[发明专利]辅助动力和推力单元驱动系统

权利要求书

1.一种用于飞机的改进的飞机辅助动力和推力单元(10')，包括：

至少一个桨叶(56，59，61)，安装至风扇轴(58)，其中，所述至少一个桨叶和所述风扇轴安装至所述飞机的尾锥(12)，其中，所述至少一个桨叶和所述风扇轴相对于所述飞机是可旋转的；

进气口组件(38)，包括由所述尾锥限定的开口(40)和与所述开口和所述至少一个桨叶流体连通的通道(16)；

第一驱动轴(60)，被定位为在横过所述风扇轴的方向上延伸，所述第一驱动轴的第一端部(62)与所述风扇轴是可啮合的，使得所述风扇轴和所述第一驱动轴在所述第一驱动轴的所述第一端部和所述风扇轴啮合的情况下一起旋转；以及

第二驱动轴(64)，被定位为在横过所述第一驱动轴的方向上延伸，所述第二驱动轴的第一端部(66)与所述第一驱动轴的第二端部(68)是可啮合的，使得所述第一驱动轴的旋转在所述第二驱动轴的所述第一端部和所述第一驱动轴的所述第二端部啮合的情况下将旋转施加至所述第二驱动轴，并且其中，所述第二驱动轴被定位在所述进气口组件的所述通道的外部。

2.根据权利要求1所述的改进的飞机辅助动力和推力单元，其中，所述至少一个桨叶包括多个压缩机桨叶、多个涡轮桨叶和多个风扇桨叶中的一个，其中，多个风扇桨叶可拆卸地安装至所述风扇轴，多个风扇桨叶通过动力离合器(63)可拆卸地安装。

3.根据权利要求2所述的改进的飞机辅助动力和推力单元，其中，所述多个风扇桨叶被定位在所述进气口组件的所述通道与至少一个导向叶片(70)之间，其中，所述至少一个导向叶片包括被定位为与所述风扇轴隔开并且在径向方向上从所述风扇轴延伸的一个端部(80)。

4.根据权利要求3所述的改进的飞机辅助动力和推力单元，其中，所述至少一个导向叶片限定延伸穿过所述至少一个导向叶片的长度的开口通道(72)，开口(76)定位在所述至少一个导向叶片的一端，且另一开口(78)被定位在所述至少一个导向叶片的相对端上。

5.根据权利要求4所述的改进的飞机辅助动力和推力单元，其中，所述第一驱动轴被定位为延伸穿过所述导向叶片的所述开口通道，所述第一驱动轴的所述第一端部在所述一端处在所述开口的外部延伸并且所述第一驱动轴的第二端部延伸出所述导向叶片的所述相对端处的另一个开口外。

6.根据权利要求5所述的改进的飞机辅助动力和推力单元，其中，所述风扇轴包括绕风扇轴定位的第一齿轮(82)，且所述第一驱动轴的所述第一端部包括绕所述第一驱动轴定位的第二齿轮(84)，其中，所述第一齿轮和第二齿轮被配置为彼此啮合使得在所述第一齿轮和第二齿轮啮合在一起的情况下所述风扇轴和所述第一驱动轴同时旋转。

7.一种操作飞机的辅助动力和推力单元(10')的方法，包括步骤：

启动辅助动力和推力单元源(14)的操作，所述源包括安装至风扇轴(58)的至少一个桨叶(56，59，61)，其中，所述至少一个桨叶和所述风扇轴相对于所述飞机旋转；以及

应用所述源以两种模式中的一种操作：

第一模式是所述风扇轴与轴组件(100)联接，所述轴组件(100)包括在横过所述风扇轴的第一方向上引导旋转机械力的第一驱动轴(60)和联接至所述第一驱动轴的在横过所述第一方向的第二方向上引导从所述第一驱动轴接收的旋转机械力的第二驱动轴(64)，其中，所述第二驱动轴被定位在进气口组件(38)的外部，所述进气口组件(38)包括在所述飞机的尾锥(12)中的开口(40)和与所述开口和所述风扇流体连通的通道(16)；或者

第二模式，其中，所述轴组件被定位为与所述风扇轴断开。

8.根据权利要求7所述的操作飞机辅助动力和推力单元的方法，其中，用于以所述第一模式操作的源的动力设置低于用于以所述第二模式操作的源的动力设置。

9.根据权利要求7所述的操作飞机的辅助动力和推力单元的方法，其中，所述至少一个桨叶包括多个桨叶，所述多个桨叶进一步包括多个压缩机桨叶和多个涡轮桨叶和可拆卸地安装至所述风扇轴的多个风扇桨叶。