JPH09501633A - 軽航空機のための推進装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 本発明は軽航空機（１０）のための推進装置である。詳記すると、推進装置は長手軸および第１および第２の端部（4２、４4）を有するパイロン（４０）を有し、前記パイロン（４０）の第１の端部（４２）は軽航空機（１０）に回転可能に取付けられており、そして第２の端部（４４）は前記軽航空機から外方へ延びている。パイロン（４０）は前記軽航空機の長手軸（１２）に対して垂直の平面において前記第１の端部（４２）のまわりで回転できる。推力発生組立体（２６）が前記パイロン（４０）の第２の端部（４４）に取付けられており、そしてパイロン（４０）の長手軸に対して垂直の平面において回転軸のまわりで回転できる。動力装置組立体（３２Ａ、３２Ｂ）が推力発生装置（２６）にそれらに対し動力を提供するため結合されている。作動装置（７４）が前記組立体（２６）を回転軸のまわりで回転させるために設けられている。第２の作動装置（６０）がパイロン（４０）を第１の端部（４２）のまわりで回転させるために設けられている。

Description

【発明の詳細な説明】 軽航空機のための推進装置 発明の背景 発明の分野 本発明は（機体の排除する）空気よりも軽い乗物すなわち軽航空機のための推 進装置の分野そして、特に、操縦ないし運動（ｍａｎｅｕｖｅｒｉｎｇ）および 推力方向変換制御ないし操縦を提供する推進装置に関する。 関連技術の説明 硬式ないし剛性および非硬式ないし剛性でない軽航空機の両方に係る主問題の １つは、特にもし何らかの有意の横風があると、自位置を保持する（ないし静止 状態を保つ）／またはドッキング（ｄｏｃｋｉｎｇ）時に操縦ないし運動（ｍａ ｎｅｕｖｅｒ）するそれらの能力が限定されることである。これは主として軽航 空機を風によって“風見”および“波”にさせるそれらの大きな横断面積に起因 する。それらはもし風が急に吹くならばまたは有意の上昇または下降気流が存在 するときは特に操縦困難である。事実、ドッキングは軽航空機にとってフライト の最も困難な部分であることが分かっている。 過去において可逆ピッチプロペラが方向制御のために差動推力ないし推力差に 加えて制動を提供するため使用されたが、辛うじて有効であるに過ぎないことが 分かっている。ダクテッドファンまたはプロペラの形式にされたサイドスラスタ （ｓｉｄｅ ｔｈｒｕｓｔｅｒ）はより効果的であるが、専らドッキングないし 格納または専用の港のような停止場所にとまることおよび“離陸”のために使用 されるときは、軽航空機は明らかに有意の重量ペナルティを自ら招く。これらの 例はＳ．Ｏ．スピュリアの米国特許第１８７６１５３号、“空中輸送装置”およ びＶ．Ｈ．スピュリアの米国特許第４４０２４７５号“飛行船操縦用スラスタ” に見いだされ得る。専用垂直揚力プロペラはまた離陸時に補助揚力を供給するの に使用された：しかし、前記と同じ重量ペナルティに直面する。これらの例はＡ ．リースの米国特許第１６７７８８８号“航空機”およびＷ．Ｒ．スミスの米国 特許第５０２６００３号“軽航空機”において見いだされ得る。 他の一アプローチは航空機の長手軸と整合された位置から垂直位置まで回転で きるダクテッド（ダクト付）およびアンダクテッド（ダクトなし）プロペラの使 用であった。この装置は、上向きおよび下向き推力を発生するが、横向き推力を 発生しない。もう１つの不利益はもしダクテッドファンが貨物コンパートメント ないし区分室（ｃｏｍｐａｒｔｍｅｎｔ）またはゴンドラに取付けられているな らば、それらからの排気は、それらが極度に長いパイロンに取付けられていない かぎり、下向き推力を発生するときガス嚢に当たることになる。さらに、もし軽 航空機が極めて大きいならば、ダクテッドファンおよびしたがって動力装置は十 分な巡航速度を生じさせるためにはやはり大きくなくてはならない。このことは もし動力装置がダクテッドファンと一体にされているならば、コンビネーション 式ダクテッドファン付き動力装置はきわめて大きくなるから、構造的重量問題を 生じさせる可能性がある。 非硬式軽航空機には３つの一般型式がある：これらは単一ガス充填嚢；一連の 互いに接続された複数ガス嚢；および、言うまでもなく、非硬式エンベロープな いし外包（ｅｎｖｅｌｏｐｅ）内に複数のガス嚢を有するものを含んでいる。そ のような非硬式軽航空機に関する特別の問題は、ガス嚢内には剛構造が存在しな いから、推力組立体の配置がゴンドラに限定されることである。したがって、ゴ ンドラは軽航空機の底から懸垂されているから、推進装置から発生されるいかな る操縦力ないし運動力（ｍａｎｅｕｖｅｒｉｎｇ ｆｏｒｃｅ）も該軽航空機の 圧力中心を通じて作用せずそして、したがって、それらの効率が減じられる。こ のことは空気力学的被覆物をその表面に備えた複数のガス嚢を有する軽航空機の 形状を規定する内部構造を有する硬式飛行船についても一般的に真である。たと い推進装置は硬式構造上のほとんどどこにでも取付けられ得るとしても、それら は最もしばしば接近の容易性などのため機底にまたはその近くに取付けられてい る。したがって、必要なものはすべてのこれら制御問題が軽航空機に生じる重量 の追加を最小にしつつ対処される推進装置である。 したがって主題発明の一次的目的は軽航空機のための推進装置を提供すること である。 主題発明のもう１つの一次的目的は軽航空機のための推進装置であって増進さ れた運動能力を発揮するものを提供することである。 主題発明のさらなる目的は軽航空機のための推進装置であって横向き推力がそ れからの排気が軽航空機のガス嚢に当たることなしに発生されるようにダクテッ ドおよびアンダクテッドファンまたはプロペラのごとき推力発生組立体の位置変 更を可能にするものを提供することである。 主題発明のもう１つの目的は軽航空機のための推進装置であってダクテッドお よびアンダクテッドファンまたはプロペラのごとき推力発生装置がドッキング時 において地上誘導装置を妨害しないように配置され得るものを提供することであ る。 発明の概要 本発明は長手軸（軸線）、横軸（水平軸）および立て軸（垂直ないし鉛直軸） を有する硬式または非硬式タイプの軽航空機のための推進装置である。非硬式軽 航空機においては貨物区分室および操縦室はガス嚢から懸垂されそして、したが って、ゴンドラと呼ばれる。硬式軽航空機においては、そのような構造物は一体 化され得そして懸垂されることを要しない。しかし、論述目的のため、貨物区分 室および操縦室は“貨物構造物（ないし構造体）（ｃａｒｇｏ ｓｔｒｕｃｔｕ ｒｅ）”と呼ばれるであろう。詳述すると、複数の推進装置が立て軸の両側に同 等数をもって配置される。各推進装置はファン、ダクテッドファン、またはダク テッドプロペラであり得る推力発生組立体を有する。しかし、ダクテッドファン またはプロペラが安全の観点から好ましい。たとえ羽根が破損しても羽根がガス 嚢を裂開する可能性をダクト壁が防止するからである。また前記推力組立体はタ ーボファン機関であり得る；しかしそのような軽航空機の極度に低い巡航速度、 毎時１００マイル（１６０．９ｋｍ）以下、および高い燃料効率の故に、それら はそのような用途において頻繁には使用されない。 推力組立体は巡航速度においては長手軸に対して垂直に軽航空機から外方へ水 平に延びているパイロンの端部の取付けられることが好ましい。もし軽航空機が 非硬式タイプであるならば、パイロンはゴンドラに結合される。硬式設計におい ては、パイロンを主支持構造に結合することが可能である；しかし、たとえ硬式 設計であっても、整備、修理および取外しのための接近の容易性を提供するため 推力発生組立体を貨物区分室に結合することがより望ましい。このことはもし軽 航空機が極度に大きいならば特に真である。 推力組立体はパイロンの長手軸に対して垂直の平面に位置する回転軸のまわり を回転できるパイロンの自由端に回転可能に取付けられる。推力組立体は推力が 前方へ指向される位置から推力が後方へ指向される位置まで回転可能、すなわち プラスまたはマイナス１８０度回転可能、であることが好ましい。かくして推力 は垂直方向上方へ、垂直方向下方へそして後方へ指向され得る。もし推力逆転プ ロペラまたはファンが使用されているならば回転はプラスまたはマイナス９０度 に制限され得ることに留意せよ。推力組立体の回転はパイロンの端部に取付けら れた第１の作動組立体によって達成される。好適な第１の作動組立体はパイロン に取付けられた油圧または電気モータの出力軸に結合された小歯車（ピニオン） と係合して推力組立体に取付けられた大歯車（リング歯車）を有する。そのよう な歯車組立体の使用は任意の選択位置における推力組立体の“鎖錠（ｌｏｃｋｉ ｎｇ）”を可能にする；しかし、その他の機構も使用され得る。推力組立体の推 力軸は軽航空機の運動においてさらなる補助手段として広汎な多様の組合せを提 供するように個別に位置され得ることに留意することもまた重要である。 パイロンは推力組立体が第２の作動装置によって水平位置か上向きおよび下向 きに位置されるように回転可能に取付けられる。典型的に、これはねじジャッキ の端部をパイロンに結合されて軽航空機に取付けられたねじジャッキ組立体であ る。上向き位置決めは軽航空機がドッキングされるとき地上支援装置に触れずに 通過するため望ましい。下向き位置は推力組立体が側方および下方へ指向された 推力を提供するため９０度回転されるとき望ましい。パイロンを下向き位置に位 置決めするとともに、下向き推力を提供するように推力組立体を調整することは 、排気がガス嚢に当たらないような角度で指向されることを可能にする。これは 推力組立体がガス嚢の下で貨物構造物に取付けられておりそしてかくして十分下 方に位置されているとき特に有利である。 好ましくは推力組立体への動力は軽航空機に、非硬式飛行船の場合はゴンドラ 構造内に、取付けられた動力装置によって提供される。動力装置はパイロンおよ び推力組立体の回転が達成され得るように駆動軸および自在継手および伝動組立 体を介して推力組立体に結合される。これは特に望ましい。何故ならば、もしパ イロンおよび推力組立体がともに回転されるならば、動力装置をパイロンの端部 に取付けることは有意の重量ペナルティを追加する恐れがあるからである。さら に、動力装置を貨物区分室に取付けることはそれに対する著しくより容易な接近 を提供する。この取付け方法の利点はもし軽航空機が極度に大きいならば容易に 理解され得る。例えば１００万ポンド（４５４０００ｋｇ）の有効搭載量を有す る非硬式飛行船において、該軽航空機は長さ１０００ｆｔ（約３００ｍ）を超え そして直径２６０ｆｔ（約７８ｍ）を超える。直径１８ｆｔ（約５．４ｍ）の羽 根を有する６つのダクテッドファンが必要とされ、各ファンは２０００軸馬力の ディーゼル機関によって駆動される。ファンに直結された２基のディーゼル機関 によってパイロンおよび／またはダクテッドファンを回転させることは極度に大 きい重量ペナルティを自ら招くであろう。 第２の実施例において、推力組立体は固定位置パイロンまたはその他の固定構 造物の自由端に回転可能に取付けられ、立て軸に対して鋭角を成す平面において 回転軸のまわりを回転できる。好ましくは、推力組立体は前記平面においてプラ スまたはマイナス１８０度回転できる。かくして上向き（持上げ）推力は離陸の ために利用でき、一方、下向き推力はドッキングのために使用され得、そして逆 向きおよび横向き推力は両運動（ｍａｎｅｕｖｅｒ）のために利用できる。推力 組立体がそこで回転する平面の鋭角は、下降推力が必要とされるとき、それから の排気がガス嚢に当たらないようにするのに十分であるべきである。しかし、こ の角度は、もし上向きまたは下向き推力のいずれかに相対してより大きい百分率 の横力が軽航空機を操縦するのに必要とされると決定されるならば、ガス嚢に触 れずに通過するのに必要とされる量を超えて増大され得る。もちろん、もしプロ ペラまたはファンが可逆であるならば、回転は鋭角平面においてプラスまたはマ イナス９０度に限定され得る。したがって推力組立体はそれらの回転平面におい て少なくともプラスまたはマイナス９０度回転可能であるべきである。 第１の実施例におけるがごとく、動力装置を貨物区分室内に取付けそしてパイ ロン内に取付けられた駆動軸を介して推力組立体に動力を供給することが望まし い。歯車箱が動力装置の出力軸に結合されたパイロンの端部に取付けられていて 方向の所望角度変更を生じさせる。推力組立体の回転は言及された第１の実施例 において推力組立体を回転させるのに使用された第１の作動装置と同様のパイロ ンの端部に取付けられた作動組立体によって達成される。やはり、推力組立体の 推力軸は軽航空機を運動させるときさらなる補助手段として広汎な多様の組合せ を提供するため個別に位置され得ることに留意することが重要である。 その構成および作動の方法に関して、本発明の特徴であると信じられる前記新 規の諸特色は、そのさらなる目的および有利な点とともに、本発明の現在好まし いとされる実施例が例として図解されている添付図面と関連して以下の説明から よりよく理解されるであろう。しかし、図面は単に例示および説明を目的として おり、したがって本発明の限界を明確にするものとして意図されていないことが 明らかに理解さるべきである。 図面の簡単な説明 第１図は主題推進装置を組込んでいる軽航空機の斜視図である。 第２図は第１図に示された軽航空機の部分正面図である。 第３図はその様々のタイプのいくつかを例示する推力組立体であって主題推進 装置において使用され得るものの拡大図である。 第４Ａ図は推力組立体が巡航位置に在る推進装置を明細に例示する第２図の拡 大された部分図である。 第４Ｂ図は推力組立体がドッキング（運動）位置に在る推進装置を例示する第 ４Ａ図と同様の図面である。 第４Ｃ図は推力組立体が該組立体を下方へ回転させられたドッキング（運動） 位置に在る推進装置を例示する第４Ａ図と同様の図面である。 第４Ｄ図は推力組立体が格納（ｄｏｃｋｅｄ）位置にある推進装置を例示する 第４Ａ図と同様の図面である。 第５図は線５−５に沿って取られた第４図に示された推進装置の上面図である 。 第６図は第５図の線６−６に沿って取られた第５図に示された推進装置の動力 装置の側面図である。 第７図は線７−７に沿って取られた第５図の部分断面図である。 第８図は動力装置が推力発生組立体と一体化している推進装置の一別形を例示 する第４Ａ図と同様の図面である。 第９図はパイロンが固定されておりそして推力組立体が軽航空機の立て軸に対 して鋭角を成す一平面において回転できる推進装置の一代替実施例を例示する第 ２図と同様の図面である。 第１０図は推進装置の細部を例示するため部分的に破断されて除去された第７ 図の一部分の拡大図である。 第１１図は動力装置が推力発生組立体と一体化している推進装置の一別形を例 示する第８図と同様の図面である。 提示実施例の説明 第１図および第２図には主題推進装置を組込んでいる軽航空機が例示されてい る。符号１０によって示される前記軽航空機は長手軸１２、立て軸１４、および 横軸１６を有する非硬式設計であり、そして底に取付けられた、ゴンドラの形に されている、貨物構造物２０を備えたヘリウム嚢８を有する。前記推進装置は硬 式軽航空機設計においても使用され得ることが留意さるべきである。なお、ゴン ドラ型貨物区分室（懸垂貨物区分室）は非硬式軽航空機において必要あるが、そ れは硬式設計においては必要とされないことは確かである。したがって、ゴンド ラ型貨物区分室はまた単に例示を目的としており、そして再び、以下においては 一般的に貨物構造物と呼ばれる。軽航空機１０は貨物区分室２０に沿って各側に ３つ取付けられた（第１図においては左側に在るもののみが示されている）ダク テッドプロペラ２６の形式にされた推力発生組立体を有する６つの独立した推進 装置２４を有する。しかし、第３図に示されているように、ダクテッドファン２ ７が、アンダクテッドプロペラおよびファン、それぞれ２８および２９、と同様 に、代わりに使用され得そして、したがって、前記ダクテッドプロペラおよびそ れらに対する個数の推力組立体の使用は例示を目的とするに過ぎない。さらに、 プロペラまたはファンは可逆式であり得そして好ましくは可逆式である。 さらに第１図および第２図および、追加として第４Ａ図、第４Ｂ図、第４Ｃ図 および第４Ｄ図を、第５図、第６図および第７図と一緒に参照すると、各推進装 置２４は貨物区分室２０の床３３上に取付けられた１対のディーゼル機関３２Ａ および３２Ｂを有することが認められ得る。機関３２Ａおよび３２Ｂは床３３に 回転可能に取付けられた伝動組立体３８と結合している共通の中心線３６に沿っ た駆動軸３４Ａおよび３４Ｂを有する。パイロン４０がその第１の端部４２によ って伝動組立体３８にそしてその第２の端部４４によってダクテッドプロペラ２ ６に結合されている。パイロン４０は中空でありそしてその内部に取付けられた 駆動軸４６であって伝動組立体３８からダクテッドプロペラ２６にそれを駆動す るため結合するものを有する。スエーブレース５２がパイロンの推力荷重に反作 用するように第１の端部５４によって駆動軸３４Ａおよび３４Ｂの中心線３６に 沿って貨物区分室２０にそしてその第２の端部５６によってパイロン４０に枢動 可能に取付けられている。ねじジャッキ６０の形式にされた作動組立体がパイロ ンを中心線３６のまわりで回転させるため前記ねじジャッキの端部６２をパイロ ン４０に結合されて貨物区分室２０に取付けられている。 ダクテッドプロペラ２６は中心体６６に回転可能に取付けられた個別のプロペ ラ羽根６４を有する。また前記中心体はストラット７０によってダクト６８を支 持している。パイロン４０の第２の端部４４はダクト６８を貫いて延び（ダクト はそのまわりに回転できる）そしてスラスト軸受（図示されていない）によって 中心体６６に結合してそれを支持している。前記ダクテッドプロペラの回転はパ イロンに取付けられた作動組立体７４であってダクト６８に結合された大歯車８ ０と係合している小歯車７８を有するモータ７６を有するものによって達成され る。かくしてパイロン４０のまわりにおけるダクテッドプロペラ２６の回転はパ イロンの位置にかかわらず達成され得る。もし前記ダクテッドプロペラが可逆ピ ッチであるならば、それはプラス又はマイナス９０度回転することを要するにす ぎない；もしそうでなければ、それは最大１８０度回転可能であるべきである。 第４Ａ図、第４Ｂ図、第４Ｃ図および第４Ｄ図を参照すると、作動間、パイロ ン４０はねじジャッキ６０の作動によってその巡航位置４０（第４Ａ図）からド ッキングないし入港停止または格納（ｄｏｃｋｉｎｇ）または運動位置（ｍａｎ ｅｕｖｅｒｉｎｇ ｐｏｓｉｔｉｏｎ）４０Ａ（第４Ｂ図）まで回転され得る。 ドッキングを行うとき、ダクテッドプロペラ２６は、希望に従って、下方および 側方の両方への推力または上方および側方の両方への推力を供給するた め、符号２６Ａ（第４Ｃ図）によって示されるように、９０度回転され得る。符 号８２によって表される排気はガス嚢１８に当たらないことに注目せよ。したが っていかなる設計においても、パイロンの長さおよび回転される角度は、下向き 推力を発生するとき推力組立体からの排気がガス嚢に当たらないことを可能にす るのに十分であるようにさるべきである。ドッキング線（図示されていない）が 確保されるとき、パイロン４０はダクテッドプロペラ２６が地上に建てられたド ッキング構築物（図示されていない）の邪魔にならない格納位置（ｄｏｃｋｅｄ ｐｏｓｉｔｉｏｎ）４０Ｂ（第４Ｄ図）まで上方へ回転され得る。第１図に例 示された軽航空機においては６つのダクテッドプロペラ２６が組込まれておりそ して、パイロン４０位置だけでなく、各々の回転位置を個別に調整することによ ってダクテッドプロペラ間における相当自由な推力方向変換が可能であることが 注目さるべきである。 第８図を参照すると、前記推進装置は動力装置が推力組立体、例えばターボフ ァン機関、と一体化されているとき使用され得ることが認められ得る。第８図に 例示されているように、長手軸１１１を有するパイロン１１０がその第１の端部 １１２によって貨物区分室２０にそしてその第２の端部１１４によってターボフ ァン機関１１８に枢動可能に取付けられている。作動組立体６０がパイロン１１ ０を回転させるため使用されそして作動組立体７４（第７図に示されているが第 ８図には示されない）がパイロン１１０の長手軸１１１のまわりでターボファン 機関を回転させるため使用される。 第９図および第１０図には固定パイロン９２がダクテッドファン９４を支持す るため使用されている全体として符号９０によって表される推進装置の第２の実 施例が例示されている。動力装置３２Ａおよび３２Ｂは貨物床３３に固定されて いる伝動組立体（図示されていない）に結合されている。パイロン９２の第１の 端部９６は伝動組立体（第９図および第１０図には示されていない）に結合され ており、一方、第２の端部９８は歯車箱１００を介してダクテッドファン９４に 結合されている。歯車箱は回転面における角度変更を可能にし、推力組立体から の排気はそれが（４５度の歯車箱１００によって例示されるごとき）下向き推力 を提供するように回転されるときガス嚢に当たらないように角度が選択される。 作動組立体７４と同様の作動組立体１０２がプラスまたはマイナス９０度または もしダクテッドファン９４が可逆ファン羽根を組込んでいるならば１８０度ダク テッドファン９４を回転させるため使用される。この推進装置は横向き推力がド ッキング間に発生されることを考慮に入れている。しかし、格納（ｄｏｃｋｅｄ ）位置にあるときはダクテッドファンを上へ向かって動かす能力は無い。それは いくらかより簡単な装置によって横向き推力を提供する利点を確実に有する。 第１１図に例示されるように、第２の実施例もまた動力装置が推力組立体と一 体化されている場合、例えばターボファン機関、に使用され得る。第１１図にお いて、パイロン１２０は第１の端部１２２によって貨物区分室２０にそして歯車 箱１００を介してその第２の端部１２４によってターボファン機関１１８に固定 的に取付けられていることが認められ得る。作動組立体１０２が軽航空機の立て 軸に対してある角度を成す（４５度をもって例示されるごとき）平面においてタ ーボファン機関１１８を回転させるのに使用される。最後に、第１１図において 、推力発生組立体１１８は逆推力を提供するために１８０度回転されて図示され ている。既に検討されたように、１８０度回転は推力逆転手段が設けられていな い既述実施例のすべてに適用できる。 本発明は特定実施例を参照して説明されたが、当業者によって為され得る多数 の変更および修正が存在するから前記実施例は単に例示的であることが理解さる べきである。したがって、本発明は別添請求項の精神および範囲によってのみ制 限されると解釈さるべきである。 産業上の適用可能性 本発明は航空機産業への適用可能性を有する。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．軽航空機のための推進装置であって、該軽航空機が長手軸、横軸および立 て軸を有し、前記推進装置が、 長手軸並びに第１および第２の端部を有するパイロンであって前記パイロンの 前記第１の端部が前記軽航空機に回転可能に取付けられておりそして前記第２の 端部が前記軽航空機から外方へ延びており、前記軽航空機の長手軸に対して垂直 な鉛直平面内において前記パイロンが上方向および下方向に前記第１の端部のま わりで回転可能であるものと、 前記パイロンの第２の端部に取付けられた推力発生組立体であって、前記推力 発生組立体が前記パイロンの長手軸に対して垂直な平面内において回転軸のまわ りで回転可能であり、前記推力発生組立体がパイロンの長手軸に対し垂直な平面 において少なくともプラスまたはマイナス９０度回転可能であるものと、 前記推力発生組立体にそれに対して動力を提供するため結合された動力装置組 立体と、 前記組立体を前記回転軸のまわりで回転させる第１の装置と、 前記パイロンを前記第１の端部のまわりで回転させる第２の装置と を有する推進装置。 ２．請求項１に記載の推進装置において、前記パイロンが軽航空機の前記横軸 に対して平行な平面から上方におよび下方に前記第１の端部のまわりで回転可能 である推進装置。 ３．請求項２に記載の推進装置において、前記推力発生組立体がファン、ダク ト付ファン、プロペラおよびダクト付プロペラから成るグループから選択されて いる推進装置。 ４．請求項３に記載の推進装置において、前記動力装置組立体が前記推力発生 組立体と一体化されている推進装置。 ５．請求項３に記載の推進装置において、前記軽航空機がその底部に取付けら れた貨物区分室を有し、 前記動力装置組立体が前記貨物区分室内に取付けられた機関を有し、前記機関 が第１の出力軸を有し、 前記推進装置が、前記第１の出力軸に結合されそして第２の出力軸を有する伝 動組立体であって、該伝動組立体が前記パイロンの前記回転軸と一致した軸のま わりで回転可能に貨物区分室に取付けられたものを更に有し、 前記パイロンの前記第１の端部が前記伝動組立体に取付けられており、 前記第２の出力軸が前記パイロンの内部に取付けられそして前記推力発生組立 体と連結されている 推進装置。 ６．請求項５に記載の推進装置であって、 前記動力装置組立体が第３の出力軸を有する第２の機関を有し、前記第２の機 関が、前記第１及び第３の出力軸が共通中心線上に在るように、前記第１の機関 に対して離間された関係をもって前記貨物区分室内に取付けられており、 前記伝動組立体が前記第１及び第２の機関の間に取付けられておりそしてまた 前記第３の出力軸に結合されており、 その結果両機関が前記伝動組立体を介して前記第２の出力軸を駆動するように 構成されている推進装置。 ７．請求項６に記載の推進装置において、回転軸のまわりで前記推力発生組立 体を回転させる前記装置が、 前記推力組立体に取付けられた大歯車、および 前記パイロンに取付けられたモータであって前記パイロンに前記大歯車と係合 する小歯車が取付けられているものを有し、 その結果前記モータによる前記小歯車の回転によって前記推力発生組立体を回 転させるように構成されている推進装置。 ８．請求項６に記載の推進装置において、前記第２の装置が前記軽航空機に取 付けられたねじジャッキを有し、前記ねじジャッキが出力軸を前記パイロンに結 合されており、前記出力軸の繰出しおよび引込めによって前記パイロンを前記第 １の端部のまわりで下方にそして上方に回転させるように構成された推進装置。 ９．請求項６に記載の推進装置において、前記第１および第２の機関がディー ゼル機関である推進装置。 10． 請求項１から９までのいずれか１つの項に記載の推進装置において、前 記推力発生組立体が可逆推力能力を有する推進装置。 11． 請求項１から９までのいずれか１つの項に記載の推進装置において、前 記推力発生組立体がプラスまたはマイナス１８０度回転可能である推進装置。