(57)【要約】本発明は、少なくとも１基のエンジン８、１０を含む航空機の出力分配システム２に関する。出力分配システムは、少なくとも１つのトルク伝達手段４、６を含み、トルク伝達手段は、移動可能に保持され、かつ、エンジン８、１０の少なくとも１つの軸に接続されて、エンジンの軸から航空機の胴体の内側領域まで伸びて、エンジンから離れた端点で、トルクを導入するための少なくとも１つのインターフェース１２、１４を含む。トルク伝達手段のインターフェースで、機械的デバイス２６、２８、３６、３８の両方を作動させて、エンジンを始動することは可能である。したがって、航空機において、機械エネルギーを電気エネルギーに変換することなしで、機械力を発生させるための電気エネルギーのその後の使用なしで、本質的に済ませることは可能である。これは、短距離輸送に用いられる双発の商用航空機の場合に特に有利である。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも１基のエンジン（８、１０）を備える航空機（６２）用の出力分配システム（２、５０）であって、
少なくとも１つのトルク伝達手段（４、６）、
少なくとも１つの分配軸（３０、４２）、
前記トルク伝達手段（４、６）と前記分配軸（３０、４２）との間でトルクを伝達するための少なくとも１つの第１の継手（１６、１８）、
環境制御システムの少なくとも１つの回転可能なデバイスであって、前記航空機の胴体の内側領域に位置して、前記分配軸（３０、４２）と接続される、回転可能なデバイス、
エンジン（８、１０）が停止状態のとき、前記環境制御システムの前記少なくとも１つの回転可能なデバイス、および前記航空機の電気的負荷を作動するための少なくとも１つの電気エネルギー源（４８）、を含み、
前記トルク伝達手段（４、６）は、移動可動に保持されて、かつ、前記エンジン（８、１０）の少なくとも１つの軸に接続され、前記トルク伝達手段（４、６）は、前記エンジン（８、１０）の前記軸から前記航空機の胴体の前記内側領域まで延び、前記エンジン（８、１０）から離れた端点で、前記トルク伝達手段（４、６）は、トルクを導入するための少なくとも１つのインターフェース（１２、１４）を含む、
出力分配システム（２、５０）。
【請求項２】
前記分配軸（３０、４２）に接続される少なくとも１つのモータ発電機ユニット（２０、２２）をさらに含む、請求項１に記載の出力分配システム（２、５０）。
【請求項３】
前記分配軸（３０、４２）と前記環境制御システムの前記回転可能なデバイスとの間に、少なくとも１つのギア装置（３２、４０）が配置される、請求項１または２に記載の出力分配システム（２、５０）。
【請求項４】
前記航空機（６２）は、２つのトルク伝達手段（４、６）を有する２基以上のエンジン（８、１０）を含み、
左側のトルク伝達手段（４）は、少なくとも１基の左側エンジン（８）に、および前記環境制御システムの少なくとも１つの左側の回転可能なデバイス（２６、２８）に接続され、および／または、少なくとも１つの左側のモータ発電機ユニット（２０）とともに、左側の出力分配列（左側駆動列）（２４）を形成し、
右側のトルク伝達手段（６）は、少なくとも１基の右側エンジン（１０）に、および前記環境制御システムの少なくとも１つの右側の回転可能なデバイス（３６、３８）に接続され、および／または、少なくとも１つの右側のモータ発電機ユニット（２２）とともに、右側の出力分配列（右側駆動列）（３４）を形成する、
請求項１〜３のいずれか１項に記載の出力分配システム（２、５０）。
【請求項５】
前記左側駆動列（２４）と前記右側駆動列（３４）との間でトルクを伝達するための少なくとも１つの第２の継手（４４）をさらに含む、請求項４に記載の出力分配システム（２、５０）。
【請求項６】
前記少なくとも１つのモータ発電機ユニット（２０、２２）は、前記エンジン（８、１０）のうちの少なくとも１基を始動するように設計される、請求項１〜５のいずれか１項に記載の出力分配システム（２、５０）。
【請求項７】
前記少なくとも１つのモータ発電機ユニット（２０、２２）は、電気エネルギーを提供するように設計される、請求項２〜６のいずれか１項に記載の出力分配システム（２、５０）。
【請求項８】
航空機内の出力分配のための方法であって、前記航空機の少なくとも１基のエンジン（８、１０）と、環境制御システムの、前記航空機の胴体の内側領域に位置する回転可能なデバイスとの間でトルクを伝達させるステップ（５２）を含み、
少なくとも１つの電気エネルギー源（４８）は、前記エンジン（８、１０）が停止状態にあるとき、前記環境制御システムの前記少なくとも１つの回転可能なデバイス、および前記航空機の電気的負荷に供給する、
方法。
【請求項９】
航空機における、請求項１〜７のいずれか１項に記載の出力分配システム（２、５０）の使用。
【請求項１０】
請求項１〜７のいずれか１項に記載された少なくとも１基のエンジン（８、１０）および少なくとも１つの出力分配システム（２、５０）を含む、航空機（６２）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
［関連出願の参照］
本出願は、２００８年９月２６日に出願の米国特許仮出願番号第６１／１９４４４７号、および２００８年９月２６日に出願のドイツ国特許出願番号第１０  ２００８  ０４８  ９１５．８号の出願日の利益を請求し、その出願の開示は、参照により本明細書に援用される。
【０００２】
本発明は、輸送手段、特に、少なくとも１つの出力分配システムを含む航空機と同様に、少なくとも１基のエンジンを含む航空機用の出力分配システム、航空機における出力分配のための方法、航空機における出力分配システムの使用、に関する。
【背景技術】
【０００３】
最新の商用航空機の開発の目的の１つは、損失と関連しそして柔軟性を欠く、機械式、油圧式、または他の伝達機構を回避するために、航空機の内部で出力を電気的に伝達させることに関係がある。電気圧縮機用モータおよびファンモータを有する、ほとんどブリードエアを使用しないかまたは完全にブリードエアなしで済ませる環境制御システムの開発と同様に、客室における電気的および電子的装置の台数の恒常的な増加は、航空機のエンジンにおいて、非常に高い電気出力を有する複数の発電機を統合する必要性に結びつく。
【０００４】
航空機に設置される発電機の寸法記入（ｄｉｍｅｎｓｉｏｎｉｎｇ）および台数は、多数の要因に依存する。商用航空機の十分な信頼性を確保するために、総合的な調整のフレームワークは、故障と故障との間の時間の平均間隔（「平均故障間隔」、ＭＴＢＦ）または、任意の所望の臨界を有する航空機システムのための同様のパラメータ、の提供に存在している。例えば、双発の商用航空機の発電機の寸法記入において、ＩＣＡＯ発行の「双発機延長運航運用基準（ｅｘｔｅｎｄｅｄ−ｒａｎｇｅ  ｔｗｉｎ−ｅｎｇｉｎｅ  ｏｐｅｒａｔｉｏｎ  ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ  ｓｔａｎｄａｒｄｓ：ＥＴＯＰＳ）」にしたがうことも必要である。そして、ＥＴＯＰＳによって、双発の商用航空機は、最も近い空港が６０分以上離れているときに、１基のエンジンのみの片肺飛行の状態で、延長した距離の間の使用ができるように、設計されることができる。とりわけこれに結びついて、より最近の双発の商用航空機では、各エンジンに２つの発電機で、合計４つの発電機があり、これらの発電機は、各々の場合にすべての電力を発生させることが可能である。数１００ｋＷの必要な電力に起因して、これらの発電機は、それに対応して非常に大きくて、重くて、そして高価である。しかしながら、故障の可能性に関して、マルチプルな冗長度および総合的な調整メカニズムの結果、電源は、ほとんどフェールセーフであるとみなされることができる。
【０００５】
発電機によって提供される電力は、放出される大量の排気熱を発生する精巧なパワーエレクトロニクスによって、一定の周波数の直流および／または交流の形態で提供される。関連した効率の増加のためのこの種の費用は、より大型で長距離の航空機では正当でもよいのに対して、短距離輸送に主に用いられるより小型の航空機の場合、それは経済的に正当化されることができない。
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００６】
少なくとも１基のエンジンを含む航空機における機器およびデバイス用の出力分配システムを提案することは、本発明の目的である。その出力分配システムは、伝達の基本的手段として電気を使用しない。航空機用のこの種の出力分配システムを提案することは、さらなる本発明の目的である。その出力分配システムは、ブリードエアから独立である限り、航空機の環境制御システムを作動するのに適している。
【０００７】
この目的は、独立請求項１の特徴による出力分配システムによって達成される。
【０００８】
本発明による出力分配システムの重要な態様は、少なくとも１基のエンジンの軸から、航空機の内側の領域まで、回転運動を伝達させるトルク伝達手段を含み、その領域では、この回転運動が、別々の種類のデバイスの駆動に使われることができる。航空機が、エンジンが胴体の後ろの部分に直接配置される双発航空機である場合、航空機の内側までの距離（この距離は、トルク伝達手段によって橋渡しされる）は、比較的短い。同時に、しかしながら、デバイスが配置されて、トルク伝達手段によって駆動される領域を、各々がエンジンを含む２つの翼との間に、直接、提供することもまた可能である。
【０００９】
したがって、例えば、トルク伝達手段の回転から直接回転可能な、航空機の環境制御システムのデバイスを作動することは可能である。例えば、ブリードエアがエンジンから分岐されるときに、トルク伝達手段は、空気の冷却を行うことができる空気サイクル機械を駆動することができる。この趣旨で、空気サイクル機械は、その機械的接続の結果として、圧力を追加的に発生させることができるので、エンジンへのより小さいブリードエア圧力を有する接続は、ブリードエアを除去するために選択されることができる。これは、エンジンの改良された効率に結びつく。エンジンによって伝達される機械力は、降下の開始から特に有用である。なぜなら、この段階では、エンジンはアイドル運転されるからである。さらに、１またはいくつかの圧縮機は、ブリードエアの代わりに客室を与圧するために駆動されることができる。その圧縮機は、空気源から客室および／または混合気室に空気を導入する。
【００１０】
トルクを伝達させることを可能にするいかなる機械要素も、ありうるトルク伝達手段であるとみなされることができる。最も単純な実施例の１つとして、より複雑な経路に沿って動くために、そして熱膨張および発振運動を補償するために、従来の軸は、ジョイントによって拡張されることができると言及される。さらにまた、トルク伝達手段として、ベルトドライブまたはチェーンドライブを使用することは可能である。さらに、エンジンの軸の回転と駆動されるデバイスとの間の速度の違いを補償するために、ギア装置が用いられることができる。そのギア装置は、特別な例示的実施形態において、入力速度から独立した出力速度を提供するようにも設計される。信頼性の高いトルクの伝達を確保することができ、そして同時に、トルク伝達手段の完全性がすべての作動条件下で確保されることができるように、トルク伝達手段および任意のギア装置は、航空機の内部で支持されることが必要である。
【００１１】
本発明による出力分配システムができるだけ柔軟であるために、そして対応するデバイスが要求されたときのみ駆動されるために、デバイスが、第１の継手によって接続されることができる分配軸によって駆動される場合は、トルク伝達手段のインターフェースが好ましい。これに加えて、いくつかの用途の場合において、駆動されるべく定義されたデバイス上の追加的な継手（その継手は、要求されるときそれぞれのデバイスを切り離すことを可能にする）を提供することは、妥当でもよい。これに代わるものとして、航空機のさまざまなオペレーションの場合を考慮するとき、すべてのデバイスを互いに独立してトルク伝達手段に接続することが可能であることは、妥当でもよい。しかしながら、これは、トルク伝達ギア装置にて伝達ケースまたはいくつかのインターフェースを必要とする。
【００１２】
例えば、対応する軸の端部は、トルク伝達手段のインターフェースとみなされることができる。そして、その端部に、軸のハブが添付される、または添付されることができる。これは、鋸歯状のスプライン、キーと溝の組合せ、フランジ等でありえる。
【００１３】
例えばエンジン始動の間、始動するエンジンの機械的負荷が減少できるように、トルク伝達手段に接続されるデバイスの回転の割込みは、対応する第１の継手を外すことによって必要に応じて止められることができる。
【００１４】
本発明による負荷分散システムの好適な改良は、トルク伝達手段に接続されることができる少なくとも１つのモータ発電機ユニットの統合を提供する。このモータ発電機ユニットは、発電機の作動の間、電気エネルギーがトルク伝達手段の回転から発生するように、または、モータの作動の間、関連したエンジンが始動できるように、モータとして、または、可変のまたは一定の周波数を有する発電機として、または、直流発電機として、好ましくは作動されることができる。航空機が地上にあるとき、このようにして、客室の換気、空気サイクル機械による冷却、または蒸発冷却回路は、実現されることができる。関連したエンジンが運転中のとき、発電機の作動において得られる電気エネルギーは、電気的または電子的負荷を供給するために使われることができる。それらの電源は、機械的手段によっては可能でなく、または困難をともなってのみ可能であり、それは、例えば、単に従来の電子半導体デバイスを有する電子演算ユニットを有する場合である。
【００１５】
本発明による出力分配システムの他の態様によれば、トルクは、いくつかのエンジン用のいくつかのトルク伝達手段を用いて伝達されることができる。例えば、いずれの場合も左側エンジンまたは右側エンジンと関連していて、いずれの場合もトルク伝達手段、回転可能なデバイスおよび任意の継手を含む、左側駆動列と右側駆動列との間で。これは、１基のエンジンが故障していて、そして、駆動されるべきすべてではないデバイスが、無傷のエンジンの残った駆動列によって駆動されることができることで、特に妥当である。故障したエンジン側の駆動列は、例えば、関連した第１の継手を外すことによってエンジンから切り離されることができ、そして隣接する駆動列からトルクを手に入れることができる。この趣旨で、２つの駆動列の間に第２の継手を配置することは妥当である。その第２の継手によって、一方の駆動列から他方の駆動列へトルクの伝達は、可能になる。これは、故障の場合、本発明による出力分配システムは、システムの部分の故障を考慮に入れるために変更されることができることを意味する。
【００１６】
本発明のさらに別の態様では、別の方法として、航空機が、例えば地上にあって、そしてエンジンのアイドル運転が経済的に好ましくない場合に、出力分配は、エンジンの運転なしで行うこともできる。この状況において、第１の継手を外すことによってエンジンから切り離される１またはいくつかのモータ発電機ユニットは、内部または外部電流源を経由して供給される電力によって、回転することができる。これは、電気的負荷への電気供給を提供するのと同様に、環境制御システムの圧縮機、空気サイクル機械、または蒸発冷却機械への電力の機械的供給を提供することを、可能にする。より小型の商用航空機において、内燃機関は、十分な電力を提供するとみなされることができる。しかしながら、燃料電池、いくつかの燃料電池を含む装置、１またはいくつかの蓄電池、外部電源等（このリストは、完全ではない）もまた、想定可能であり、そして有利である。
【００１７】
本発明による出力分配システムのさらに有利な改良は、従属請求項において提供される。さらにまた、目的は、航空機における出力分配のための方法によって、本発明による出力分配システムの使用によって、そして、さらなる独立請求項による少なくとも１つの出力分配システムを含む輸送手段（特に航空機）によって、満たされる。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
本発明のさらなる特徴、利点および用途選択は、例示的実施形態および図の以下の説明において開示される。すべての記述されたおよび／または図示された特徴それ自体、および任意の組合せにおける特徴は、個々の請求項におけるそれらの構成またはそれらの相互関連性にかかわらず、本発明の主題である。さらにまた、図において同一または同様のコンポーネントは、同じ参照符号を有する。
【図１】図１は、本発明による出力分配システムの第１の例示的実施形態の線図である。
【図２】図２は、本発明による出力分配システムのさらなる例示的実施形態の線図である。
【図３】図３は、航空機における出力分配のための方法である。
【図４】図４は、本発明による出力分配システムの少なくとも１つを含む航空機である。
【発明を実施するための形態】
【００１９】
図１は、本発明による出力分配システム２を示し、この出力分配システム２は、航空機の胴体の内部に設置されることが好ましい。この出力分配システム２は、２つのトルク伝達手段４および６を本質的に含み、そしてそれは、左側エンジン８および右側エンジン１０から航空機の胴体の内部にトルクを伝達する。トルク伝達手段４および６は、いずれの場合も、それらの端部で、航空機の胴体の内部に伝達されるトルクが取り出されることのできる一種のインターフェース１２および１４を含む。
【００２０】
ここに示した例では、２つの第１の継手１６および１８（通常好ましくは閉じている）は、インターフェース１２および１４から続いて、左側エンジン８と左側モータ発電機ユニット２０との間で、または、右側エンジン１０と右側モータ発電機ユニット２２との間で、トルクを任意に交換することができる。モータ発電機ユニットは、トルク伝達手段４および６に直結される。左側駆動列２４において、左側駆動列にて提供されるトルクを使用可能ないくつかの負荷２６および２８が続く。負荷２８は、例えば、モータ発電機ユニット２０から続く分配軸３０によって、直接作動されず、しかしその代わりに、介在されたギア装置３２を経由する。エンジン１０のトルクが伝達される右側駆動列３４において、いくつかの負荷３６および３８も配置される。そこにおいて、負荷３８は、モータ発電機ユニット２２の下流側に配置される分配軸４２によって、介在されたギア装置４０を経由して、同様に駆動される。
【００２１】
図１に示す例示的実施形態において、エンジン８または１０の故障の場合、もしも対応する駆動列が、関連したエンジン８または１０によって駆動されない場合に、トルクが負荷２６および２８、または３６および３８に伝達されることができるように、左側駆動列２４は、第２の継手４４を経由して、右側駆動列３４と接続される。
【００２２】
さらにまた、本発明による出力分配システム２は、モータ発電機ユニット２０および２２に電気的に接続される電子装置４６を含む。同様に、補助電源４８は、電子装置４６に接続されて、調整された交流電圧または直流電圧をモータ発電機ユニット２０および２２に供給するために、そして、上述のエンジンオペレーションを駆動または制御するために、用いられる。これは、例えば、航空機が地上にあって、エンジン８および１０は作動していないが、それにもかかわらず、負荷２６および２８、または３６および３８は作動されることを必要とする場合に、有利でありえる。この趣旨で、エンジン８および１０がモータ発電機ユニット２０および２２によって不必要に回転されないように、エンジン８および１０に対する第１の継手１６および１８は、外れることが必要である。飛行中の航空機については、このエネルギー源４８は、第１の継手１６および１８のありうる故障に関する追加的な冗長性を提供することができる。
【００２３】
エンジン８および１０の運転については、モータ発電機ユニットは、電気的および電子的負荷が追加的に作動されることができるように、電子装置４６によって既存の電源ネットワークまたは代替の電源ネットワークに提供される、電力を発生する。これは、エンジン８および１０における発電機の一体化の必要性を取り除くことができる。
【００２４】
多くのデバイスおよび機器は、本発明による出力分配システムのための適切な負荷としてみなされることができる。例えば、ブリードエアを除去せずに可能な限りの最大範囲に対して、客室エアコンプレッサは、客室に新鮮な空気を供給するために、および客室を与圧するために、用いられることができる。さらに、各駆動列２４および３４に関して、冗長性と関係する理由のために、２台の客室エアコンプレッサを使用することは、賢明である。これに代わるものとして、用いられることができる客室エアコンプレッサの対応する信頼性については、駆動列２４および３４の各々に対してそのようなコンプレッサを１台のみ作動することも、可能である。この場合、クーラント１３４ａまたはＣＯ２のどちらかを有する蒸発冷却機は、冷却のために用いられることができる。そのエアコンディショナは、それぞれの駆動列２４または３４に存在するトルクによって駆動されることもできる。これに代わるものとして、空気サイクル冷却機の使用は、賢明であるかもしれない。その空気サイクル冷却機は、客室の与圧を支持し、または完全に与圧を提供することができ、さらにまた対応する冷却を提供する。エンジン８および１０からのブリードエアの除去が所望される場合、空気を冷却するための、そして客室を与圧するための、空気サイクル冷却機は、特に適切である。
【００２５】
図示の実施形態において、客室エアコンプレッサまたは空気サイクル冷却機は、トルク伝達手段４および６が高速のため、ギア装置３２および４０を経由して駆動される。原則として、それは、トルク伝達手段４および６によって直接駆動されるために、そして、可変配置（ｖａｒｉａｂｌｅ  ｇｅｏｍｅｔｒｙ）を有する当該客室エアコンプレッサを設計するために、用いてよい任意の客室エアコンプレッサとして適している。しかしながら、これは、客室エアコンプレッサの入力圧と出力圧との、提供されるべき圧力比に依存する。その結果、好適でない圧力比の場合、可変配置の使用は、おそらく十分でなくてよい。しかしながら、客室エアコンプレッサの可変配置は、それにもかかわらず、ギア装置３２および４０を経由する作動に対する追加的選択として提供されることができる。
【００２６】
同様に、追加的な換気扇、水圧ポンプ、冷却ファンなどは、軸３０および４２を経由して、完全な回転速度で直接作動されることができる。航空機において、エンジン８および１０から関係するブリードエアが除去される場合、１つまたはいくつかのギア装置３２および４０に作動される空気サイクル冷却機によって、前記ブリードエアを使用することが、考えられる。
【００２７】
右側駆動列３４がエンジン８によって作動される場合、第２の継手４４は閉じて、かつ、第１の継手１８は開く。左側駆動列２４がエンジン１０によって作動される場合、同様に、第２の継手４４は閉じて、かつ、第１の継手１６は開く。
【００２８】
図２は、モータ発電機ユニット２０および２２の位置が変更された出力分配システム５０の形態における修正を示す。それらは、この場合、ギア装置３２および４０と、これに関連した負荷２８および３８との間に位置する。これは、モータ発電機ユニット２０および２２が、負荷２６および３６の必要な速度とは異なる減少したマッチング速度で作動されることも意味する。出力分配システム５０の残りの特徴は、図１に示す特徴に対応する。その結果、モータ発電機ユニット２０および２２は、補助電源によって供給されている電子装置４６から電力を得ることもできる。
【００２９】
図３は、出力を分配するための本発明による方法を概略的に示す。本発明による方法は、エンジンと、航空機の内部における少なくとも１つの回転可能なデバイスとの間で、トルク伝達手段によって行われる、トルクの伝達５２を本質的に含む。本発明による方法は、客室エアコンプレッサの、空気サイクル冷却機の、および／または蒸発冷却機の形態の、環境制御システムの少なくとも１つの回転可能なデバイスの作動５４、および、エンジンと少なくとも１つのモータ発電機ユニットとの間のトルクの伝達５６であって、その伝達は、環境制御システムの回転可能なデバイスの作動を独立して実行することもできる伝達、を特に含む。さらに、単一のエンジンによって供給される駆動列は、分離５８されることができる。そして、上述したように、別の駆動列からトルクを伝達するための第２の継手は、切り換え６０ることができる。この方法に関連するすべてのステップは、任意の所望された組合せにおいて交換されることができて、そして可逆である。
【００３０】
最後に、図４は、本発明による出力分配システムの少なくとも１つを含む航空機６２を示す。本発明による出力分配システムは、胴体の内部まで短い距離のみの橋渡しを必要とするように、胴体後部の領域に配置されるエンジンを含む航空機においても、特に、用いられることができると指摘されなければならない。
【００３１】
提供される実施例は、本発明による相関を明らかにすることを意図するのみであり、そして、本発明のまたは保護の範囲の限定として解釈されてはならない。その代わりに、本発明による原理は、提供される利点を捨てることなく、１基のエンジンまたは２基のエンジンよりも多いエンジンを含む航空機に適用されることもできる。
【００３２】
加えて、「を含む」は、他のエレメントまたはステップを除外せず、そして、「１」または「１つ」は、複数を除外しない、と指摘されなければならない。さらに、上記の例示的実施形態の１つに関して記述された特徴またはステップは、上記の他の例示的実施形態の他の特徴またはステップと組み合わせて使用することもできる、と指摘されなければならない。請求項における参照符号は、限定として解釈されてはならない。
【符号の説明】
【００３３】
２…出力分配システム
４…トルク伝達手段
６…トルク伝達手段
８…エンジン
１０…エンジン
１２…インターフェース
１４…インターフェース
１６…第１の継手
１８…第１の継手
２０…モータ発電機ユニット
２２…モータ発電機ユニット
２４…左側駆動列
２６…負荷
２８…負荷
３０…分配軸
３２…ギア装置
３４…右側駆動列
３６…負荷
３８…負荷
４０…ギア装置
４２…分配軸
４４…第２の継手
４６…電子装置
４８…補助電源
５０…出力分配システム
５２…トルクの伝達
５４…回転可能デバイスの作動
５６…モータ発電機ユニットとエンジンとの間のトルクの伝達
５８…エンジンからの駆動列の分離
６０…第２の継手の切り換え
６２…航空機
【図１】
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【図２】
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【図３】
2012503569.tif 000005
【図４】
2012503569.tif 000006
【国際調査報告】
2012503569.tif 000007
2012503569.tif 000008
2012503569.tif 000009
2012503569.tif 000010
2012503569.tif 000011
2012503569.tif 000012