JP3357059B2 - 軽航空機のための推進装置 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 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（maneuver）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 structure）”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（locking）”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5.4
m）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（maneuve
r）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27
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32
A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3
4B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26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80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（maneuvering
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110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10
2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。

フロントページの続き (72)発明者 カーライル，デビッド イー. アメリカ合衆国 93534 カリフォルニ ア州ランカスター，ジェイ ― ８ ナ ンバー 287，ウエスト アベニュー 1555 (56)参考文献 特開 平４−46896（ＪＰ，Ａ) 特開 平４−169397（ＪＰ，Ａ) 米国特許5026003（ＵＳ，Ａ) 米国特許1868976（ＵＳ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.⁷，ＤＢ名) B64B 1/34 B64B 1/26

Claims (11)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項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。