施形態に示すように、クラッチ２７，２８、ギヤ列３０，３１はエンジン・アクセサリ・ギヤボックス１５に内蔵し、無段変速機２５と回転機２６を、このギヤボックス１５の外に配置して、それぞれ別々の変速機ハウジングＨ２５と回転機ハウジングＨ２６に収納し、両ハウジングＨ２５，Ｈ２６をギヤボックス１５に連結する構造として、他のアクセサリと同列で扱ってもよい。

また、図８の第３実施形態に示すように、LPクラッチ２８をアイドラギヤ列３１と、無段変速機２５、詳しくはその中間ギヤ５１との間に設けてもよい。その場合、LPクラッチ２８のインナーレース２８ａがアイドラギヤ列３１に連結され、アウターレース２８ｂが中間ギヤ５１に連結される。

図９の第４実施形態では、発電容量を大きくするために、本発明の始動発電装置(TDSG)１を複数、例えば２台設けている。両装置１，１からの発電出力を接触器５５，５６を介して電路５７，５８に供給する。一定周波数(CF)の電流が流れる両電路５７，５８間には遮断器６０が接続されている。所要電力の大きさに応じて、接触器５５，５６を開閉することにより、一方の装置１の電力のみを使用する場合と、両方の装置１の電力を使用する場合とに切り換える。

以上説明した本発明のポイントをまとめると、つぎのとおりである。
（１）航空機のエンジン・スタータと発電機を兼用する始動発電装置１であって、図２に示したスタータと発電機を兼ねる回転機２６、変速機（例えばトラクションドライブ無段変速機）２５、高圧側クラッチ２７および低圧側クラッチ２８を備え、エンジン１０の高圧系と低圧系のそれぞれと結合し、エンジン・スタート時はモータ２６が直接高圧系を駆動し、エンジン１０が自立運転に入ったあとはエンジン１０の低圧系が無段変速機２５を駆動し、この無段変速機２５がエンジン１０からの入力回転数にかかわらず発電機２６を一定回転速度で駆動する。

（２）上記（１）となるように２つのクラッチ２７，２８、増速ギヤ列３０およびアイドラギヤ列３１を配置する。（高圧側クラッチ２７はエンジン高圧軸７側が高速回転のとき空転し、低圧側クラッチ２８は装置１側が高速回転のとき空転するように設定する。）

（３）スタート時は、制御器５０により、無段変速機２５が常にLoモード（最大減速モード）となるよう制御する。
（４）スタート時は常にエンジン低圧軸８の回転速度が装置１側よりも遅く、エンジン自立後は常にエンジン高圧軸７が装置１側よりも速い回転速度となるように、第１ギヤ列３０および第２ギヤ列３１の各ギヤ比を選定して各要素間を繋ぐ（無段変速機２５はLoモード）。これにより、スタート時はファン９を回転させず、エンジン自立後はコア（高圧軸７）に影響を及ぼさない。

（５）回転機２６の両側に、高圧側入出力ギヤ（増速ギヤ列３０）と低圧側入出力ギヤ（アイドラギヤ列３１）とを分けて配置して、スペースをバランスよく利用した。

（６）両クラッチ２７，２８はアクセサリ・ギヤボックス１５内に配置してもよい（図７）。
（７）無段変速機２５と回転機２６は別々のハウジングＨ２５，Ｈ２６に収納してもよい（図７）。
（８）非常時は必ず無段変速機２５がLoモードとなるように制御する。

以上説明したとおり、本発明によれば、図１の航空機エンジン１０の図２に示す低圧軸８による一定周波数発電と、高圧軸７による電気式エンジンスタートが１台で行えるので、複数機器の搭載が必要でなくなる結果、航空機の電気システムの簡素化、コストダウンが実現する。さらに、全機を一定周波数発電で統一でき、航空機の電源システムの簡素化ができる。
また、エンジンスタート時は回転機２６が高圧軸２１のみを駆動してエンジン１０をスタートさせ、このとき、低圧側クラッチ２８は空転するので、低圧軸２２は駆動されない。したがって、低圧軸２２に連結される巨大なファン９(図１)のような負荷による大きな抵抗の発生を避けることができるので、スタート時の所要動力が低減される。
上記を通じ航空機の電動化を促進できる。

なお、無段変速機として、上記無段変速機２５以外の、例えばベルト式変速機を使用してもよい。また、高圧側クラッチ２７および低圧側クラッチ２８の一方または両方として、ワンウエイクラッチに代えて、多板クラッチのような、外部からオン・オフ制御する非自動型のクラッチを使用してもよい。

以上のとおり、図面を参照しながら本発明の好適な実施形態を説明したが、本発明の趣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る。例えば、本発明は、ターボプロプエンジンとして使用するガスタービンエンジンにも適用できる。したがって、そのようなものも本発明の範囲内に含まれる。

１ 始動発電装置
７ 高圧軸
８ 低圧軸
１０ エンジン
１５ ギヤボックス
１６ 伝達ギヤ列
２１ 高圧側入力軸
２２ 低圧側入力軸
２５ トラクションドライブ無段変速機
２６ 回転機
２７ 高圧側ワンウエイ・クラッチ
２８ 低圧側ワンウエイ・クラッチ
３０ 増速ギヤ列（第１ギヤ列）
３１ アイドラギヤ列(第２ギヤ列)
３３ ハウジング
Ｈ２５ 変速機ハウジング
Ｈ２６ 回転機ハウジング

Claims (6)

1. 航空機用の二軸型ガスタービンエンジンに使用される装置であって、
   スタータと発電機を兼ねる電気式回転機、無段変速機、前記エンジンの高圧軸に連結される高圧側クラッチ、および低圧軸に連結される低圧側クラッチを備え、
   スタート時は前記回転機が前記高圧側クラッチを介して前記高圧軸を駆動し、前記エンジンが自立運転に入った後は前記低圧軸が前記低圧側クラッチおよび前記無段変速機を介して前記回転機を一定回転数で駆動し、
   前記高圧側クラッチは、前記高圧軸が第１回転速度に達したときに遮断され、前記低圧側クラッチは、前記高圧軸が前記第１回転速度よりも高い第２回転速度に達したとき接続されるように設定されており、
   前記回転機の一端部と前記高圧側クラッチとが第１のギヤ列を介して連結され、前記回転機の他端部と前記低圧軸とが第２のギヤ列および前記無段変速機を介して連結され、スタート時は常に前記エンジン低圧軸の回転速度が装置側よりも遅く、エンジン自立後は常に前記エンジン高圧軸が装置側よりも速い回転速度となるように、前記第１ギヤ列および前記第２ギヤ列の各ギヤ比が選定されており、
   さらに、前記回転機、前記無段変速機、前記高圧側クラッチ、前記低圧側クラッチ、第１のギヤ列および第２のギヤ列を収納するハウジングを備え、前記ハウジングが、前記高圧軸および低圧軸に連結された伝達ギヤ列を収納したギヤボックスに連結されている航空機用始動発電装置。
2. 請求項１において、前記第１のギヤ列と第２のギヤ列が、前記回転機の一端部の軸方向外方と他端部の軸方向外方とに配置されている航空機用始動発電装置。
3. 請求項１または２において、前記無段変速機と前記低圧軸との間に前記低圧側クラッチが配置されている航空機用始動発電装置。
4. 請求項１または２において、前記無段変速機と前記第２ギヤ列との間に前記低圧側クラッチが配置されている航空機用始動発電装置。
5. 請求項１から４のいずれか一項において、前記高圧側クラッチは、前記エンジン高圧軸が高速回転のとき空転するワンウェイクラッチからなり、前記低圧側クラッチは、装置側が高速回転のとき空転するワンウェイクラッチからなる航空機用始動発電装置。
6. 請求項１から５のいずれか一項において、さらに、スタート時は、前記無段変速機を常に最大減速モードとなるよう制御する制御器を備えた航空機用始動発電装置。

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