JP2008545578A - 回転翼航空機用の可変変速機 - Google Patents

Abstract

回転翼航空機の変速ギアボックスシステムは、主ギアボックスおよびこの主ギアボックスと噛合する可変速ギアボックスを備える。可変速ギアボックスによれば、エンジンとの係合を離脱させることなく、またはエンジン回転数を変化させることなく、少なくとも２つの異なる回転数を主ロータシステムにもたらすことができる。可変速ギアボックスは、クラッチ、好ましくは、多板クラッチおよびフリーホイールをエンジンごとに備える。「高ロータ速度モード」では、主ロータシステムをホバリング飛行航程用の高ロータ回転数で駆動するためにクラッチが係合されると、ギア経路が主ギアボックスを駆動する。「低ロータ速度モード」では、クラッチが離脱されると、減速ギア経路が主ギアボックスを駆動し、動力がフリーホイールユニットを介して伝達され、主ロータシステムを高速飛行用の低ロータ回転数で駆動する。

Description

本発明は、回転翼航空機に関し、さらに詳細には、高速飛行航程および低速飛行航程を容易にする可変速度をもたらす回転翼変速ギアボックスシステムに関する。

従来の回転翼航空機の前進対気速度は、多くの因子によって制限される。とりわけ、前進対気速度が大きくなると、後退ブレードが失速する傾向にある。具体的には、前進対気速度が大きくなると、後退ブレードを横切る気流速度が遅くなるので、後退ブレードが失速状態に達することがある。対照的に、前進ブレードを横切る気流速度は、前進速度の増大に伴って大きくなる。従って、前進対気速度が大きくなるにつれて、揚力の不均衡が生じる。

もし、この揚力の不均衡が、ロータ円板の前進領域および後退領域にわたって均等でない場合、不安定な状態が生じることがある。通常、揚力を概ね均等にするために、ブレードのフラッピングおよびフェザリングが用いられる。

しかし、前進対気速度が、所定のロータ回転速度に対して所定の点を越えて大きくなると、フラッピング作用およびフェアザリング作用は、もはや、揚力をロータ円板の全体にわたって実質的に均等に維持するのに不十分である。この場合、後退ブレードを横切る逆気流は負の揚力を生じ、前進速度によるが、対気速度が大きくなるにつれて、失速状態、すなわち気流がブレードを横切って外側方向に移動する負の揚力状態を生じる。従来のロータは、後退ブレードの大部分を横切る逆気流を生じさせる対気速度よりも低い対気速度で、かつ前進ブレードの先端において生じる可能性のある圧縮性と関連するマッハ数の問題を軽減するのに十分な低い回転数で運転されねばならない。これによって、事実上、従来のヘリコプタの前進対気速度は、約１８０ノットに制限される。

同軸反転剛性ロータシステムを有する回転翼航空機は、上側ロータシステムおよび下側ロータシステムのそれぞれの主ロータブレード内の前進側の間で揚力が釣り合うことに一部起因して、従来の単一ロータ式ヘリコプタと比較して高速運転が可能である。加えて、対気速度が大きくなると、ロータ円板の後退側は、従来の後退ブレード失速を生じることがない。これは、上側反転ロータシステムおよび下側反転ロータシステムの前進領域によって生じた均等で互いに逆のモーメントによって、正味の影響がバランスを保つので、横揺れの平衡が得られ、後退側円板領域の負荷が軽減されるからである。対気速度をさらに増大させるために、複合回転翼航空機は、補足的な並進推力を用いてもよい。

高速飛行では、主ロータシステムは、ターボジェットから遮断され、ロータ回転数は、コレクティブピッチを調整することによって制御されるとよい。任意のヘリコプタにおいて、コレクティブピッチを大きくすると回転速度が遅くなり、コレクティブピッチを少なくすると回転速度が速くなる。しかし、回転翼航空機の場合、高速飛行航程において、航空機の対気速度が大きくなるにつれて、ロータ円板の前進側のロータブレード先端が超音速領域に入るのを防ぐために、ロータ回転数を減少させる必要がある。従って、前進対気速度が大きくなると、ロータ回転数が望ましくないレベルにまで増大するのを防ぐために、コレクティブピッチを大きくしなければならない。しかし、前進対気速度が所定のロータ回転速度に対して所定の点を越えて大きくなると、コレクティブピッチの調整は最終的に不十分になる。

高速回転翼航空機の空気力学によれば、高速巡航において、ロータ回転数を減少させることによって顕著な利点が得られる。ホバリング航程から高速航程への移行における回転数の減少は、一般的には、約３０％である。しかし、このようなエンジンの減速は、補助システム、エンジン運転、および有効動力に関する問題を引き起こすことがあり、その一方、比較的低いロータ回転数で常に運転される回転翼航空機は、ロータ重量および変速機重量に関する不利および操縦性の制約を招くことがある。従って、ロータシステムの速度を可変とする回転翼変速ギアボックスが必要とされる。

従って、ホバリング飛行航程および高速巡航程中に、それぞれ、航空機性能を最大限に高める「高ロータ速度モード」および「低ロータ速度モード」をもたらす回転翼航空機用の可変速ギアボックスシステムを提供することが望ましい。

本発明による回転翼航空機の変速ギアボックスシステムは、主ギアボックスおよびこの主ギアボックスと噛合する可変速ギアボックスを備える。可変速ギアボックスによれば、エンジンとの係合を離脱させることなく、またはエンジン回転数を変化させることなく、少なくとも２つの異なる主ロータシステム回転数をもたらすことができる。任意の回転翼航空機において、異なる飛行航程、例えば、ホバリング飛行航程および高速飛行航程を取ることが容易になる。一般的には、着陸航程、離陸航程、ホバリング航程および低速飛行航程中には、揚力の能力を高めるために、より高い主ロータ速度が必要とされ、高速巡航程では、ロータ性能を改善し対気速度を高めるために、より低い主ロータ速度が望まれる。

可変速ギアボックスは、クラッチ、好ましくは、多板クラッチおよびフリーホイールをエンジンごとに備える。「高ロータ速度モード」では、主ロータシステムを高ロータ回転数で回転させるためにクラッチが係合されると、ギア経路が主ギアボックスを直接駆動比（１／１）で駆動させる。「低ロータ速度モード」における低ロータ回転数の高速巡航程の場合、クラッチが離脱され、動力は、減速ギア経路、好ましくは、２つのギア減速段およびフリーホイールユニットを経由して、主ロータギアボックスに伝達される。

可変速ギアボックスは、連続速度で作動するテール駆動システムを用いる場合、主ロータシャフトと共に変速するテール駆動システムを用いる場合またはテール駆動システムを用いない場合に適するように構成されてもよい。連続的なテール速度を必要とする航空機モデルの場合、テール駆動システムは、クラッチの入力側およびフリーホイールユニットの入力側と噛合するとよい。主ロータシステムに応じて変速するテール駆動システムを用いると有利な航空機モデルの場合、テール駆動システムは、クラッチの出力側およびフリーホイールシステムの出力側と噛合するか、または主ギアボックスに直接噛合するとよく、これによって、エンジンに対して一定のギア比を維持することができる。

このように、本発明は、ホバリング飛行航程および高速巡航程中、それぞれ、航空機性能を最大限に高める「高ロータ速度モード」および「低ロータ速度モード」をもたらす回転翼航空機用の可変速ギアボックスシステムを提供する。

本発明の種々の特徴および利点は、好ましい実施形態の以下の詳細な説明および添付の図面から当業者に明らかになるだろう。

図１Ａおよび図１Ｂは、主ロータシステム１２を有する垂直離着陸（ＶＴＯＬ）回転翼航空機１０を示している。主ロータシステム１２は、好ましくは、二重反転同軸ロータシステムであるが、当技術分野において知られている他のロータシステム、例えば、制限はされないが、単一式、タンデム式および二重式ロータシステムが本発明と共に用いられてもよい。すなわち、高速複合回転翼航空機と組み合わせて、本発明を説明するが、他の航空機構成、例えば、単一式主ロータシステム１２’およびアンチトルク・テールロータシステム３２’（図１Ｃ）を有するより従来型の構成であっても本発明から利得が得られる。

図示されるように、航空機１０は、主ロータシステム１２を支持する機体１４を備える。航空機１０は、テール駆動システム３０を含んでもよい。テール駆動システム３０は、好ましくは、航空機の長手方向軸Ｌと概ね平行な並進推力をもたらす並進推力システム３２である。

主ロータシステム１２は、好ましくは、第１のロータシステム１６および第２のロータシステム１８を備える。各ロータシステム１６，１８は、ロータ回転軸Ｒを中心として回転することができるようにロータハブ２２，２４に取り付けられた複数のロータブレード２０を備える。主ロータシステム１２は、駆動システム３５によって駆動される。並進推力システム３２は、好ましくは、高速飛行用の推力をもたらすために、実質的に水平かつ航空機の長手方向軸Ｌと概ね平行に配向されたプロペラ回転軸Ｐを有する推進式プロペラ３４を備える。好ましくは、推進式プロペラ３４は、機体１４の後方に取り付けられた空気力学的カウリング３６内に取り付けられる。並進推力システム３２は、好ましくは、主ロータシステム１２を駆動するのと同じ駆動システム３５によって駆動される。

図２Ａを参照すると、航空機１０の駆動システム３５が概略的に示されている。ギアボックス２６が、好ましくは、１つまたは複数のガスタービンエンジン（概略的にＥで示す）、主ロータシステム１２および並進推力システム３２の間に介在する。好ましくは、ギアボックス２６は、主ギアボックス３８およびこの主ギアボックス３８と噛合する可変速ギアボックス４０を備える。本発明と関連して用いられる主ギアボックスおよびその関連する構成要素をさらに理解するには、本発明の出願人に譲渡された「並進推力システムを有する回転翼航空機用の分割トルクギアボックス」という表題の米国特許出願を参照されたい。この内容は、参照することによって、その全体がここに含まれるものとする。

各エンジンＥは、好ましくは、当業者によって一般的に理解されているように、単発エンジン運転を可能にすると共に、全てのエンジンが故障した場合のオートローテーションを可能にするために、エンジンフリーホイールユニット４２を介して可変速ギアボックス４０を駆動する。ここでは、エンジン＃１からのギア列のみを詳細に説明するが、エンジン＃２からのギア列も同じであり、任意の数のエンジンＥが本発明と共に利用されてもよいことを理解されたい。

本発明の可変速ギアボックス４０は、エンジンＥとの係合を離脱することなく、またはエンジン回転数を変化させることなく、主ロータシステム１２に対して少なくとも２つの異なるロータ速度をもたらすことができる。可変速ギアボックス４０によれば、任意の回転翼航空機において、異なる飛行航程、例えば、低速飛行航程および高速飛行航程を取ることが容易になる。一般的には、着陸航程、離陸航程、ホバリング航程および低速飛行航程中には、揚力の能力を高めるために、より高い主ロータ速度が必要とされ、高速巡航程には、ロータ性能を改善し、対気速度を高めるために、より低い主ロータ速度が望まれる。

可変速ギアボックス４０は、クラッチ、好ましくは、多板クラッチ４４およびフリーホイールユニット４６をエンジンＥごとに備える。多板クラッチ４４およびフリーホイール４６は、並列駆動される。エンジンフリーホイールユニット４２からの高速入力シャフト４８によって、可変速ギアボックス４０は、クラッチ４４が係合すると、主に（シャフト４８，４４ｉ，４４ｏとして概略的に示す）ギア経路５０を介して駆動され、クラッチ４４が離脱すると、主に減速ギア経路５２を介して、好ましくは、２つのギア減速段５２ａ，５２ｂを介して駆動される（なお、ここでは、減速ギア列５２は、シャフト４８，５２ａ，４６ｉ、４６ｏ，５２ｂのギア経路として概略的に示している）。種々のギア比が本発明と共に用いられてもよく、ここで用いられる「ギア経路」という用語は、主ロータシステム１２を直接駆動によって駆動する、クラッチを含む第１のギア経路を指し、ここで用いられる「減速ギア経路」という用語は、フリーホイールユニットおよびギア減速段を含む第２のギア経路を指すものであり、これ以外に限定するものではないことを理解されたい。

可変速ギアボックス４０は、クラッチ４４が係合すると、好ましくは、主ギアボックス３８を直接駆動比（１／１）の「高ロータ速度モード」で駆動し、主ロータシステム１２を高ロータ回転数で駆動する。このモードでは、フリーホイールユニット４６のフリーホイール出力端４６ｏは、フリーホイールユニット４６のフリーホイール入力端４６ｉよりも速く回転するので、フリーホイールユニット４６は、オーバランし動力を伝達しない。従って、一定のエンジン馬力に対して、比較的高回転数の比較的低トルクが伝達される。

「低ロータ速度モード」における低ロータ回転数での高速巡航程の場合、クラッチ４４が離脱し、動力は、好ましくは、入力シャフト４８から、 最初のギア減速段５２ａ、フリーホイールユニット４６および他のギア減速段５２ｂを経て、主ギアボックス３８に伝達される。ここに用いられる「高ロータ速度モード」および「低ロータ速度モード」という用語は、可変速ギアボックス４０の作動に起因する主ギアボックス３８の速度に関する相対的な用語にすぎず、それ以外に制限すると見なされてはならないことを理解されたい。クラッチ４４が離脱しているので、クラッチ４４のクラッチ入力端４４ｉは、エンジンＥと同じ速度で回転し、クラッチ４４のクラッチ出力端４４ｏは、フリーホイールユニット４６と接続されているので、ギア減速の結果として、減速した速度で回転する。従って、一定のエンジン馬力に対して、低回転数の比較的高トルクが伝達される。

特に、ギア経路５０および減速ギア経路５２の両方が、クラッチ４４の係合／離脱とは無関係に継続的に回転するので、クラッチ４４およびフリーホイールユニット４６は、ギア経路５０および減速ギア経路５２のそれぞれのギア比の間の速度および慣性に関する相対差を調整することしか必要としない。これによって、駆動システムの一部をゼロ速度から加速またはゼロ速度に減速しなければならない従来の変速機と比較して、軽量でかつ迅速な応答が可能なシステムが得られる。

本発明のギアボックス構成は、軽量システムをもたらすと共に、クラッチ焼付きまたは完全なクラッチスリップが生じた場合の運転を確実なものとする。クラッチ焼付きが生じた場合でも、動力は、エンジンから主ギアボックスに伝達される。クラッチスリップが生じた場合、動力は、フリーホイールユニットを介して主ギアボックスに自動的に迂回される。

航空機が巡航からホバリングに減速しているときのように、「低ロータ速度モード」から「高ロータ速度モード」に戻す場合、クラッチ４４を係合させ、クラッチ出力端４４ｏがクラッチ出力端４４ｉと一致してクラッチ４４が完全にロックするまで、主ロータ速度を大きくする必要がある。クラッチ４４は、オン／オフ法によって操作されてもよいし、係合／離脱が徐々になされるフェザリング（ｆｅａｔｈｅｒｉｎｇ）法によって操作されてもよい。

「低ロータ速度モード」と「高ロータ速度モード」との間の移行は、代替的に、航空機飛行制御方法によって支援される。好ましくは、主ロータ速度は、ロータのコレクティブピッチ制御および航空機の飛行高度によって増減する。すなわち、ロータシステムによって生じた揚力の大きさを変化させるには、速度および／またはブレードの抑え角を変化させればよい。もし、抑え角および速度が、これらの変化が互いに相殺されるように変化する場合、同じ大きさの揚力が生じる。従って、「低ロータ速度モード」から「高ロータ速度モード」に移行する場合に、この移行の全体にわたって同じ大きさの揚力を生じさせるために、ロータ速度が大きくなるにつれて、コレクティブピッチは、ブレードの抑え角が小さくなるように調整される。加えて、動力が同じである場合、抑え角が小さくなると、生じる抗力の大きさも小さくなり、ロータ速度が大きくなる。「高ロータ速度モード」から「低ロータ速度モード」への移行の場合、一般的に、上記と逆のことが生じる。航空機飛行制御法によって、上記の移行をクラッチに加えられる慣性負荷を少なくして行なうことが極めて容易になる。

可変速ギアボックス４０は、連続的な速度で作動するテール駆動システム３０を用いる場合（図２Ａ）、主ロータシステム１２と共に変速するテール駆動システムを用いる場合（図２Ｂ）またはテール駆動システム３０を有しない場合（図２Ｃ）に適するように構成されてもよい。図２Ａおよび図２Ｂは、好ましくは、任意選択的な並進推力システム３２を有する高速複合回転翼航空機１０（図１Ａおよび図１Ｂ）またはアンチトルク・テールロータシステム３２’を有するより従来型の航空機１０’構成（図１Ｃ）のいずれかと共に用いられる。

可変速ギアボックス４０は、可変速ギアボックス４０およびテール駆動システム３０との間に噛合するテール駆動ギア減速段５４を介して、テール駆動システム３０を駆動するとよい。連続的なテール速度を必要とする航空機の場合、好ましくは、図２Ａのテール駆動システム３０が利用される。この場合、テール駆動システムは、クラッチ４４の入力側およびフリーホイールユニット４６の入力側と噛合し、エンジンＥに対して一定のギア比を維持する。主ロータシステム１２に応じて変速するテール駆動システム３０を用いると有利な航空機の場合、好ましくは、図２Ｂのテール駆動システム３０が利用される。この場合、テール駆動システムは、クラッチ出力側４４ｏおよびフリーホイールユニット出力側４６ｏと噛合するか、または直接主ギアボックス２６に噛合し、主ロータシャフトに対して一定のギア比を維持する。

テール駆動システム３０構成の選択は、テールロータ効率、騒音要求、性能目的などを含むいくつかの因子によって決定される。主ロータ速度が変化し、その結果として、トルクが変化した場合、主ロータのそのトルクの影響を弱めるためにアンチトルク・テールロータが生じる力の大きさを変化させねばならない。主ロータトルクの変化を補償するために、テールロータは、その抑え角を変化させて同じ速度を維持してもよいし（図２Ａ）、同じ抑え角を維持し、速度を変化させてもよいし（図２Ｂ）、または両方を変化させてもよい（図２Ｂ）。図２Ｂの構成は、代替的に、以下の複合ヘリコプタ、すなわち、テールロータが、ホバリング中には、主ロータトルクに対向する力をもたらすように方位を変化させ、高速飛行航程中には、並進推力をもたらすために、推進式プロペラ方位に変位させるような複合ヘリコプタと共に用いられてもよい。

「前方」、「後方」、「上側」、「下側」、「上方」、「下方」などの相対的な位置を表す用語は、乗物の通常の運転姿勢に基づくもので、それ以外に制限すると見なされてはならないことを理解されたい。

例示的な実施形態において、特定の部品配列を開示したが、他の部品配列であっても、本発明から利得が得られることを理解されたい。

特定のステップ順序を図面に基づいて説明し、特許請求項にも記載しているが、これらのステップは、別段の指示がない限り、別々にされたまたは組み合わされた任意の順序でなされてもよく、それにもかかわらず、本発明から利得が得られることを理解されたい。

以上の説明は、ここで述べた制限事項によって限定されるものではなく、単なる例示にすぎない。本発明の多くの修正および変更が、上記の示唆に照らして可能である。本発明の好ましい実施形態について開示したが、当業者であれば、いくつかの修正が本発明の範囲内においてなされ得ることを認めるだろう。従って、特許請求項の範囲内において、本発明は、ここで具体的に述べたのと別の態様で実施されてもよいことを理解されたい。この理由から、本発明の真の範囲および内容を決定するには、特許請求項の範囲を検討されたい。

本発明と共に用いられる例示的な回転翼航空機の実施形態の一般的な側面図である。 図１Ａの例示的な回転翼航空機の実施形態の一般的な上面図である。 本発明と共に用いられるアンチトルク・テールロータの実施形態を有する回転翼航空機の一般的な側面図である。 本発明の変速ギアボックスシステムのブロック図である。 本発明の代替的な変速ギアボックスシステムのブロック図である。 本発明の代替的な変速ギアボックスシステムのブロック図である。

Claims (22)

1. 主ギアボックスと、
   前記主ギアボックスと噛合する可変速ギアボックスと、
   を備え、
   前記可変速ギアボックスが、クラッチを有するギア経路およびフリーホイールユニットを有する減速ギア経路を備え、前記主ギアボックスが、前記クラッチの係合に応じて第１の速度で駆動され、前記クラッチの離脱に応じて前記第１の速度よりも低い第２の速度で駆動されることを特徴とする回転翼航空機用の変速ギアボックス。
2. 前記主ギアボックスが、前記フリーホイールユニットのフリーホイール出力端が前記フリーホイールユニットのフリーホイール入力端をオーバランするように、前記クラッチの係合に応じて第１の速度で駆動されることを特徴とする請求項１に記載の変速ギアボックス。
3. 前記主ギアボックスが、前記クラッチの離脱に応じて、前記クラッチのクラッチ出力端が前記クラッチのクラッチ入力端よりも低い速度で回転するように、前記第１の速度よりも低い第２の速度で駆動され、前記フリーホイール出力端が、前記フリーホイール入力端によって駆動されることを特徴とする請求項１に記載の変速ギアボックス。
4. 前記クラッチの下流の前記ギア経路の出力端および前記フリーホイールユニットの下流の前記減速ギア経路の出力端が、前記第１の速度および前記第２の速度の両方で駆動されることを特徴とする請求項１に記載の変速ギアボックス。
5. 前記主ギアボックスによって駆動されるロータシステムをさらに備えることを特徴とする請求項１に記載の変速ギアボックス。
6. 前記ロータシステムは、同軸反転ロータシステムを含むことを特徴とする請求項５に記載の変速ギアボックス。
7. 前記ロータシステムは、単一式主ロータシステムを含むことを特徴とする請求項５に記載の変速ギアボックス。
8. 前記可変速ギアボックスによって駆動されるテール駆動システムをさらに備えることを特徴とする請求項１に記載の変速ギアボックス。
9. 前記テール駆動システムは、前記クラッチの上流の前記ギア経路の入力側および前記フリーホイールユニットの上流の前記減速ギア経路の入力側から駆動されることを特徴とする請求項８に記載の変速ギアボックス。
10. 前記テール駆動システムは、アンチトルク・テールロータであることを特徴とする請求項９に記載の変速ギアボックス。
11. 前記テール駆動システムは、並進推力システムであることを特徴とする請求項９に記載の変速ギアボックス。
12. 前記テール駆動システムは、前記クラッチの下流の前記ギア経路の出力側および前記フリーホイールユニットの下流の前記減速ギア経路の出力側から駆動されることを特徴とする請求項８に記載の変速ギアボックス。
13. 前記テール駆動システムは、アンチトルク・テールロータであることを特徴とする請求項１２に記載の変速ギアボックス。
14. 前記テール駆動システムは、並進推力システムであることを特徴とする請求項１２に記載の変速ギアボックス。
15. 主ギアボックスと、
    前記主ギアボックスと噛合する可変速ギアボックスであって、クラッチを有するギア経路およびフリーホイールユニットを有する減速ギア経路を備える可変速ギアボックスと、
    前記可変速ギアボックスによって駆動されるテール駆動システムと、
    を備え、
    前記主ギアボックスが、前記クラッチの係合に応じて、前記フリーホイールユニットのフリーホイール出力端が前記フリーホイールユニットのフリーホイール入力端をオーバランするように第１の速度で駆動され、前記主ギアボックスが、前記クラッチの離脱に応じて、前記クラッチのクラッチ出力端が前記クラッチのクラッチ入力端よりも低い速度で回転するように前記第１の速度よりも低い第２の速度で駆動され、前記フリーホイール出力端が前記フリーホイール入力端によって駆動されることを特徴とする回転翼航空機。
16. 前記テール駆動システムは、前記クラッチの上流の前記ギア経路の前記入力側および前記フリーホイールユニットの上流の前記減速ギア経路の前記入力側から駆動されることを特徴とする請求項１５に記載の変速ギアボックス。
17. 前記テール駆動システムは、前記クラッチの下流の前記ギア経路の前記出力側および前記フリーホイールユニットの下流の前記減速ギア経路の出力側から駆動されることを特徴とする請求項１５に記載の変速ギアボックス。
18. 回転翼航空機の主ロータシステムの速度を制御する方法であって、
    （１）クラッチを係合するステップと、
    （２）前記主ロータシステムの主ギアボックスを第１の速度で駆動するために、前記ステップ（１）に応じてフリーホイールユニットのフリーホイール出力端をフリーホイール入力端を超えてオーバランさせるステップと、
    （３）前記クラッチを離脱させるステップと、
    （４）前記主ロータシステムの前記主ギアボックスを前記フリーホイールユニットによって第２の速度で駆動するために、前記ステップ（３）に応じてクラッチ入力端をクラッチ出力端とは別に回転させるステップと、
    を含む速度制御方法。
19. 前記ステップ（４）が、（ａ）前記ロータシステムの前記主ギアボックスを前記第２の速度で駆動させるために、前記フリーホイール出力端と等しい速度で、ギア経路の出力端および減速ギア経路の出力端を駆動することをさらに含むことを特徴とする請求項１８に記載の速度制御方法。
20. 前記ステップ（４）が、（ｂ）前記ギア経路の前記出力端、前記減速ギア経路の出力端および前記フリーホイール出力端と等しい速度で前記クラッチ出力端を駆動することをさらに含むことを特徴とする請求項１８に記載の速度制御方法。
21. 前記ステップ（４）が、（ｂ）エンジンに等しい速度でクラッチ入力端を駆動することをさらに含むことを特徴とする請求項１８に記載の速度制御方法。
22. 前記ステップ（４）が、（ａ）前記フリーホイール出力端を前記フリーホイール入力端によって駆動することをさらに含むことを特徴とする請求項１８に記載の速度制御方法。

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