(57)【要約】  航空機推進装置（１０）即ち固定翼航空機（１２）は、航空機の胴体（１４）から横方向外側に延びているパイロン（２４）に取り付けられる複数の外付けの推進ユニット（２０）を駆動し、かつ機械式トランスミッション（２８）を介して該固定翼航空機（１２）を推進させる動力装置つまりガスタービンエンジン（１８）を有する。推進ユニット（２０）は、互いの推進ユニット（２０）から独立したガスタービンエンジン（１８）によって動力供給され、少なくとも１つの該推進ユニット（２０）を、選択的に停止させることが可能になり、さらに、残りの推進ユニット（２０）を、該エンジン（１８）によって駆動させることができる。機械式トランスミッション（２８）は、複数の分岐部を有するトランスミッションであり、過負荷切断装置（４８）は、各トランスミッションのシャフト分岐部（３０）に設けられ、所定の限界値に達したときに、対応する推進ユニット（２０）を自動的に切断するように設定される。推進ユニット（２０）及びガスタービンエンジン（１８）の双方は、トランスミッション構成要素及び切断装置（４８）を潤滑する潤滑装置（５０、５４）を有する。
2008506568.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
単発のガスタービンエンジンと、
この単発のガスタービンエンジンによって駆動される少なくとも２つの推進ユニット、とを備える航空機推進装置であって、
この推進装置は、損傷した推進ユニットを飛行中に停止させることができるように、該推進ユニットから選択的に独立して切断が可能であると同時に、残りの推進ユニットを、該ガスタービンエンジンによって駆動することができることを特徴とする航空機推進装置。
【請求項２】
機械式トランスミッションが、上記の単発のガスタービンエンジンを少なくとも２つの上記推進ユニットに駆動するように接続し、この機械式トランスミッションが、少なくとも１つの過負荷切断装置を備えることを特徴とする請求項１に記載の航空機推進装置。
【請求項３】
少なくとも２つの上記推進ユニットは、それぞれのトランスミッションシャフトを介して上記ガスタービンエンジンに駆動するように接続し、少なくとも１つの上記過負荷切断装置は、このトランスミッションシャフトの各々に作動できるように結合されたクラッチを備えることを特徴とする請求項２に記載の航空機推進装置。
【請求項４】
上記ガスタービンエンジンは、少なくとも２つの上記推進ユニットに接続された複数の分岐部を有するトランスミッションを駆動し、過負荷切断装置が、各分岐部に設けられることを特徴とする請求項１に記載の航空機推進装置。
【請求項５】
少なくとも１つの上記過負荷切断装置は、対応する上記推進ユニットを駆動するのに必要なトルクが所定の限界値に達したときに、対応する上記推進ユニットの１つを、上記ガスタービンエンジンから自動的に切断するように設定されることを特徴とする請求項２に記載の航空機推進装置。
【請求項６】
少なくとも２つの上記推進ユニットは、それぞれの潤滑装置を備えることを特徴とする請求項４に記載の航空機推進装置。
【請求項７】
上記トランスミッションの各分岐部は、トランスミッション構成要素を有し、少なくとも２つの上記推進ユニットの潤滑装置が、上記過負荷切断装置までの上記トランスミッションの分岐部のトランスミッション構成要素を潤滑することを特徴とする請求項６に記載の航空機推進装置。
【請求項８】
上記ガスタービンエンジンは、潤滑装置を有し、該ガスタービンエンジンから上記過負荷切断装置に至る上記トランスミッションの分岐部が、上記エンジンの潤滑装置によって潤滑されることを特徴とする請求項７に記載の航空機推進装置。
【請求項９】
上記ガスタービンエンジンは、複数の分岐部を有する上記トランスミッションを駆動する低圧スプールを有し、ブレーキが、該低圧スプールに作用する分岐部を分割している上記トランスミッションの前方に設けられることを特徴とする請求項４に記載の航空機推進装置。
【請求項１０】
少なくとも２つの上記推進ユニットは、航空機の胴体に取り付けられるように構成されたパイロンに取り付けられることを特徴とする請求項１に記載の航空機推進装置。
【請求項１１】
上記の単発のガスタービンエンジン、少なくとも２つの上記推進ユニット、及び上記機械式トランスミッションは、交換可能なユニットとして、航空機の胴体に取り外し可能に取り付けられるように構成された単一構造の航空機推進モジュールに組み立てられることを特徴とする請求項２に記載の航空機推進装置。
【請求項１２】
胴体と、
この胴体から横方向に延びている主固定翼と、を備える固定翼航空機であって、
ガスタービンエンジン及び少なくとも２つの前向きの推進ユニットが、該胴体の外側に取り付けられ、これらの前向きの推進ユニットは、上記推進ユニットの少なくとも１つを選択的に停止させるとともに少なくとも１つの別の推進ユニットが、ガスタービンエンジンによって動力供給され続けることができるように、互いに独立して該ガスタービンエンジンによって動力供給されることを特徴とする固定翼航空機。
【請求項１３】
少なくとも２つの上記の前向きの推進ユニットは、上記胴体の両側から横方向に延びているパイロンに取り付けられることを特徴とする請求項１２に記載の固定翼航空機。
【請求項１４】
上記パイロンは、上記主固定翼の後方に設けられることを特徴とする請求項１３に記載の固定翼航空機。
【請求項１５】
上記パイロンは、上記胴体の尾部に設けられることを特徴とする請求項１４に記載の固定翼航空機。
【請求項１６】
上記パイロンは、上記胴体の前方の機首部分に設けられることを特徴とする請求項１３に記載の固定翼航空機。
【請求項１７】
上記ガスタービンエンジンは、上記航空機の一方の長手方向端部の胴体内に取り付けられることを特徴とする請求項１２に記載の固定翼航空機。
【請求項１８】
少なくとも２つの上記推進ユニットは、上記航空機の長手方向中心軸に対して対称的に配置されるとともに、上記胴体の幅が小さくなる位置に配置されることを特徴とする請求項１２に記載の固定翼航空機。
【請求項１９】
上記ガスタービンエンジンは、少なくとも２つの上記推進ユニットの各々を駆動する独立した出力を有するベベルギア式のトランスミッションを介して、少なくとも２つの該推進ユニットを駆動し、各々の出力は、上記推進ユニットを上記ガスタービンエンジンから選択的に独立して切断する過負荷クラッチに結合されることを特徴とする請求項１２に記載の固定翼航空機。
【請求項２０】
上記ガスタービンエンジンは、上記胴体の上面に位置する吸気口を有することを特徴とする請求項１２に記載の固定翼航空機。
【請求項２１】
機械式トランスミッションが、上記の単発のガスタービンエンジンを少なくとも２つの上記推進ユニットに駆動するように接続し、この機械式トランスミッションが、少なくとも１つの過負荷切断装置を備えることを特徴とする請求項１２に記載の固定翼航空機。
【請求項２２】
少なくとも２つの上記推進ユニットは、それぞれのトランスミッションシャフトを介して上記ガスタービンエンジンに駆動するように接続し、少なくとも１つの上記過負荷切断装置は、このトランスミッションシャフトの各々に作動できるように結合されたクラッチを備えることを特徴とする請求項２１に記載の固定翼航空機。
【請求項２３】
上記ガスタービンエンジンは、少なくとも２つの上記推進ユニットに接続された複数の分岐部を有するトランスミッションを駆動し、過負荷切断装置が、各分岐部に設けられることを特徴とする請求項１２に記載の固定翼航空機。
【請求項２４】
少なくとも１つの上記過負荷切断装置は、対応する上記推進ユニットを駆動するのに必要なトルクが所定の限界値に達したときに、対応する上記推進ユニットの１つを、上記ガスタービンエンジンから自動的に切断するように設定されることを特徴とする請求項２１に記載の固定翼航空機。
【請求項２５】
少なくとも２つの上記推進ユニットは、それぞれの潤滑装置を備えることを特徴とする請求項２３に記載の固定翼航空機。
【請求項２６】
上記トランスミッションの各分岐部は、トランスミッション構成要素を有し、少なくとも２つの上記推進ユニットの潤滑装置が、上記過負荷切断装置までの上記トランスミッションの分岐部のトランスミッション構成要素を潤滑することを特徴とする請求項２５に記載の固定翼航空機。
【請求項２７】
上記ガスタービンエンジンは、潤滑装置を有し、該ガスタービンエンジンから上記過負荷切断装置に至る上記トランスミッションの分岐部が、上記エンジンの潤滑装置によって潤滑されることを特徴とする請求項２６に記載の固定翼航空機。
【請求項２８】
上記ガスタービンエンジンは、複数の分岐部を有する上記トランスミッションを駆動する低圧スプールを有し、ブレーキが、該低圧スプールに作用する分岐部を分割している上記トランスミッションの前方に設けられることを特徴とする請求項２３に記載の固定翼航空機。
【請求項２９】
上記の単発のガスタービンエンジン、少なくとも２つの上記推進ユニット、及び上記機械式トランスミッションは、交換可能なユニットとして、航空機の胴体に取り外し可能に取り付けられるように構成された単一構造の航空機推進モジュールに組み立てられることを特徴とする請求項２１に記載の固定翼航空機。
【請求項３０】
胴体と、
この胴体から横方向に延びている固定翼と、
上記胴体に取り付けられた単発のガスタービンエンジンと、
上記胴体から横方向外側に延びているパイロンに取り付けられた少なくとも２つの前向きの推進ユニットと、
上記の単発のガスタービンエンジンから少なくとも２つの該推進ユニットに動力を伝達する手段と、を備えることを特徴とする固定翼航空機。
【請求項３１】
上記パイロンは、上記航空機の一方の長手方向端部に設けられることを特徴とする請求項３０に記載の固定翼航空機。
【請求項３２】
上記パイロンは、上記胴体の幅が小さくなる位置に設けられることを特徴とする請求項３０に記載の固定翼航空機。
【請求項３３】
上記パイロンは、上記固定翼の後方に設けられることを特徴とする請求項３０に記載の固定翼航空機。
【請求項３４】
上記パイロンは、上記胴体の尾部に設けられることを特徴とする請求項３０に記載の固定翼航空機。
【請求項３５】
上記パイロンは、上記胴体の前方の機首部分に設けられることを特徴とする請求項３０に記載の固定翼航空機。
【請求項３６】
上記ガスタービンエンジンは、上記航空機の一方の長手方向端部の胴体内に取り付けられることを特徴とする請求項３０に記載の固定翼航空機。
【請求項３７】
少なくとも２つの上記推進ユニットは、上記航空機の長手方向中心軸に対して対称的に配置されるとともに、上記胴体の幅が小さくなる位置に配置されることを特徴とする請求項３０に記載の固定翼航空機。
【請求項３８】
上記手段は、少なくとも２つの上記推進ユニットの各々を駆動する独立した出力を有するベベルギア式のトランスミッションを備え、各々の出力は、上記推進ユニットを上記ガスタービンエンジンから選択的に独立して切断する過負荷クラッチに結合されることを特徴とする請求項３０に記載の固定翼航空機。
【請求項３９】
上記手段は、上記の単発のガスタービンエンジンを少なくとも２つの上記推進ユニットに駆動するように接続する機械式トランスミッションを備え、この機械式トランスミッションは、少なくとも１つの過負荷切断装置を備えることを特徴とする請求項３０に記載の固定翼航空機。
【請求項４０】
少なくとも２つの上記推進ユニットは、それぞれのトランスミッションシャフトを介して上記ガスタービンエンジンに駆動するように接続し、少なくとも１つの上記過負荷切断装置は、このトランスミッションシャフトの各々に作動できるように結合されたクラッチを備えることを特徴とする請求項３９に記載の固定翼航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般的に航空機に関し、特に改良型の航空機推進装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
小型の双発機においては、その低スラスト（推力）ターボファンエンジンについて、より大型のユニットと同等の信頼性、性能、比重量及びコストが要求される。しかしながら、構成要素の厚さをスラストに比例して薄くすることができないので、エンジン性能が、ターボ機関の大きさが小型になるにつれて低下し、重量に対するスラストの比率が低下する。また、エンジン構成要素のコストは、スラストに直線的に比例せず、小型エンジンのスラスト単位あたりのコストは、大型エンジンより比較的大きい。
【０００３】
故に、これらの問題点を解消する改良型の航空機推進装置を提供することが必要である。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
従って、本発明の目的は、改良型の航空機推進装置を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
第１の態様においては、本発明により、単発のガスタービンエンジンと、この単発のガスタービンエンジンによって駆動される少なくとも２つの推進ユニット、とを備え、損傷した推進ユニットを飛行中に停止させることができるように、該推進ユニットをガスタービンエンジンから選択的に独立して切断が可能であると同時に、残りの推進ユニットを、該ガスタービンエンジンによって駆動することができる航空機推進装置がもたらされる。
【０００６】
第２の態様においては、本発明により、胴体と、この胴体から横方向に延びている主固定翼と、を備え、ガスタービンエンジン及び少なくとも２つの前向きの推進ユニットが、該胴体の外側に取り付けられ、これらの前向きの推進ユニットは、上記推進ユニットの少なくとも１つを選択的に停止させるとともに少なくとも１つの別の推進ユニットが、ガスタービンエンジンによって動力供給され続けることができるように、互いに独立して該ガスタービンエンジンによって動力供給される固定翼航空機がもたらされる。
【０００７】
第３の態様においては、本発明により、胴体と、この胴体から横方向に延びている固定翼と、上記胴体に取り付けられた単発のガスタービンエンジンと、上記胴体から横方向外側に延びているパイロンに取り付けられた少なくとも２つの前向きの推進ユニットと、上記の単発のガスタービンエンジンから少なくとも２つの該推進ユニットに動力を伝達する手段と、を備える固定翼航空機がもたらされる。
【０００８】
本発明の更なる詳細及び他の態様は、以下の詳細な説明ならびに図面から明らかになるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００９】
図１は、従来は小型双発エンジンによって推進するような小型機に特に適合する航空機推進装置１０の実施例を示している。しかしながら、推進装置１０は、他の種類の従来型の固定翼航空機に用いることができることが理解される。
【００１０】
図１に示すように、推進装置１０は、胴体１４及びこの胴体１４から横方向に延びている一対の固定翼１６を有する固定翼航空機１２と一体化している。推進装置１０は、通常、胴体１４の長手方向中心軸に対して対称に配置された一対の空気力学的推進ユニット２０を駆動する単発のガスタービンエンジン１８を備える。ガスタービンエンジン１０は、固定翼１６の後方の胴体１４の尾部２２に画定されたエンジン室内に取り付けられる。推進ユニット２０は、胴体１４の尾部２２の両側から横方向外側に延びている短いパイロン２４の先端部において、この胴体１４の外側に取り付けられる。図１〜図３に示すように、推進ユニット２０は、該ユニット２０の１つが故障した場合のスラスト（推力）の不均衡を最小限に抑え、かつトランスミッション２８の長さを最小限にするために、その軸が航空機の長手方向軸と同様に整列し、かつ胴体１４に比較的近接（即ち、従来のウイングに取り付けられた推進ユニットと比較して航空機の中心軸に近接）した状態で、パイロン２４に取り付けられる。また、推進ユニット２０を上述のように取り付ける特段の理由は、胴体１４の幅が小さな航空機１２の尾部２２に推進ユニット２０を取り付けることが、有利であるからである。
【００１１】
ガスタービンエンジン１８は、従来のターボシャフトエンジンにすることができる。或いは、ガスタービンエンジン１８は、信頼性の確立した既存のターボプロップエンジンをベースにすることが可能であり、また好ましくは減速ギアボックス（ＲＧＢ）を無くすことができる。図示された実施例においては、Ｐｒａｔｔ  ＆  Ｗｈｉｔｎｅｙ  Ｃａｎａｄａ社のＰＴ６型エンジンが好ましい。エンジン１８は、航空機に応じて、該航空機に対して水平、垂直、或いは傾斜した軸方向に取り付けることができる。吸気口２５は、エンジン１８に外気を供給できるように、好ましくは胴体１４の上面から外側に延びている。エンジン１８によって発生した燃焼ガスは、尾部２２の底面を通って延びている排出口２７（図２及び図３）を通って航空機１２の後方に排出される。エンジン１８は、通常、低圧スプール２６と、独立して回転できる高圧スプール（図示せず）と、を有する。
【００１２】
推進ユニット２０を、異なる用途（比較的高速の航空機用の従来技術のファン、中速機用の低圧ファン、及び低速機やプロペラ機の改良ないし交換に用いるダクトプロペラ）に適合させることができる。図示された実施例においては、各推進ユニット２０は、ダクテッドファンケースと一体化した前向きの線対称のナセル４０を備える。ナセル４０は、開放型になっているとともに、円周方向に延びている吸気リップ４１及び内側に先細になっている尾部４３を有する。各推進ユニット２０は、さらに、ベアリング４６によってナセル４０内の中心に回転できるように支持されたシャフト４４に取り付けられたファン４２を備える。作動時には、ファン４２によって、航空機１２を前方に推進させる後方へのスラストが発生する。
【００１３】
図１に示すように、推進ユニット２０のシャフト４４の双方は、好ましくは２つの分岐部を有するベベルギア式のトランスミッション２８を介して、ガスタービンエンジン１８の低圧スプール２６によって、機械的に駆動される。トランスミッション２８は、それぞれの中空パイロン２４を通して延びている一対のトランスミッションシャフト３０を備える。各々のシャフト３０は、その第１の端部において、低圧スプール２６のシャフトの端部に取り付けられた中央の駆動ベベルギア３４に係合するベベルギア３２を支持している。第２のベベルギア３６は、各ファン４２のシャフト４４の後端部に取り付けられた対応する被駆動ベベルギア３８に係合するように、各トランスミッションシャフト３０の反対側の第２の端部に取り付けられる。過負荷切断装置４８が、各トランスミッションシャフト３０の第１の端部と、これらの第１の端部と反対側の第２の端部との間に設けられ、万一、空気力学的な推進ユニット２０の１つが、大型の鳥が衝突することによって、ファンブレードが停止したり或いは他の異物による損傷が発生した場合に、他のトランスミッション２８の分岐部を保護する。各々の過負荷切断装置４８は、例えば、小さい鳥の吸い込みの際に発生する負荷に耐えられる設定にすることができるが、上述の負荷レベルを上回ったときに、開放即ち切断するように設定される。過負荷切断装置４８の動作は、好ましくは自動で、かつパイロットによって付加的に作動させる能力を必要としないが、手動で作動する能力を具備してもよい。
【００１４】
上述の実施例は、推進ユニット２０の１つに重大な損傷や故障が発生しても、安全に作動することができるので有利である。過負荷切断装置４８によって、損傷した推進ユニット２０が切断される。航空機１２は、残りの推進ユニット２０を用いて低速で飛行し続ける。
【００１５】
各々の過負荷切断装置４８は、好ましくは対応する推進ユニット２０をガスタービンエンジン１８から切断するために構成されたクラッチを備え、残りの推進ユニット２０の運転に影響を与えることなく該ユニット２０を飛行中に停止させることができる。また、ここに記載されている機能性を有する他の装置も、本発明に適している。
【００１６】
図１に示すように、各々の推進ユニット２０は、好ましくはベアリング４６及び潤滑の必要な他のファン構成要素を潤滑する一体型の潤滑装置５０を備える。また、各推進ユニット２０の潤滑装置５０により、対応する過負荷切断装置４８までのトランスミッションシャフト３０のベアリング５２を含むトランスミッション構成要素が潤滑される。損傷した推進ユニット２０のベアリング４６及び、過負荷切断装置４８までのトランスミッション２８内で発生した熱が、該ユニット２０のノーズコーン４３及び吸気リップ４１に放散され、これにより、ノーズコーン４３及び吸気リップ４１の双方が氷結しない。出願人の同時係属中の米国特許出願第１０／６２８，３６８号明細書の内容が、ここに参照されている。推進ユニット２０の１つが、損傷または停止した場合には、該ユニット２０の潤滑装置５０も、好ましくは自動または手動のいずれかによって停止させることができる。
【００１７】
エンジン１８から過負荷切断装置４８に至るトランスミッション２８の２つの分岐部は、好ましくは主エンジン潤滑装置５４によって潤滑される。
【００１８】
空気力学的な推進ユニット２０の動作（例えば、若干傾斜）を、航空機１２の重量を相殺するために用いてもよく、必要に応じて、適切な傾斜手段が、例えば、可動パイロン２４を介してもたらされる。
【００１９】
ある航空機の設計においては、ガスタービンエンジン１８、２つの空気力学的な推進ユニット２０、パイロン２４、トランスミッション２８、及び全ての残りの装置の構成要素を、単一構造の航空機推進モジュールに組み立てることができる。航空機推進モジュールは、航空機１２と一体化されるべきユニットとして供給される。このような実施例においては、航空機推進モジュールのフレームは、好ましくは上記のユニットが挿入される胴体１４の開口部に対応する構造になる。この推進モジュールにより、取り付け時間が短縮されるとともに、該モジュールは、好ましくは点検、整備及び交換を容易にするために、簡単に取り外しができ、かつ交換が可能である。
【００２０】
使用中は、双方の推進ユニット２０が、機械的なベベルギア式のトランスミッション３４を介して、ガスタービンエンジン１８の低圧スプール２６から駆動される。ファンシャフト４４の１つを駆動するのに必要なトルクが、過負荷切断装置４８の予め設定した限界値より大きくなった場合は、例えば、該ユニット２０の１つに鳥が吸い込まれたときには、損傷したユニット２０が、この切断装置４８によって低圧スプール２６から自動的に切断されると同時に、エンジン１８が、別の推進ユニット２０と接続して作動し続ける。これにより、航空機１２は、単一の推進ユニット２０を用いて飛行を続けることができる。従って、推進ユニット２０は、好ましくは“１ユニット非作動”モードで安全なフライトをもたらす大きさ及び構成になる。
【００２１】
図４は、本発明の別の実施例を示しており、同一の参照番号によって、同一の部品が示される。図４に示される実施例は、推進装置１０が航空機の胴体１４の前方の機首部分１５に取り付けられる点で、図１に示される実施例と異なる。エンジン１８は、前方の機首部分１５内に画定されたエンジン室に収容され、また推進ユニット２０を支持しているパイロン２４が、該エンジン１８の後方において胴体１４の両側から横方向外側に延びている。また、推進装置１０のこの配置によって、推進ユニット２０と航空機１２の中心軸との間の距離が最小限に抑えられ、これにより、該推進ユニット２０の１つが故障した場合の不均整なスラストの影響が最小限に抑えられるとともに、トランスミッション２８の長さが最小限の長さになる。
【００２２】
推進装置１０は、安全性と信頼性を考慮して提供されると同時に、同等のスラスト（ターボシャフトエンジンの長尺エアフォイル、線対称のナセル、タービンの回転速度とは別のファン回転速度）を有する２つの小型ターボファンエンジンより優れた性能ももたらす。この装置は、単発のプロペラエンジンによって駆動される航空機や単発のターボファンエンジンによって駆動される航空機より優れた信頼性を有する。さらに、この装置によって、騒音レベル（ファン回転速度によって、要求される騒音レベルを最適化することができるとともに、該ユニットによるジェット騒音が発生しない）が低減される。推進装置１０の別の利点は、製造コストの低減及び直接運行費の低減である。また、推進装置１０は、要求される飛行のほとんどに容易に適合することができるとともに、この装置１０によって、優れた取り付け（水平、垂直、または傾斜したエンジン軸）の柔軟性がもたらされる。
【００２３】
上述の説明は例示的なものに過ぎず、当業者であれば、開示された本発明の趣旨を逸脱することなく記載された実施例を変更することができることを理解するであろう。例えば、過負荷切断装置は、車のトランスミッションに用いられているような単一の差動装置にすることができる。実際に、説明した選択的な切断を達成し得るあらゆる装置を用いてもよい。ベベルギア式のトランスミッションを説明したが、適切な機械式トランスミッションを用いてもよい。また、機械式トランスミッションは、エンジン１８から推進ユニット２０を駆動する電動機に動力を伝達する電気式トランスミッションに置き換えることができる。また、２つより多数の推進ユニット２０を用いることができることが理解される。吸気口、排出口及びエンジンの構成は、設計者によって適切に変更することができる。ガスタービンエンジン動力源が好ましいが、適切なエンジン即ち動力源を用いることができる。本発明の範囲内である他の変更も、本開示の評価に照らせば当業者に明らかであり、またこのような変更は、添付の特許請求の範囲内に収まることを意図している。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１】本発明の実施例の固定翼航空機の尾部と一体化した推進装置の平面図。
【図２】図１に示される推進装置の側面図。
【図３】図１に示される推進装置の後部端面図。
【図４】本発明の別の実施例の小型固定翼航空機の機首と一体化した推進装置の側面図。
【図１】
2008506568.tif 000003
【図２】
2008506568.tif 000004
【図３】
2008506568.tif 000005
【図４】
2008506568.tif 000006
【手続補正書】
【提出日】平成18年5月16日(2006.5.16)
【手続補正１】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００１０
【補正方法】変更
【補正の内容】
【００１０】
図１に示すように、推進装置１０は、胴体１４及びこの胴体１４から横方向に延びている一対の固定翼１６を有する固定翼航空機１２と一体化している。推進装置１０は、通常、胴体１４の長手方向中心軸に対して対称に配置された一対の空気力学的推進ユニット２０を駆動する単発のガスタービンエンジン１８を備える。ガスタービンエンジン１８は、固定翼１６の後方の胴体１４の尾部２２に画定されたエンジン室内に取り付けられる。推進ユニット２０は、胴体１４の尾部２２の両側から横方向外側に延びている短いパイロン２４の先端部において、この胴体１４の外側に取り付けられる。図１〜図３に示すように、推進ユニット２０は、該ユニット２０の１つが故障した場合のスラスト（推力）の不均衡を最小限に抑え、かつトランスミッション２８の長さを最小限にするために、その軸が航空機の長手方向軸と同様に整列し、かつ胴体１４に比較的近接（即ち、従来のウイングに取り付けられた推進ユニットと比較して航空機の中心軸に近接）した状態で、パイロン２４に取り付けられる。また、推進ユニット２０を上述のように取り付ける特段の理由は、胴体１４の幅が小さな航空機１２の尾部２２に推進ユニット２０を取り付けることが、有利であるからである。
【手続補正２】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００１６
【補正方法】変更
【補正の内容】
【００１６】
図１に示すように、各々の推進ユニット２０は、好ましくはベアリング４６及び潤滑の必要な他のファン構成要素を潤滑する一体型の潤滑装置５０を備える。また、各推進ユニット２０の潤滑装置５０により、対応する過負荷切断装置４８までのトランスミッションシャフト３０のベアリング５２を含むトランスミッション構成要素が潤滑される。損傷した推進ユニット２０のベアリング４６及び、過負荷切断装置４８までのトランスミッション２８内で発生した熱が、該ユニット２０のノーズコーン４３及び吸気リップ４１に放散され、これにより、ノーズコーン４３及び吸気リップ４１の双方が氷結しない。推進ユニット２０の１つが、損傷または停止した場合には、該ユニット２０の潤滑装置５０も、好ましくは自動または手動のいずれかによって停止させることができる。
【手続補正書】
【提出日】平成18年10月17日(2006.10.17)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
胴体を有する航空機に結合する航空機推進装置であって、
上記胴体内に取り付けられた単発のガスタービンエンジンと、
この単発のガスタービンエンジンに機械的に接続し、かつ該ガスタービンエンジンによって駆動される少なくとも２つの推進ユニットと、を備え、
この推進装置は、損傷した推進ユニットを飛行中に停止させることができるように、該推進ユニットから選択的に独立して切断が可能であると同時に、残りの推進ユニットを、該ガスタービンエンジンによって駆動することができることを特徴とする航空機推進装置。
【請求項２】
機械式トランスミッションが、上記の単発のガスタービンエンジンを少なくとも２つの上記推進ユニットに駆動するように接続し、この機械式トランスミッションが、少なくとも１つの過負荷切断装置を備えることを特徴とする請求項１に記載の航空機推進装置。
【請求項３】
少なくとも２つの上記推進ユニットは、それぞれのトランスミッションシャフトを介して上記ガスタービンエンジンに駆動するように接続し、少なくとも１つの上記過負荷切断装置は、このトランスミッションシャフトの各々に作動できるように結合されたクラッチを備えることを特徴とする請求項２に記載の航空機推進装置。
【請求項４】
上記ガスタービンエンジンは、少なくとも２つの上記推進ユニットに接続された複数の分岐部を有するトランスミッションを駆動し、過負荷切断装置が、各分岐部に設けられることを特徴とする請求項１に記載の航空機推進装置。
【請求項５】
少なくとも１つの上記過負荷切断装置は、対応する上記推進ユニットを駆動するのに必要なトルクが所定の限界値に達したときに、対応する上記推進ユニットの１つを、上記ガスタービンエンジンから自動的に切断するように設定されることを特徴とする請求項２に記載の航空機推進装置。
【請求項６】
少なくとも２つの上記推進ユニットは、それぞれの潤滑装置を備えることを特徴とする請求項４に記載の航空機推進装置。
【請求項７】
上記トランスミッションの各分岐部は、トランスミッション構成要素を有し、少なくとも２つの上記推進ユニットの潤滑装置が、上記過負荷切断装置までの上記トランスミッションの分岐部のトランスミッション構成要素を潤滑することを特徴とする請求項６に記載の航空機推進装置。
【請求項８】
上記ガスタービンエンジンは、潤滑装置を有し、該ガスタービンエンジンから上記過負荷切断装置に至る上記トランスミッションの分岐部が、上記エンジンの潤滑装置によって潤滑されることを特徴とする請求項７に記載の航空機推進装置。
【請求項９】
上記ガスタービンエンジンは、複数の分岐部を有する上記トランスミッションを駆動する低圧スプールを有し、ブレーキが、該低圧スプールに作用する分岐部を分割している上記トランスミッションの前方に設けられることを特徴とする請求項４に記載の航空機推進装置。
【請求項１０】
少なくとも２つの上記推進ユニットは、航空機の胴体に取り付けられるように構成されたパイロンに取り付けられることを特徴とする請求項１に記載の航空機推進装置。
【請求項１１】
上記の単発のガスタービンエンジン、少なくとも２つの上記推進ユニット、及び上記機械式トランスミッションは、交換可能なユニットとして、航空機の胴体に取り外し可能に取り付けられるように構成された単一構造の航空機推進モジュールに組み立てられることを特徴とする請求項２に記載の航空機推進装置。
【請求項１２】
胴体と、
この胴体から横方向に延びている主固定翼と、を備える固定翼航空機であって、
上記胴体がエンジン室を画定し、ガスタービンエンジンが、上記胴体内部のエンジン室に取り付けられ、少なくとも２つの前向きの推進ユニットが、上記胴体の外側に取り付けられ、上記の少なくとも２つの前向きの推進ユニットが、上記胴体の中心軸に対して対称に配置され、これらの前向きの推進ユニットは、上記推進ユニットの少なくとも１つを選択的に停止させるとともに少なくとも１つの別の推進ユニットが、ガスタービンエンジンによって動力供給され続けることができるように、互いに独立して該ガスタービンエンジンに機械的に接続するとともに、このガスタービンエンジンによって動力供給されることを特徴とする固定翼航空機。
【請求項１３】
少なくとも２つの上記の前向きの推進ユニットは、上記胴体の両側から横方向に延びているパイロンに取り付けられることを特徴とする請求項１２に記載の固定翼航空機。
【請求項１４】
上記パイロンは、上記主固定翼の後方に設けられることを特徴とする請求項１３に記載の固定翼航空機。
【請求項１５】
上記パイロンは、上記胴体の尾部に設けられることを特徴とする請求項１４に記載の固定翼航空機。
【請求項１６】
上記パイロンは、上記胴体の前方の機首部分に設けられることを特徴とする請求項１３に記載の固定翼航空機。
【請求項１７】
上記ガスタービンエンジンは、上記航空機の一方の長手方向端部の胴体内に取り付けられることを特徴とする請求項１２に記載の固定翼航空機。
【請求項１８】
少なくとも２つの上記推進ユニットは、上記航空機の長手方向中心軸に対して対称的に配置されるとともに、上記胴体の幅が小さくなる位置に配置されることを特徴とする請求項１２に記載の固定翼航空機。
【請求項１９】
上記ガスタービンエンジンは、少なくとも２つの上記推進ユニットの各々を駆動する独立した出力を有するベベルギア式のトランスミッションを介して、少なくとも２つの該推進ユニットを駆動し、各々の出力は、上記推進ユニットを上記ガスタービンエンジンから選択的に独立して切断する過負荷クラッチに結合されることを特徴とする請求項１２に記載の固定翼航空機。
【請求項２０】
上記ガスタービンエンジンは、上記胴体の上面に位置する吸気口を有することを特徴とする請求項１２に記載の固定翼航空機。
【請求項２１】
機械式トランスミッションが、上記の単発のガスタービンエンジンを少なくとも２つの上記推進ユニットに駆動するように接続し、この機械式トランスミッションが、少なくとも１つの過負荷切断装置を備えることを特徴とする請求項１２に記載の固定翼航空機。
【請求項２２】
少なくとも２つの上記推進ユニットは、それぞれのトランスミッションシャフトを介して上記ガスタービンエンジンに駆動するように接続し、少なくとも１つの上記過負荷切断装置は、このトランスミッションシャフトの各々に作動できるように結合されたクラッチを備えることを特徴とする請求項２１に記載の固定翼航空機。
【請求項２３】
上記ガスタービンエンジンは、少なくとも２つの上記推進ユニットに接続された複数の分岐部を有するトランスミッションを駆動し、過負荷切断装置が、各分岐部に設けられることを特徴とする請求項１２に記載の固定翼航空機。
【請求項２４】
少なくとも１つの上記過負荷切断装置は、対応する上記推進ユニットを駆動するのに必要なトルクが所定の限界値に達したときに、対応する上記推進ユニットの１つを、上記ガスタービンエンジンから自動的に切断するように設定されることを特徴とする請求項２１に記載の固定翼航空機。
【請求項２５】
少なくとも２つの上記推進ユニットは、それぞれの潤滑装置を備えることを特徴とする請求項２３に記載の固定翼航空機。
【請求項２６】
上記トランスミッションの各分岐部は、トランスミッション構成要素を有し、少なくとも２つの上記推進ユニットの潤滑装置が、上記過負荷切断装置までの上記トランスミッションの分岐部のトランスミッション構成要素を潤滑することを特徴とする請求項２５に記載の固定翼航空機。
【請求項２７】
上記ガスタービンエンジンは、潤滑装置を有し、該ガスタービンエンジンから上記過負荷切断装置に至る上記トランスミッションの分岐部が、上記エンジンの潤滑装置によって潤滑されることを特徴とする請求項２６に記載の固定翼航空機。
【請求項２８】
上記ガスタービンエンジンは、複数の分岐部を有する上記トランスミッションを駆動する低圧スプールを有し、ブレーキが、該低圧スプールに作用する分岐部を分割している上記トランスミッションの前方に設けられることを特徴とする請求項２３に記載の固定翼航空機。
【請求項２９】
上記の単発のガスタービンエンジン、少なくとも２つの上記推進ユニット、及び上記機械式トランスミッションは、交換可能なユニットとして、航空機の胴体に取り外し可能に取り付けられるように構成された単一構造の航空機推進モジュールに組み立てられることを特徴とする請求項２１に記載の固定翼航空機。
【請求項３０】
胴体と、
この胴体から横方向に延びている固定翼と、
上記胴体内に実質的に収容された単発のガスタービンエンジンと、
上記胴体から横方向外側に延びているパイロンに取り付けられた少なくとも２つの前向きの推進ユニットと、
上記の単発のガスタービンエンジンから少なくとも２つの該推進ユニットに動力を選択的に伝達する機械的手段と、を備えることを特徴とする固定翼航空機。
【請求項３１】
上記パイロンは、上記航空機の一方の長手方向端部に設けられることを特徴とする請求項３０に記載の固定翼航空機。
【請求項３２】
上記パイロンは、上記胴体の幅が小さくなる位置に設けられることを特徴とする請求項３０に記載の固定翼航空機。
【請求項３３】
上記パイロンは、上記固定翼の後方に設けられることを特徴とする請求項３０に記載の固定翼航空機。
【請求項３４】
上記パイロンは、上記胴体の尾部に設けられることを特徴とする請求項３０に記載の固定翼航空機。
【請求項３５】
上記パイロンは、上記胴体の前方の機首部分に設けられることを特徴とする請求項３０に記載の固定翼航空機。
【請求項３６】
上記ガスタービンエンジンは、上記航空機の一方の長手方向端部の胴体内に取り付けられることを特徴とする請求項３０に記載の固定翼航空機。
【請求項３７】
少なくとも２つの上記推進ユニットは、上記航空機の長手方向中心軸に対して対称的に配置されるとともに、上記胴体の幅が小さくなる位置に配置されることを特徴とする請求項３０に記載の固定翼航空機。
【請求項３８】
上記手段は、少なくとも２つの上記推進ユニットの各々を駆動する独立した出力を有するベベルギア式のトランスミッションを備え、各々の出力は、上記推進ユニットを上記ガスタービンエンジンから選択的に独立して切断する過負荷クラッチに結合されることを特徴とする請求項３０に記載の固定翼航空機。
【請求項３９】
上記手段は、上記の単発のガスタービンエンジンを少なくとも２つの上記推進ユニットに駆動するように接続する機械式トランスミッションを備え、この機械式トランスミッションは、少なくとも１つの過負荷切断装置を備えることを特徴とする請求項３０に記載の固定翼航空機。
【請求項４０】
少なくとも２つの上記推進ユニットは、それぞれのトランスミッションシャフトを介して上記ガスタービンエンジンに駆動するように接続し、少なくとも１つの上記過負荷切断装置は、このトランスミッションシャフトの各々に作動できるように結合されたクラッチを備えることを特徴とする請求項３９に記載の固定翼航空機。
【国際調査報告】
2008506568.tif 000007
2008506568.tif 000008
2008506568.tif 000009