JP2017081542A - クロスエンジンデブリを回避するための方法及びシステム - Google Patents

Abstract

【課題】クロスエンジンデブリを回避するための方法及びシステムを提供すること。【解決手段】航空機（１００）用の推進システム（３００;４００;５００;６００;７００;８００）は、少なくとも２つの推進エンジン（２０２，２１２）を含む。各推進エンジン（２０２，２１２）は、長手方向回転軸線（２０６，２１６）の周りを回転し、各推進エンジン（２０２，２１２）に関連する推進ファン（２０４，２１４）は、長手方向回転軸線（２０６，２１６）に垂直な平面（２０８，２１８）で回転する。各平面（２０８，２１８）は、別の推進エンジン（２０２，２１２）及び推進ファン（２０４，２１４）に関連する他の何れかの平面（２０８，２１８）と交差しないように、航空機（１００）の長手方向軸線（１０６）に沿った軸方向の離間及び傾斜のうちの少なくとも１つが行われる。【選択図】 図１

Description

本開示の分野は、全体的に、ガスタービンエンジンに関し、より詳細には、オープンロータエンジン装備におけるクロスエンジンデブリ（ｃｒｏｓｓ ｅｎｇｉｎｅ ｄｅｂｒｉｓ）を回避するための方法及びシステムに関する。

少なくとも一部の既知の航空機は、エンジン用のオープンロータ構成を含む。例えば、オープンロータ推進システムは、ターボプロップ及び二重反転オープンロータを含むことができる。１つのエンジンからのファンブレードの離脱は、影響を受けたエンジンからのデブリによる別の航空機エンジンの部分への衝突を引き起こす可能性がある。このような衝突は、他のエンジンに対しても同様に故障を生じるような悪影響を及ぼす可能性がある。ブレード離脱の影響を制限するためにカウリング装置又は他の遮蔽装置を設置すると、航空機に追加の重量及び抗力が加わり、これはまた、航空機の燃料効率に悪影響を与えることになる。

米国特許第８，１２８，０２３号明細書

１つの態様において、航空機用の推進システムが提供される。推進システムは、少なくとも２つの推進エンジンを含む。各推進エンジンは、長手方向回転軸線の周りを回転し、各推進エンジンに関連する推進ファンは、長手方向回転軸線に垂直な平面で回転する。各平面は、他の何れかの推進エンジン及び推進ファンと交差しないように、胴体に沿った軸方向の離間及び傾斜のうちの少なくとも１つが行われる。

別の態様において、航空機に少なくとも２つの推進エンジンを備えた推進システムを搭載する方法が提供される。各推進エンジンは、長手方向回転軸線の周りを回転し、各推進エンジンに関連する推進ファンは、長手方向回転軸線に垂直な平面で回転する。本方法は、各推進エンジンに関連する各平面を航空機の長手方向軸線に沿って軸方向に間隔を置いて配置するステップ、及び少なくとも１つの推進エンジンに関連する少なくとも１つの平面を傾斜させるステップのうちの少なくとも１つを含む。各推進エンジンに関連する各平面は、他の何れかの推進エンジン及び推進ファンに交差しない。

本開示のこれら及び他の特徴、態様、並びに利点は、図面全体を通じて同様の参照符号が同様の要素を示す添付図面を参照しながら以下の詳細な説明を読むと更に理解できるであろう。

航空機の各ウィング上に対称的に搭載された２つの推進エンジンを備えた航空機の上面図。 第１の推進エンジンが第２の推進エンジンの軸方向前方に搭載された航空機の上面図。 第１の推進エンジンが第２の推進エンジンから離れて傾斜した航空機の上面図。 推進エンジンが傾斜されるトー角の範囲を示す航空機の拡大上面図。 両方の推進エンジンが同じ方向に傾斜した航空機の上面図。 両方の推進エンジンが外寄りに傾斜した航空機の上面図。 両方の推進エンジンが内寄りに傾斜した航空機の上面図。 第１の推進エンジンが第２の推進エンジンの軸方向前方に搭載され且つ第２の推進エンジンから離れて傾斜した航空機の上面図。 第１の推進エンジンが第２の推進エンジンの軸方向前方に搭載され且つ第２の推進エンジンに向けて傾斜した航空機の上面図。

別途指示されていない限り、本明細書で提供される図面は、本開示の実施形態の特徴を例証するものとする。これらの特徴は、本開示の１又はそれ以上の実施形態を含む幅広い種類のシステムに適用可能であると考えられる。従って、図面は、本明細書で開示される実施形態の実施に必要とされる当業者には公知の従来の全ての特徴を含むことを意図するものではない。

以下の明細書及び請求項において幾つかの用語を参照するが、これらは以下の意味を有すると定義される。

単数形態は、前後関係から明らかに別の意味を示さない限り、複数形態も含む。

「任意」又は「場合により」とは、それに続いて記載されている事象又は状況が起こってもよいし起こらなくてもよいことを意味し、その記載はその事象が起こる場合と起こらない場合を含む。

本明細書及び請求項全体を通じてここで使用される近似表現は、関連する基本的機能の変更をもたらすことなく、許容範囲内で変わることのできるあらゆる定量的表現を修飾するのに適用することができる。従って、「約」及び「実質的に」などの１又は複数の用語により修飾される値は、指定される厳密な値に限定されるものではない。少なくとも一部の事例において、近似表現は、値を測定する計器の精度に対応することができる。ここで及び明細書及び請求項全体を通じて、範囲限界は組み合わせ及び／又は置き換えが可能であり、このような範囲は、前後関係又は表現がそうでないことを示していない限り、識別されここに包含される部分範囲全てを含む。

本明細書で記載される航空機エンジンシステムは、運行の安全性及び信頼性を向上させた複数エンジンの推進システムをもたらすコスト効果の高い方法を提供する。詳細には、本明細書で記載される推進システムは、各推進エンジンが推進システムの他の推進エンジンに対して軸方向に離間して及び／又は傾斜されて配置されるように装着された少なくとも２つの推進エンジンを含む。この配列において、各エンジンについての各ファンロータの回転平面は、推進システムの他の何れの推進エンジンとも交差しない。推進システムの推進エンジンのうちの何れかによるロータ離脱が生じた場合、何らかの結果として生じるクロスエンジンデブリは、他の推進エンジンの何れからも離れて配向されて、これによりクロスエンジンデブリストライクに起因した衝撃及びそれに関連する損傷のリスクが低減される。本明細書で記載される種々の実施形態において、軸方向のスペース取りと外への広がりのあらゆる組み合わせを用いて、複数エンジン推進システムの全推進エンジンにおいて他の全てのファンロータの全回転平面と非整列状態で各ファンロータの各回転平面を位置付けることができる。

ずらして配置した及び／又は外側に広がった推進エンジンを含む複数エンジン推進システムは、航空機推進システムの設計に胴体外装又は他の保護構造体の導入のような、クロスエンジンデブリに対する既知の保護方法に優る利点を提供する。これらの既知の方法は、航空機に対して重量増加となり、これにより航空機の燃料使用量が増大する。加えて、外装の導入は、航空機の設計を更に複雑にし、場合によっては、推進システムの少なくとも２つの推進エンジンの設計及び設置に対する掌性上の制約をもたらす可能性がある。本明細書で記載される複数エンジン推進システムは、推進システムの安全性及び信頼性を損なうことなく、高効率のオープンロータ推進エンジン設計の導入を可能にする。

図１は、航空機１００のウィング１０４上に搭載された少なくとも２つの推進エンジン２０２，２１２を備えた、典型的な既存の航空機１００用推進システム２００の上面図を示す。第１の推進エンジン２０２は、第１のエンジン長手方向回転軸線２０６に垂直な第１のファン平面２０８内で回転する少なくとも１つの第１の推進ファン２０４を含む。同様に、第２の推進エンジン２１２は、第２のエンジン長手方向回転軸線２１６に垂直な第２のファン平面２１８内で回転する少なくとも１つの第２の推進ファン２１４を含む。図１に示す既存の推進システム２００において、第１のファン平面２０８及び第２のファン平面２１８は、互いに整列している。そのため、第１の推進ファン２０４又は第２の推進ファン２１４の何れかのロータ離脱が生じた場合、結果として生じる何らかのクロスエンジンデブリの可能性のあるクロスエンジンデブリ経路２２２は、第１の推進ファン２０４と第２の推進ファン２１４の間に配向される。

一部の実施形態において、第１の推進エンジン２０２及び／又は第２の推進エンジン２１２は、航空機１００の胴体１０２に沿って延びる長手方向軸線１０６に平行な方向として本明細書で定められる軸方向にシフトしている。図２は、１つの実施形態における航空機１００用の例示的な推進システム３００の上面図を示す。第１の推進エンジン２０２は、航空機長手方向軸線１０６に平行な方向で第２の推進エンジン２１２に対して軸方向に離間して配置される。そのため、第１の推進ファン２０４のロータ離脱が生じた場合の可能性のあるクロスエンジンデブリ経路２２２は、第２のファン平面２１８に衝突しない。一部の実施形態において、第１の推進エンジン２０２は更に、第１の後方推進ファン２１０及び関連する第１の後方ファン平面２２６を含むことができる。更に、軸方向スペース２２４は、第１の後方ファン平面２２６を第２のファン平面２１８の前方にずらして配置させ、これにより第１の後方推進ファン２１０のロータ故障が生じた場合にクロスエンジンデブリが第２の推進エンジン２１２に衝突するリスクを低減する。

図３は、１つの実施形態における航空機１００用の別の例示的な推進システム４００の上面図を示す。第１の推進エンジン２０２は、第２の推進エンジン２１２から離れて傾斜されており、これにより第２のファン平面２１８に対して第１のファン平面２０８が回転される。そのため、第１の推進ファン２０４のロータ離脱が生じた場合の可能性のあるクロスエンジンデブリ経路２２２は、第２のファン平面２１８に衝突しない。

図４は、第１の推進エンジン２０２の拡大上面図を示す。種々の実施形態において、第１のエンジン長手方向回転軸線２０６及び／又は第２の推進エンジン２１２は、内寄りトー角２２８又は外寄りトー角２３０の何れかで傾斜される。本明細書で使用される場合、内寄りトー角２２８は、航空機１００の胴体１０２に向かう第１のエンジン長手方向回転軸線２０６の回転として、及び反対側のウィング１０４（図示せず）上に搭載された第２の推進エンジン２１２に向けた伸展によって定義される。本明細書で使用される場合、外寄りトー角２３０は、航空機１００の胴体１０２から離れる第１のエンジン長手方向回転軸線２０６の回転として、及び反対側のウィング１０４（図示せず）上に搭載された第２の推進エンジン２１２から離れる伸展によって定義される。

種々の実施形態では、図３に示すように、第１の推進エンジン２０２及び第２の推進エンジン２１２のうちの１つだけが傾斜される。他の種々の実施形態では、第１の推進エンジン２０２及び第２の推進エンジン２１２の両方が傾斜される。第１の推進エンジン２０２及び第２の推進エンジン２１２が傾斜されるトー角２２８，２３０は、独立して選択される。１つの実施形態において、内寄りトー角２２８は、約０度（航空機長手方向軸線１０６に平行）〜約２０度の範囲であり、外寄りトー角２３０は、約０度（航空機長手方向軸線１０６に平行）〜約２０度の範囲である。

図５は、１つの実施形態における航空機１００用の別の例示的な推進システム５００の上面図を示す。第１の推進エンジン２０２及び第２の推進エンジン２１２は、同じ方向に傾斜され、これにより第１のファン平面２０８及び第２のファン平面２１８が互いに対して回転する。そのため、第１の推進ファン２０４のロータ離脱が生じた場合の可能性のあるクロスエンジンデブリ経路２２２は、第２のファン平面２１８に衝突せず、逆もまた同様である。同じ方向に傾斜させるためには、図５に例示するように、第１の推進エンジン２０２は外寄りトー角２３０で傾斜され、第２の推進エンジン２１２は、内寄りトー角２２８で傾斜され、或いは逆もまた同様である（図示せず）。

図６は、１つの実施形態における航空機１００用の別の例示的な推進システム６００の上面図を示す。第１の推進エンジン２０２及び第２の推進エンジン２１２は、反対の方向に傾斜され、これにより第１のファン平面２０８と第２のファン平面２１８が互いに対して回転される。そのため、第１の推進ファン２０４のロータ離脱が生じた場合の可能性のあるクロスエンジンデブリ経路２２２は、第２のファン平面２１８に衝突せず、逆もまた同様である。反対方向に傾斜されるためには、第１の推進エンジン２０２及び第２の推進エンジン２１２の両方は、図６に示すように外寄りトー角２３０で傾斜され、或いは、第１の推進エンジン２０２及び第２の推進エンジン２１２の両方は、図７に示すように、内寄りトー角２２８で傾斜される。

種々の実施形態において、第１の推進エンジン２０２は、第２の推進エンジン２１２に対して軸方向スペース２２４にて軸方向に離間して配置され、第１の推進エンジン２０２は更に、外寄りトー角２３０で傾斜される。図８は、１つの実施形態における航空機１００用の別の例示的な推進システム７００の上面図を示す。第１の推進エンジン２０２は、第２の推進エンジン２１２に対して軸方向スペース２２４だけ軸方向に変位され、また、第１の推進エンジン２０２は、第２の推進エンジン２１２から離れて外寄りトー角２３０で傾斜される。そのため、第１の推進ファン２０４のロータ離脱が生じた場合の可能性のあるクロスエンジンデブリ経路２２２は、第２のファン平面２１８に衝突せず、逆もまた同様である。図９は、１つの実施形態における航空機１００用の別の例示的な推進システム８００の上面図を示す。第１の推進エンジン２０２は、第２の推進エンジン２１２に対して軸方向スペース２２４だけ軸方向に変位され、また、第１の推進エンジン２０２は、第２の推進エンジン２１２に向かって内寄りトー角２２８で傾斜される。そのため、第１の推進ファン２０４のロータ離脱が生じた場合の可能性のあるクロスエンジンデブリ経路２２２は、第２のファン平面２１８に衝突せず、逆もまた同様である。

種々の実施形態において、航空機に少なくとも２つの推進エンジンを備えた複数エンジン推進システムを搭載する方法が本明細書で開示される。本方法は、本明細書で上記で記載されたように、第２の推進エンジン２１２に対して第１の推進エンジン２０２を軸方向に変位させるステップと、及び第１の推進エンジン２０２及び／又は第２の推進エンジン２１２を内寄りトー角２２８又は外寄りトー角２３０で傾斜させるステップのうちの何れか１つを含む。本方法は、限定ではなく、軸方向スペース２２４と、第１の推進エンジン２０２及び／又は第２の推進エンジン２１２の何らかの組み合わせの傾斜とのあらゆる組み合わせを含む。本方法を用いて航空機１００に搭載される推進システム２００，３００，４００，５００，６００，７００，８００の例示的な実施形態は、本明細書で上記に記載され、図１〜９として例示されている。

種々の実施形態において、推進システムの少なくとも２つの推進エンジンは、限定ではないが、プロップファンエンジンを含む。好適なプロップファンエンジンの非限定的な実施例は、前方プロペラと後方プロペラを有する、デュアルプロペラ二重反転プロップファンエンジンを含む。

少なくとも２つの推進エンジンを含む推進システムの例示的な実施形態が、上記で詳細に説明された。推進システム、並びにかかるシステム及び装置を作動させる方法は、本明細書で記載される特定の実施形態に限定されず、システムの構成要素及び／又は方法のステップは、本明細書で説明された他の構成要素及びステップと独立して別個に利用することができる。例えば、本方法はまた、他のシステムの少なくとも２つの推進エンジンと関連するファン平面の非整列を必要とする他のシステムと組み合わせて用いることができ、本明細書で記載されるシステム及び方法でのみ実施することに限定されない。むしろ、例示的な実施形態は、少なくとも２つの推進エンジンを受け入れ許容するよう現在構成される他の多くの航空機推進システム応用に関連して実施及び利用することができる。

本発明の種々の実施形態の特定の特徴は一部の図面で示され、他の図面では示されない場合があるが、これは便宜上のことに過ぎない。本開示の原理によれば、図面の何れかの特徴は、他の何れかの図面のあらゆる特徴と組み合わせて言及し及び／又は特許請求することができる。

本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本発明を開示し、更に、本発明を当業者が実施及び利用することを可能にする。本開示の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を有する場合、又は請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。

最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
航空機用の推進システムであって、
各々がそれぞれの長手方向回転軸線の周りを回転する少なくとも２つの推進エンジンと、
それぞれの長手方向回転軸線に垂直な平面で回転する、上記推進エンジンの各々に関連する推進ファンと、
を備え、
上記各平面が、他の何れかの上記推進エンジン及び上記推進ファンと交差しないように、上記航空機の長手方向軸線に沿って軸方向に離間されるか又は傾斜されて位置付けられる、推進システム。
［実施態様２］
上記少なくとも２つの推進エンジンが、第１の推進エンジンと第２の推進エンジンとを含み、上記第１の推進エンジンが傾斜されている、実施態様１に記載の推進システム。
［実施態様３］
上記第２の推進エンジンが傾斜されている、実施態様２に記載の推進システム。
［実施態様４］
上記第１の推進エンジンと上記第２の推進エンジンが同じ方向で傾斜されている、実施態様２に記載の推進システム。
［実施態様５］
上記第１の推進エンジンと上記第２の推進エンジンが異なる方向で傾斜されている、実施態様２に記載の推進システム。
［実施態様６］
上記少なくとも２つの推進エンジンが、第１の推進エンジンと第２の推進エンジンとを含み、上記第１の推進エンジンが、上記第２の推進エンジンから軸方向で離間して配置され、且つ上記第２の推進エンジンから離れて傾斜されている、実施態様１に記載の推進システム。
［実施態様７］
上記少なくとも２つの推進エンジンが、第１の推進エンジンと第２の推進エンジンとを含み、上記第１の推進エンジンが、上記第２の推進エンジンから軸方向で離間して配置され、且つ上記第２の推進エンジンに向かって傾斜されている、実施態様１に記載の推進システム。
［実施態様８］
上記少なくとも２つの推進エンジンがプロップファンエンジンであり、該プロップファンエンジンの各々が、前方プロペラと後方プロペラを有するデュアルプロペラ二重反転エンジンである、実施態様１に記載の推進システム。
［実施態様９］
上記少なくとも２つの推進エンジンのうちの少なくとも１つが、約２０度の内寄りから約２０度の外寄りの範囲にわたるトー角で傾斜されている、実施態様１に記載の推進システム。
［実施態様１０］
上記少なくとも２つの推進エンジンの各々が、異なる推進レベルで作動されて、上記軸方向スペース及び上記少なくとも２つの推進エンジンの各々の傾斜のうちの少なくとも１つから結果として生じる非対称なトルクを補償する、実施態様１に記載の推進システム。
［実施態様１１］
航空機上に少なくとも２つの推進エンジンを備えた推進システムを搭載する方法であって、各推進エンジンが長手方向回転軸線の周りに回転し、各推進エンジンに関連する推進ファンが長手方向回転軸線に垂直な平面で回転し、
上記方法が、
各推進エンジンに関連する各平面を航空機の長手方向軸線に沿って軸方向に間隔を置いて配置するステップと、
少なくとも１つの推進エンジンに関連する少なくとも１つの平面を傾斜させるステップと、
のうちの少なくとも１つを含み、上記平面が他の何れかの推進エンジン及び推進ファンと交差しないようにする、方法。
［実施態様１２］
上記少なくとも２つの推進エンジンの第１の推進エンジンが傾斜されている、実施態様１１に記載の方法。
［実施態様１３］
上記少なくとも２つの推進エンジンの第１の推進エンジン及び第２の推進エンジンが傾斜されている、実施態様１２に記載の方法。
［実施態様１４］
上記第１の推進エンジンと上記第２の推進エンジンが同じ方向で傾斜されている、実施態様１３に記載の方法。
［実施態様１５］
上記第１の推進エンジンと上記第２の推進エンジンが異なる方向で傾斜されている、実施態様１３に記載の方法。
［実施態様１６］
上記少なくとも２つの推進エンジンの第１の推進エンジンが、上記少なくとも２つの推進エンジンの第２の推進エンジンから軸方向で離間して配置され、上記第１の推進エンジンが、上記第２の推進エンジンから離れて傾斜されている、実施態様１１に記載の方法。
［実施態様１７］
上記少なくとも２つの推進エンジンの第１の推進エンジンが、上記少なくとも２つの推進エンジンの第２の推進エンジンから軸方向で離間して配置され、上記第１の推進エンジンが、上記第２の推進エンジンに向かって傾斜されている、実施態様１１に記載の方法。
［実施態様１８］
上記少なくとも２つの推進エンジンがプロップファンエンジンであり、該プロップファンエンジンの各々が、前方プロペラと後方プロペラを有するデュアルプロペラ二重反転エンジンである、実施態様１１に記載の方法。
［実施態様１９］
上記少なくとも２つの推進エンジンのうちの少なくとも１つが、約２０度の内寄りから約２０度の外寄りの範囲にわたるトー角で傾斜されている、実施態様１１に記載の方法。
［実施態様２０］
上記少なくとも２つの推進エンジンの各々が、異なる推進レベルで作動されて、上記軸方向スペース及び上記少なくとも２つの推進エンジンの各々の傾斜のうちの少なくとも１つから結果として生じる非対称なトルクを補償する、実施態様１１に記載の方法。

１００ 航空機
１０２ 胴体
１０４ ウィング
１０６ 航空機長手方向軸線
２００ 推進システム
２０２ 第１の推進エンジン
２０４ 第１の推進ファン
２０６ 第１のエンジン長手方向回転軸線
２０８ 第１のファン平面
２１０ 第１の後方推進ファン
２１２ 第２の推進エンジン
２１４ 第２の推進ファン
２１６ 第２のエンジン長手方向回転軸線
２１８ 第２のファン平面
２２０ クロスエンジンデブリ経路
２２２ エンジンの軸方向スペース
２２４ 第１の後方ファン平面
２２６ 内寄りトー角
２２８ 外寄りトー角
３００ 推進システム
４００ 推進システム
５００ 推進システム
６００ 推進システム
７００ 推進システム
８００ 推進システム

Claims (10)

1. 航空機（１００）用の推進システム（３００;４００;５００;６００;７００;８００）であって、
   各々がそれぞれの長手方向回転軸線（２０６，２１６）の周りを回転する少なくとも２つの推進エンジン（２０２，２１２）と、
   それぞれの長手方向回転軸線（２０６，２１６）に垂直な平面（２０８，２１８）で回転する、前記推進エンジン（２０２，２１２）の各々に関連する推進ファン（２０４，２１４）と、
   を備え、
   前記各平面（２０８，２１８）が、他の何れかの前記推進エンジン（２０２，２１２）及び前記推進ファン（２０４，２１４）と交差しないように、前記航空機（１００）の長手方向軸線（１０６）に沿って軸方向に離間されるか又は傾斜されて位置付けられる、推進システム（３００;４００;５００;６００;７００;８００）。
2. 前記少なくとも２つの推進エンジン（２０２，２１２）が、第１の推進エンジン（２０２）と第２の推進エンジン（２１２）とを含み、前記第１の推進エンジン（２０２）が傾斜されている、請求項１に記載の推進システム（４００;５００;６００;７００;８００）。
3. 前記第２の推進エンジン（２１２）が傾斜されている、請求項２に記載の推進システム（５００;６００）。
4. 前記第１の推進エンジン（２０２）と前記第２の推進エンジン（２１２）が同じ方向で傾斜されている、請求項２に記載の推進システム（５００）。
5. 前記第１の推進エンジン（２０２）と前記第２の推進エンジン（２１２）が異なる方向で傾斜されている、請求項２に記載の推進システム（５００）。
6. 前記少なくとも２つの推進エンジン（２０２，２１２）が、第１の推進エンジン（２０２）と第２の推進エンジン（２１２）とを含み、前記第１の推進エンジン（２０２）が、前記第２の推進エンジン（２１２）から軸方向で離間して配置され、且つ前記第２の推進エンジン（２１２）から離れて傾斜されている、請求項１に記載の推進システム（７００）。
7. 前記少なくとも２つの推進エンジン（２０２，２１２）が、第１の推進エンジン（２０２）と第２の推進エンジン（２１２）とを含み、前記第１の推進エンジン（２０２）が、前記第２の推進エンジン（２１２）から軸方向で離間して配置され、且つ前記第２の推進エンジン（２１２）に向かって傾斜されている、請求項１に記載の推進システム（８００）。
8. 前記少なくとも２つの推進エンジン（２０２，２１２）がプロップファンエンジンであり、該プロップファンエンジンの各々が、前方プロペラと後方プロペラを有するデュアルプロペラ二重反転エンジンである、請求項１に記載の推進システム（３００;４００;５００;６００;７００;８００）。
9. 前記少なくとも２つの推進エンジン（２０２，２１２）のうちの少なくとも１つが、約２０度の内寄りから約２０度の外寄りの範囲にわたるトー角（２２６，２２８）で傾斜されている、請求項１に記載の推進システム（４００;５００;６００;７００;８００）。
10. 前記少なくとも２つの推進エンジン（２０２，２１２）の各々が、異なる推進レベルで作動されて、前記軸方向スペース及び前記少なくとも２つの推進エンジン（２０２，２１２）の各々の傾斜のうちの少なくとも１つから結果として生じる非対称なトルクを補償する、請求項１に記載の推進システム（３００;４００;５００;６００;７００;８００）。