JP2009274522A

JP2009274522A - エンジンの発電・スタータ装置

Info

Publication number: JP2009274522A
Application number: JP2008126235A
Authority: JP
Inventors: Kenichiro Tanaka; 謙一郎田中; Tatsuhiko Goi; 龍彦五井; Kazushige Sugimoto; 和繁杉本; Masahide Nakamura; 正英中村; Takayuki Hirota; 恭敬廣田; Koji Watanabe; 浩二渡辺
Original assignee: Kawasaki Heavy Industries Ltd
Current assignee: Kawasaki Heavy Industries Ltd
Priority date: 2008-05-13
Filing date: 2008-05-13
Publication date: 2009-11-26
Anticipated expiration: 2028-05-13
Also published as: CA2665303C; EP2119905A3; EP2119905B1; CA2665303A1; EP2119905A2; US20090286651A1; JP4459280B2; US8378510B2

Abstract

【課題】電力変換装置や大きな起動トルクを出力できる回転機を用いることなしに航空機エンジンを円滑に起動させることができるとともに、回転機をスタータモータから発電機へ安定して切り換えることができるエンジンの発電・スタータ装置を提供する。
【解決手段】航空機エンジンＥにより駆動される発電機と航空機エンジンを起動させるスタータモータとを兼ねる回転機１と、航空機エンジンＥと回転機１とを接続する動力伝達機構２と、起動時に回転機１に給電してこの回転機１をスタータモータとして駆動するスタータ駆動装置３と、起動時に航空機エンジンＥから動力伝達機構２への動力伝達を遮断するクラッチ機構４と、回転機１が航空機エンジンＥの起動が可能な所定回転速度に達したときにクラッチ機構４を接続状態とするクラッチ制御部７とを備える。
【選択図】図１

Description

本発明は、回転機により航空機エンジンを起動させるとともに、その起動後に自立運転状態となった航空機エンジンの回転出力により回転機を一定回転速度で駆動して発電するエンジンの発電・スタータ装置に関するものである。

従来、大型航空機においては、エンジン・スタータは圧縮空気によるエア・タービンスタータが主流で、ＡＰＵ（Auxiliary Power Unit；補助動力装置）または機外施設からエンジンまでの圧縮空気管、バルブなどが必要であった。このエンジン始動後にその軸力により駆動して電力を供給する発電機としては、無段変速機を用いてエンジンの回転速度にかかわらず発電機を一定回転で回して一定周波数を得る、ＩＤＧ（Integrated Drive Generator；発電機定速駆動装置内蔵型発電装置）方式と、変速機を持たずに変動周波数を発するが、周波数調整が必要な場所では分散配置されたインバータなどで周波数調整を行ったうえで各電気機器に電力を供給する可変周波数発電方式（Variable Frequency；ＶＦ方式）の２方式が主流である。ところが、これらの方式は、発電機とスタータが別々であるため、重量、スペースおよびコスト面で劣り、また、エア・タービン・スタータが故障が多いうえに、圧縮空気配管が重く、スペースおよびコストがかさむ。一方、ＶＦ方式の発電の場合にはインバータのような余分な設備が必要となる課題がある。

また、航空機エンジンでは、エンジン・スタータ用モータと発電機を共用化して、いわゆるスタータ・ジェネレータとして用いることで、軽量化を図ることも行われている。この場合、エンジンを始動させるにはスタータ・ジェネレータに大きな駆動トルクを発生させる必要がある。航空機用発電機として一般的に用いられているブラシレス同期発電機は、電動機として使用した場合に十分な起動トルクが得られず、一方、永久磁石同期発電機は、十分な起動トルクが得られる反面、電圧を制御することができないために、電力変換装置（始動インバータ）が必要となり、装置が大型化する。

これに対し、主電動機に付属する永久磁石同期機を電力変換装置を介し給電して駆動することにより主電動機を起動させたのち、電力変換装置を主電動機に接続して主電動機の回転を加速させ、エンジンの始動後に主電動機を同期発電機として作動させ、この同期発電機に電力変換装置を介することなく交流電力を供給することで、電力変換装置の容量を抑制する構成としたもの（特許文献１参照）、エンジン始動の際に励磁固定子に交流電力と直流電力を合わせて供給する一方、主電動機に交流電力を供給してエンジンを始動させ、エンジンの回転速度の上昇に伴って励磁固定子に供給する交流電力を減少させ、エンジンが所定回転速度に達した時点で励磁固定子に直流電力のみを供給して、主電動機を発電機として作動させて電圧出力する構成としたもの（特許文献２参照）、およびエンジン始動の際に励磁固定子に交流電力を供給する一方、主電動機に電力変換装置を介し交流電力を供給してエンジンを始動させ、エンジンの始動後に励磁固定子に直流電力を供給して電圧出力する構成としたもの（特許文献３参照）などが知られている。

また、従来、ＩＤＧを用いたスタータ・ジェネレータとしては、変速機として油圧変速機を使用し、２個のワンウェイクラッチを用いて回転機の作動をスタータモータから発電機に切り換える構成としたもの（特許文献４参照）、変速機としてトラクション無段変速機を使用し、ワンウェイクラッチを用いて回転機の作動をスタータモータから発電機に切り換える構成としたもの（特許文献５参照）、および変速機としてトラクション無段変速機を使用し、電動機の始動時に無段変速機を制御して、見かけ上、トルク増幅機として機能させるように構成したもの（特許文献６参照）なども知られている。

米国特許明細書第４４８１４５９号米国特許明細書第５４９３２００号特開２００５−９８２９６号公報米国特許明細書第４３１５４４２号英国特許明細書第１１９９１４５号特開２００８−３８９０２号公報

しかしながら、特許文献１〜３のものは、いずれも電動機の小さい出力でエンジンを始動させるので、所要の起動トルクを得るために電力変換装置を必要とし、装置全体が大型化するとともにコスト高となる。また、特許文献４，５のものは、回転機をスタータから発電機に切り換えるために複数のワンウェイクラッチを使用しているために構造が複雑化し、また、いずれか一方のワンウエイクラッチは非作動状態ですべりが発生しているため、機械効率や信頼性に影響する。さらに、特許文献６のものは、電動機をエンジンが接続された状態で始動させることから、始動時の電動機の負荷が大きいので、電動機として大きな起動トルクを出力できる大形のものを用いるか、電力変換装置を用いる必要がある。

本発明は、電力変換装置や大きな起動トルクを出力できる回転機を用いることなしに航空機エンジンを円滑に起動させることができるとともに、回転機をスタータモータから発電機へ安定して切り換えることができるエンジンの発電・スタータ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、本発明に係るエンジンの発電・スタータ装置は、航空機エンジンにより駆動される発電機と前記航空機エンジンを起動させるスタータモータとを兼ねる回転機と、前記航空機エンジンと前記回転機とを接続する動力伝達機構と、起動時に前記回転機に給電してこの回転機をスタータモータとして駆動するスタータ駆動装置と、起動時に前記航空機エンジンから前記動力伝達機構への動力伝達を遮断するクラッチ機構と、前記回転機が前記航空機エンジンの起動が可能な所定回転速度に達したときに前記クラッチ機構を接続状態とするクラッチ制御部とを備えている。

このエンジンの発電・スタータ装置によれば、回転機は、クラッチ機構により航空機エンジンから動力伝達機構への動力伝達が遮断された軽負荷の状態で始動されることから、大きな起動トルクを必要としないので、電力変換装置を介することなく、スタータ駆動装置により電源から直接給電されて始動できる。このように電力変換装置が不要であるから、装置全体の大形化が避けられる。この始動後に回転機の回転速度が航空機エンジンの起動が可能な所定回転速度に達したときに、クラッチ制御部がクラッチ機構を接続状態とし、回転機の回転出力が動力伝達機構を介して航空機エンジンに伝達される。この時点から回転機が航空機エンジンのスタータモータとして機能するが、このとき、回転機の所定回転速度における、必要起動トルクに対して十分に大きな回転出力が、クラッチ機構による機械的な接続手段で航空機エンジンに伝達されるので、小さな起動トルクの回転機であるにもかかわらず、航空機エンジンを円滑に起動させることができる。また、クラッチ機構として、動力伝達機構と航空機エンジンとの間の動力伝達を遮断・接続するオン／オフ方式のものを用いることができるので、ワンウェイクラッチを用いる場合と異なり、すべりに起因する機械効率や信頼性の低下という問題がない。

本発明において、前記動力伝達機構はトラクション無段変速機を有し、このトラクション無段変速機におけるエンジン入力側の入力ディスクが、前記変速機の入力軸に対して軸方向に移動自在に取り付けられ、前記クラッチ機構が、前記入力ディスクを前記軸方向に移動させることにより前記クラッチ機構の接続・遮断を行うクラッチ作動部を有していることが好ましい。これにより、クラッチ機構は、トラクション無段変速機の一部である入力ディスクを利用して簡単な構成とすることができる。また、回転機は、トラクション無段変速機の入力ディスクに対し遮断された状態、つまり、エンジン出力側の出力ディスクのみに接続された状態で始動されるので、始動時の負荷が一層軽くなり、小さな起動トルクのものを用いることができる。さらに、回転機が発電機として作動するときには、航空機エンジンの回転速度にかかわらず、トラクション無段変速機が発電機の回転速度を一定に制御するので、インバータを用いることなく、一定周波数の電力を出力することができる。

本発明において、前記航空機エンジンと前記動力伝達機構の間に摩擦式のクラッチ機構を介装することもできる。これにより、単純な構成のクラッチ機構で動力伝達機構から航空機エンジンへの動力伝達を遮断・接続することができる。

本発明において、前記スタータ駆動装置は前記回転機を誘導電動機として始動させたのち同期電動機として作動させるモータ制御回路を有していることが好ましい。これにより、回転機は、モータ制御回路により誘導電動機として始動されるので、小さな電力を供給して始動することができるとともに、例えば所定回転速度に達したときに、モータ制御回路により同期電動機に切り換えて作動させることにより、駆動トルクが大きくなって航空機エンジンの回転を加速し、航空機エンジンを始動できる。

前記モータ制御回路を有する構成において、前記スタータ駆動装置は、前記回転機の回転軸に接続されて回転し、前記回転機のロータに通電して同期電動機として作動させる励磁発電機を有していることが好ましい。これにより、回転機は、始動時に、例えばステータに通電されることにより誘導電動機として始動したのち、所定回転速度に達する直前に、励磁発電機からロータに通電されることにより同期電動機として作動するようスムーズに切り換えられる。

本発明において、前記回転機は始動巻線を備えたブラシレス同期回転機であることが好ましい。これにより、誘導電動機として始動する際、始動巻線に誘導電流が流れ、始動
トルクが増大し、より円滑に始動することができる。

本発明のエンジンの発電・スタータ装置によれば、クラッチ機構により動力伝達機構から航空機エンジンへの動力伝達を遮断した軽負荷の状態で回転機を始動させるので、回転機は、大きな起動トルクを必要とせず、電力変換装置を介することなく、電源から直接給電して始動させることができる。始動後の回転機の回転速度が航空機エンジンの起動が可能な所定回転速度に達したときに、クラッチ機構が接続状態とされて回転機の回転が動力伝達機構を介して航空機エンジンに伝達され、回転機が航空機エンジンのスタータモータとして作動する。このとき、回転機の所定回転速度における、必要駆動トルクに対して十分に大きな回転出力が、クラッチ機構による機械的な接続手段で航空機エンジンに伝達されるので、小さな起動トルクの回転機であるにもかかわらず航空機エンジンを円滑に起動させることができる。また、クラッチ機構として、動力伝達機構と航空機エンジンとの間の動力伝達を遮断・接続するオン／オフ方式のものを用いることができるので、ワンウェイクラッチを用いる場合と異なり、動伝達の切換動作を安定に行うことができる。

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詳述する。
図１は、本発明の一実施形態のエンジンの発電・スタータ装置を示す概略構成図である。この発電・スタータ装置は、航空機エンジンＥにより駆動される交流発電機とエンジンＥを起動させるスタータモータとを兼ねる回転機１と、航空機エンジンＥと回転機１を接続する動力伝達機構２と、起動時に回転機１に給電してこの回転機１をスタータモータとして駆動するとともに、航空機エンジンＥが起動したのちアイドル回転速度（自立運転が可能な速度）に達したときに回転機１をスタータモータ動作から発電機動作に切り換えるスタータ駆動装置３と、起動時に航空機エンジンＥから動力伝達機構２への動力伝達を遮断するクラッチ機構４と、回転機１が航空機エンジンＥの起動可能な所定回転速度に達したときにクラッチ機構４を接続状態とするクラッチ制御部７を備えている。

動力伝達機構２は、変速機構８と、この変速機構８における変速比を制御する変速比制御機構９と、航空機エンジンＥの出力軸に接続された変速機入力軸１０とを備えている。前記変速機８は、高速トラクション無段変速機１１と、２自由度とされた遊星歯車変速機１２とを有している。トラクション無段変速機１１は、ダブルキャビティ型トロイダルトラクションドライブとされ、その第１および第２のキャビティ１４，１７の間に遊星歯車変速機１２の主要部が配置された構成とされている。

図２に示すように、トラクション無段変速機１１のトロイダルトラクションドライブは、変速機入力軸１０に沿って図１の第１および第２のキャビティ１４，１７を所定の間隔を設けて配設したものであって、各キャビティ１４，１７の軸方向外側に入力ディスク１９，２０を配設し、各キャビティ１４，１７の内側に出力ディスク２１，２２（図１）を配設している。変速機入力軸１０に外嵌してこれと同心の変速機出力軸２３が配置されており、両入力ディスク１９，２０を変速機入力軸１０で連結するとともに、両出力ディスク２１，２２を変速機出力軸２３で連結している。変速機出力軸２３は図１の遊星歯車変速機１２に接続されており、遊星歯車変速機１２の出力がキャリア３２および伝達歯車軸５５を介して回転機１に伝達される。

つぎに、トラクション無段変速機１１の構成について説明する。図１の第１および第２のキャビティ１４，１７は、それぞれ変速機入力軸１０と連動して回転する入力ディスク１９，２０と、変速機出力軸２３と連動して回転する出力ディスク２１，２２と、入力ディスク１９，２０および出力ディスク２１，２２の間に介在する複数（例えば２つ）のパワーローラ２４，２７とを備えている。各パワーローラ２４，２７は、スラスト軸受（図示せず）と、公知の支持部材であるトラニオン２８，２９によって、ローラ軸３０，３１回りの回転を許容し、かつローラ軸３０，３１および変速機入力軸１０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１４，１７においては、入力ディスク１９，２０、出力ディスク２１，２２およびパワーローラ２４，２７という３つの転動体が、クラッチ機構４により高圧で互いに押しつ付けられて、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、入力ディスク１９と出力ディスク２１との間の駆動力伝達は、その間に配置されたパワーローラ２４との流体摩擦によってなされ、入力ディスク２０と出力ディスク２２との間の駆動力伝達は、その間に配置されたパワーローラ２７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２４，２７の傾きである傾転角を変速比制御機構９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の範囲内で任意に調節される。

前記クラッチ機構４について、図２を参照しながら説明する。各キャビティ１４，１７の軸方向外側に配置された入力ディスク１９，２０は、変速機入力軸１０にスプライン嵌合されて、図２（ｂ）に矢印で示すように、変速機入力軸１０に対し軸方向に互いに接離する方向に移動自在で、かつ一体回転するように設けられている。一方の入力ディスク１９の外側には、押圧機２５のハウジング２６が配置され、このハウジング２６に、入力ディスク１９に対して油圧により内方（図の右方）への押圧力を付加する押圧ディスク３４が設けられ、ハウジング２６と押圧ディスク３４との間に圧力室３５が形成されている。

入力ディスク１９の内端面（図の右端面）と変速機入力軸１０のばね受け突起３７との間には、油圧による押圧力が解除したときに入力ディスク１９を元の位置に復帰させるばね体３８が設けられている。押圧機２５とばね体３８がクラッチ機構４を構成している。このクラッチ機構４を作動制御するクラッチ制御部７は、油溜り１３からオイルを昇圧して油圧を発生させる油圧ポンプ４０と、この油圧ポンプ４０から押圧機２５に向かう油路４５に設けられて油圧室３５の油圧を制御する油圧制御弁（例えばサーボパルブ）４１とを有している。油圧制御弁４１は、余分のオイルをリターン通路４６を介して油溜り１３に戻すことにより油圧を調整する。

前記クラッチ機構４は、油圧ポンプ４０から圧力室３５に油圧が作用することにより、押圧ディスク３４が入力ディスク１９を図２（ａ）の矢印Ｐで示す方向に押圧して前進させる。入力ディスク１９がＰ方向に前進することにより、両入力ディスク１９，２０がパワーローラ２４，２７に押し付けられ、図１の動力伝達機構２と航空機エンジンＥとが変速機入力軸１０を介して互いに接続される。

この状態から、図２（ａ）のクラッチ制御部７により油圧制御弁４１を作動させて、圧力室３５の油圧を低下させると、図２（ｂ）に矢印Ｑで示すように、入力ディスク１９がばね体３８の復元力により後退し、ハウジング２６と、入力ディスク２０のバックアッププレート３６とがそれぞれ、ストッパ４３，４４に当接する元の位置に復帰する。このとき、入力ディスク１９，２０はパワーローラ２４，２７から離間するので、航空機エンジン１から動力伝達機構２への動力伝達が遮断された状態となる。

図１に戻って、スタータ駆動装置３は、航空機エンジンＥを停止した状態から起動するための装置であり、モータ制御回路４８およびスタータ制御回路５３を備えている。モータ制御回路４８は、ＡＰＵ（補助動力装置）または機外設備などの外部交流電源４７からの電力を回転機１のステータ１ａに直接供給するとともに、励磁発電機４９のステータ４９ａに対し所定のタイミングで励磁電源５１から励磁電流を流すよう制御する。スタータ制御回路５３は、航空機エンジンＥの回転を検出するエンジン回転センサ５２から入力されるエンジン回転速度および回転機回転センサ５４から入力される回転速度に基づき、モータ制御回路４８を制御する。回転機１のロータ１ｂと励磁発電機４９のロータ４９ｂとは連結軸４５により連結されている。また、クラッチ制御部７は、回転機１の回転速度を検出する回転機回転センサ５４から入力される回転機１の回転速度が所定回転速度に達し、かつ後述する同期電動機モードになったのち、図２（ａ）の油圧制御弁４１を作動させて、クラッチ機構４を接続状態とする。

図４〜図６はモータ制御回路４８の詳細の詳細を示す。モータ制御回路４８には、回転機１の起動時にステータ１ａへの突入電流を抑制する回路等を備えた電力調整器６０、この電力調整器６０と外部の電気負荷とを接続する第１電路６１に設けられた第１電磁接触器５７、前記第１電路６１と外部交流電源４７とを接続する第２電路６２に設けられた第２電磁接触器５８、および励磁電源５１と励磁発電機４９のステータ４９ａとを接続する第３電路６３に設けられた第３電磁接触器５９を有している。第１および第３電磁接触器５７，５９はスタータ制御回路５３により開閉され、第２電磁接触器５８は電源切替回路６５により開閉される。

つぎに、実施形態の発電・スタータ装置の作用について説明する。停止中の航空機エンジンＥを起動させる場合、クラッチ制御部７は、図３（ｂ）に示すように、クラッチ機構４をオフ状態に保持して、入力ディスク１９，２０と出力ディスク２１，２２との間の連結を遮断している。この状態で、図４に示すように、モータ制御回路４８の第１電磁接触器５７がスタータ制御回路５３によりオンされ、第２電磁接触器５８が電源切替回路６５によりオンされる。これにより、外部交流電源４７の交流電力が電磁接触器５７，５８を介して回転機１のステータ１ａに供給される。このとき、第３電磁接触器５９は、オフ状態に保持されている。回転機１は、ロータ１ｂに始動巻線（図示せず）を備えたブラシレス同期回転機である。これにより、ステータ１ａに交流電力が給電された回転機１は、始動巻線が励磁され、始動トルクが発生して誘導電動機として始動する。

このように回転機１が回転し始めると、図３（ｂ）に示すように、回転機１の回転が、伝達歯車軸５５およびキャリア３２を介して変速機出力軸２３に伝達されるので、この変速機出力軸２３に連結されている出力ディスク２１，２２のみが回転される。このように、回転機１は、クラッチ機構４により動力伝達機構２から航空機エンジンＥへの動力伝達が遮断された軽負荷の状態で始動されることから、大きな起動トルクを必要としないので、大形の電力変換装置を介することなく、外部交流電源４７から直接給電されて始動する。また、回転機１は、誘導電動機として始動されるので、小さな電力を供給するだけで始動させることができる。すなわち、図７の特性曲線Ａに示すように、回転機１は航空機エンジンＥの起動時に必要な所要トルクＥＴよりも十分に小さいトルクで始動することができる。

図４のスタータ制御回路５３は、回転機回転センサ５４から入力する回転速度を監視しており、この回転速度が同期回転速度ＳＲに近づいたと判別したときに、図５に示すように、第３電磁接触器５９をオンして、励磁電源５１から励磁発電機４９のステータ４９ａに直流の励磁電流を流す。これにより、励磁発電機４９のロータ４９ｂに発生する交流電力が整流器５０で整流されて回転機１のロータ１ｂに直流電力が通電され、一方、回転機１のステータ１ａには外部交流電源４７から交流電力が給電されているので、回転機１が誘導電動機から同期電動機に切り換えられて作動する。そのため、図７の特性曲線Ｂに示すように、回転機１が同期回転速度ＳＲにおいて同期電動機として作動することにより、回転機１の駆動トルク発生能力が最大となる。すなわち、回転機１は、航空機エンジンＥを起動できる所定回転速度（ここでは同期回転速度ＳＲと同じ）で回転して高い駆動トルクを発生する状態となる。ここで、回転機１の発生トルクは外部負荷で決まる。

図１のクラッチ制御部７は、同期回転機モードになったのち、スタータ制御回路５３からの指令を受けて、油圧制御弁４１を作動させる。これにより、油圧ポンプ４０から圧力室３５に油圧が作用して、入力ディスク１９，２０が変速機入力軸１０に沿って移動して、パワーローラ２４，２７に押し付けられる。そのため、航空機エンジンＥは、動力伝達機構２を介して回転機１に接続されて、起動する。この起動時には、回転機１の回転数は一定で、変速比制御機構９により変速機構８を制御して航空機エンジンＥの回転速度を上昇させて自立運転に導く。

航空機エンジンＥが自立運転状態に入ると、図８に示すように、エンジン回転速度が所定値まで上昇した時点から駆動トルクが急激に減少する。図５のスタータ制御回路５３は、エンジン回転センサ５２から入力されるエンジン回転速度が一定値に達したことを検出したときに、航空機エンジンＥが自立運転に入ったと判別して、図６に示すように、第２電磁接触器５８をオフさせて、外部交流電源４７から回転機１への電力供給を遮断する。これにより、回転機１によるスタータ動作を終了させる。その後、回転機１は、図１の動力伝達機構２を介して航空機エンジン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、電力調整器６０および第１電路６１を通じて航空機の照明、空調、防氷装置などの各種の電気負荷に対し電力供給する。

航空機エンジンＥが自立運転に入ったのちは、上述したように変速比制御機構９がトラクション無段変速機１１の変速比を航空機エンジンＥの回転速度の変動に応じて可変制御することにより、キャリア３２の回転速度が常に一定に維持される。これにより、航空機エンジンＥの回転が、減速された一定回転速度に安定に調速されて回転機１に伝達されるから、回転機１から常に一定周波数の電力が出力される。

上記構成の発電・スタータ装置は、回転機１が、クラッチ機構４により航空機エンジンＥから動力伝達機構２への動力伝達が遮断された軽負荷の状態で始動されることから、大きな起動トルクを必要としないので、大形の電力変換装置を介することなく、スタータ駆動装置３により外部交流電源４７から直接給電されて始動できる。このように、電力変換装置が不要となるから、装置全体の大形化が避けられる。始動後に回転機１の回転速度が航空機エンジンＥの起動が可能な所定回転速度に達したときに、クラッチ制御部７がクラッチ機構４を接続状態とするので、回転機１の所定回転速度の回転出力が動力伝達機構２を介して航空機エンジンＥに伝達され、この時点から回転機１が航空機エンジンＥのスタータモータとして機能する。このとき、回転機１の所定回転速度による大きな回転出力が、クラッチ機構４による機械的な接続手段で航空機エンジンに伝達されるので、小さな起動トルクの回転機１であるにもかかわらず、航空機エンジンＥを円滑に起動させることができる。また、クラッチ機構４として、動力伝達機構２と航空機エンジンＥとの間の動力伝達を遮断・接続するオン・オフ方式のものを用いているので、ワンウェイクラッチを用いる場合と異なり、すべりに起因する機械効率や信頼性の低下という問題がなくなる。

クラッチ機構４は、トラクション無段変速機１１の一部である入力ディスク１９，２０を利用しているから、簡単な構成とすることができる。また、回転機１は、トラクション無段変速機１１の入力ディスク１９，２０に対し遮断された状態、つまり出力ディスク２１，２２のみに接続された状態で始動するので、始動時の負荷が一層軽くなり、小さな起動トルクのものを用いることができる。さらに、回転機１が発電機として作動するときには、航空機エンジンＥの回転速度にかかわらず、トラクション無段変速機１１が発電機の回転速度を一定に制御するので、インバータを用いることなく一定周波数の電力を出力することができる。

さらに、回転機１は、モータ制御回路４８により誘導電動機として始動されるので、小さな電力によって始動することができるとともに、同期回転速度に達したときに、モータ制御回路４８により同期電動機に切り換えられるので、駆動トルクが大きくなって航空機エンジンＥを容易に起動することができる。また、スタータ駆動装置３は、回転機１に接続されて回転し、回転機１のロータ１ｂに通電して同期電動機として作動させる励磁発電機４９を有しているので、回転機１は、始動時にロータ１ｂの始動巻線に通電して誘導電動機として始動したのち、励磁発電機４９からロータ１ｂに通電されることにより、同期電動機として作動するようスムーズに切り換えられる。しかも、回転機を、同期電動機として作動させた状態でスタータモータから発電機に切り換えるので、スタータモータから発電機への切り換え動作が連続的に行われ、回転機を発電機としてスムーズに作動させることができる。

図９（ａ），（ｂ）は本発明の他の実施形態を示し、同図において図３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。この実施形態が前記一実施形態と異なるのは、摩擦式のクラッチ機構６４を、航空機エンジンＥと動力伝達機構２との間に介装した構成のみである。このクラッチ機構６４は、図９（ａ）に示すように、油圧機構６７が発生する押圧力によって可動摩擦板６４ａが固定摩擦板６４ｂに圧接するよう前進移動される。固定摩擦板６４ｂは変速機入力軸１０に連結され、可動摩擦板６４ａは航空機エンジンＥの出力軸１８に連結されている。油圧機構６７は、前記一実施形態と同様のクラッチ制御部７により制御される。油圧機構６７と可動摩擦板６４ａとの間に圧縮ばね６８が介装されており、油圧機構６７の押圧力が解除されると、図９（ｂ）に示すように、圧縮ばね６８により可動摩擦板６４ａが後退して、クラッチ機構６４がオフとなる。

この実施形態において、始動時には、クラッチ機構６４をオフして回転機１と動力伝達機構２との間の動力伝達を遮断しており、したがって、スタータモータとして作動する。回転機１により入力ディスク１９，２０および出力ディスク２１，２２を含む動力伝達機構２の全体が回転されるが、航空機エンジンＥは起動されない。航空機エンジンＥに比べて動力伝達機構２の駆動トルクは格段に小さいから、軽負荷で回転機１を始動させることができるので、前記一実施形態と同様の効果を得ることができる。

本発明は、前記実施形態で示したダブルキャビティ型トロイダルトラクションドライブを用いたトラクション無段変速機のほかに、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ハーフトロイダル型トロイダルトラクションドライブを用いたトラクション無段変速機を用いることができるほか、トラクション以外の変速機を用いることもできる。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。

本発明の一実施形態に係るエンジンの発電・スタータ装置を示す概略構成図である。（ａ），（ｂ）は同上の発電・スタータ装置におけるブレーキ機構の接続状態および遮断状態をそれぞれ示す縦断面図である。（ａ），（ｂ）は同上の発電・スタータ装置におけるトラクション無段変速機のブレーキ機構の接続状態および遮断状態での縦断面図である。同上の発電・スタータ装置における回転機を誘導電動機として作動させる起動状態を示す概略構成図である。同上の発電・スタータ装置における回転機を誘導電動機から同期電動機に切り換える状態を示す概略構成図である。同上の発電・スタータ装置における回転機を発電機として作動させる状態を示す概略構成図である。同上の回転機の始動時の回転速度とトルクの関係を示す特性図である。航空機エンジンの回転速度と駆動トルクの関係を示す特性図である。（ａ），（ｂ）は本発明の他の実施形態におけるトラクション無段変速機のブレーキ機構の接続状態および遮断状態をそれぞれ示す縦断面図である。

符号の説明

１回転機
１ｂロータ
２動力伝達機構
３スタータ駆動装置
４クラッチ機構
７クラッチ制御部
１０変速機入力軸
１１トラクション無段変速機
１９，２０入力ディスク
２１，２２出力ディスク
４８モータ制御回路
４９励磁発電機
６４摩擦式クラッチ機構
Ｅ航空機エンジン

Claims

航空機エンジンにより駆動される発電機と前記航空機エンジンを起動させるスタータモータとを兼ねる回転機と、
前記航空機エンジンと前記回転機とを接続する動力伝達機構と、
起動時に前記回転機に給電してこの回転機をスタータモータとして駆動するスタータ駆動装置と、
起動時に前記航空機エンジンから前記動力伝達機構への動力伝達を遮断するクラッチ機構と、
前記回転機が前記航空機エンジンの起動が可能な所定回転速度に達したときに前記クラッチ機構を接続状態とするクラッチ制御部とを備えたエンジンの発電・スタータ装置。
請求項１において、前記動力伝達機構はトラクション無段変速機を有し、このトラクション無段変速機におけるエンジン入力側の入力ディスクが、前記変速機の入力軸に対して軸方向に移動自在に取り付けられ、前記クラッチ機構が、前記入力ディスクを前記軸方向に移動させることにより前記クラッチ機構の接続・遮断を行うクラッチ作動部を有するエンジンの発電・スタータ装置。
請求項１において、前記航空機エンジンと前記動力伝達機構の間に摩擦式のクラッチ機構が介装されているエンジンの発電・スタータ装置。
請求項１から３のいずれか一項において、前記スタータ駆動装置は前記回転機を誘導電動機として始動させたのち同期電動機として作動させるモータ制御回路を有するエンジンの発電・スタータ装置。
請求項４において、前記スタータ駆動装置は、前記回転機の回転軸に接続されて回転し、前記回転機のロータに通電して同期電動機として作動させる励磁発電機を有するエンジンの発電・スタータ装置。
請求項１から５のいずれか一項において、前記回転機は始動巻線を備えたブラシレス同期回転機であるエンジンの発電・スタータ装置。