JPH02274694A - 航空機推進装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 この発明は、航空機のガスタービンエンジン用ナセル、
特に二重反転ファンに用いるカウルに関する。

発明の背景 第１図は、この発明を適用することのできる推進装置１
５並びに航空機１３を示す。２組のファンブレードＩＯ
ＡおよびＩＯＦが矢印１３Ａおよび１３Ｆで示すように
互い１こ反対方向に回転し、矢印１６で示すスラスト（
推力）を生成する。ナセル１８がエンジン（図示せず）
を包囲し、飛行中に空気の自由流れ１９が移行する流路
を画定する。回転ナセル補助領域（又はカウル）２０Ａ
および２０Ｆがファンブレード基部付近の流路を画定す
る。

領域２２の概略断面を第２図に示す。この領域はカウル
２０Ａおよび２０Ｆ内に配置された回転ターボ機械２５
を含む。保守作業ｎが、２７で示すファンブレード取り
付は部（細部は図示せず）のようなカウル２ＯＡおよび
２０Ｆ内に収容された機械に簡＋１１に接近できること
が望ましい。

発明の目的 この発明の目的は改良した航空機エンジンナセルを提供
することにある。

この発明の他の目的はファン動力型航空機エンジンに用
いる回転カウリングを提供することにある。

実施例の記載 概略 この発明の１形式を第３図に示す。（第１図および第２
図に概略水した）カウリング２０Ａおよび２０Ｆは、第
２図に示す二重反転ターボ機械２５を包囲する。第２図
のターボ機械２５には、ガス発生機（図示せず）が発生
した高エネルギーガス３０が流入したタービン３６およ
び３９を反対方向に回転する。各タービンはそれぞれフ
ァンｌＯＡおよびＩＯＦを駆動する。ファンは第２図に
示すようにタービンに直接は締結されてなく、各々第５
図ではリング４２として、第７図ではリング４２Ａとし
て概略的に図示された中間多角形リングに締結されてい
る。カウル２０Ａ（第３図）および２０Ｆ（第７図）も
リング４２に締結されている。

以下の説明は、（ｉ）ファンブレード１０およびカウル
２０の両方を支持する多角形リング、（２）カウルと多
角形リングとの間の取り付は点として作用する装着リン
グ、および（３）装着リング間にまたがり、装着リング
とともにカウルの表面を形成するパネルについて説明す
る。

多角形リング 第４図は、第２図のタービン段３６Ａを第１図および第
３図のファンブレードＩＯＦおよびカウル領域２０Ｆと
ともに示す。このタービン段３６Ａを第５図にさらに詳
しく示す。第５図はファンブレードＩＯＦを支持するリ
ング４２を概略的に示す。ファンブレードＩＯＦは、タ
ービン３６Ａに直結されるのではなく、リング４２によ
り支持されており、その理由は少なくとも２つある。

第１の理由は、ファンとタービンは異なる目的を果たす
ので、内部タービン構成部品には外部ファン構成部品と
は異なる設計上の考慮が払われるからである。例えば、
以前のタービンより小形であるが同じファンブレードを
駆動できる新しいタービンを設計したとする。第５図に
示すリング４２を中間部材として使用することにより、
タービン変更のファンへの影響が小さくなる。新しいタ
ービンをリング４２に装着する必要があるだけで、ファ
ンを変更する必要がない。

第２の理由として、リング４２およびブラケット５０を
用いることによりタービンケーシング５２の熱膨張をフ
ァンブレード１０から無関係にすることができる。（タ
ービンブレード５３を取り付けた）ケーシング５２が温
度上昇とともに膨張しても、ブラケット５０が変形する
ので、すなわち脚部５２Ａおよび５２Ｂが相互に広がる
ので、ケーシング５２は、リング４２に過度の応力を与
えることなく、リング４２を支持し続ける。すなわち、
この変形によりリング４２のケーシング５２への１種の
浮き装着を実現する。

リング４２は実際には第５図に示すフープ（輪）の形状
をとらず、第６図に示す多角形リングの方に似ている。

第７図においてリング４２の一部のセクタ４２Ａには軸
受レース５４および軸受５６が収容されており、これら
はファンブレード１０Ｆから加えられる遠心荷重に対抗
し、ブレードピッチを変更するためにブレードをそのピ
ッチ軸線５８のまわりを矢印５８Ａで示す方向に回転す
るのを可能にする。

各多角形リング４２は第５図に示すようにブラケット５
０によりタービン段３６Ａのケーシング５２に装着され
ている。多角形リングの１例の構成が、ハウザー、スト
ロツク、モリスおよびウエイクマンの米国特許出願節８
６７．６６３号（ｉ９８４年１１月２０出願）「ブレー
ド保持装置」に詳しく記載されている。

装着リング 各多角形リングは第３図の前部装着リング６０および後
部装着リング６２を支持する。第７Ａ図は、タービン段
３６Ａ５多角形リング４２およびカウリング２０Ｆの間
の関係を示す。ブラケット５０（第５図に示す）により
リング４２をタービンケーシング５２に連結する。第３
図にフランジ５１として示す他のブラケットにより、カ
ウル２０Ｆをリング４２に連結する。ボルトを穴５１Ａ
に通して連結を行なう。

第３図および第９図に示すように、前部装着すング６０
は、ナセル１８の後縁６８の内面６６付近にフランジ６
４を有する。この第９図に矢印で示す環状チャンネル７
０は、（ｉ）カウリング２０Ｆ内の空所７２および（２
）ナセル１８の内部領域７４のいずれか一方または両方
と連通ずる様に形成される。

同様に、第３図に示すように、後部カウル２０Ａの前部
装着リング６０はフランジ８２を有する。

このフランジ８２は、前部カウル２０Ｆの後部装着リン
グ６２の後縁８８の内面８６とともにチャンネル８４を
画定する。したがって、この第２の環状チャンネル８４
は、空所９４と前部および後部ファンロータＩＯＦ、Ｉ
ＯＡ間の外部空間１０２との間を連通ずる。

流路７０および８４は、冷却の目的で、また刈滑油から
の発生蒸気などの可燃性蒸気を追い出す目的で、空所７
２および９４の換気を可能にする。

これらの空所は、当業者が周知の方法で外部領域１０１
および１０２より高圧に維持され、したがって冷却空気
が流路の矢印７０および８４で示すように空所から外方
へ流れる。しかし、このような冷却はあらゆる状況下あ
るいはあらゆる飛行状態で必要なわけではない。

第９図に示すフランジ６４および８２の２つの重要な特
徴は次の通りである。第１に、各フランジがカウル表面
１１０となす角度Ａが１５度を越えてはならない。この
角度は流路７０および８４を矢印１１２で示すファン流
れにほぼ平行に（または少なくとも１５度以内に）制限
し、これにより乱流を少なくして混合を促進する。でき
る限り乱流の少ない空気がファンに流入するのが望まし
い。

第９図のフランジ６４および８２の第２の特徴として、
これらのフランジの長さ、すなわち寸法１１４がそのフ
ランジが空気を向ける夫々のファンブレードの翼弦長１
１６の２０％を越えてはならない、その理由の一つは、
一般に、表面を横切る流れの境界層（図示せず）は下流
に向けて厚さを増す傾向があるからである。最終的に境
界層は乱流になる。２０％に限定することにより、（ｉ
）乱流墳界層をファンに送り出す可能性を減らす、また
は（２）厚さ境界層がファンに入るのを防止する、の一
方またはその両方を行なう。後部ファンＩＯＡの下流に
は流路８４のような流路はない。

そのかわり、後部カウル２ＯＡの後部フレーム６２は、
後部ファンとともに回転し、タービンの内側ファン流路
および外側流路を画定する第１図の整形構造１１１を支
持する。

パネル 上述した換気用流路を画定する以外に第３図の２対の装
着リング６０および６２は、以下に説明するようにカウ
ルパネル１２０も支持する。パネル１２０はファンブレ
ード間にファン流路を画定する。第３図の８個のファン
ブレード間の８個のパネルについて、各パネル１２０は
約４０度の円弧（角度Ｂ）をまたいでいる。他にフィラ
ー（埋め）パネル１２２はそれぞれ約５度（角度Ｃ）の
円弧をなす。各アクセスパネルを４５度（３６０／８−
４５）の円弧としない理由は、そう゛するとパネルの取
り外しが困難になるからである。

すなわち、もしアクセスパネル１２０が完全に４５度延
在すると、ファンブレード１０がアクセスパネル１２０
の取り外しの邪魔になる。第７図および第８図に示すよ
うに、各ファンブレード１０は前部カフス１２６および
後部カフス１２８を有する。これらのブレードカフス１
２６．１２８は第８図に示すようにパネル１２０の上に
かぶさり、ブレードの中心領域１３０はパネルの上にで
はなく、プラットホーム（後述する）の上にある。

破線１３２は、フィラーパネル１２２がない場合に隣接
するパネル１２０の間に存在するはずの界面を示す。す
なわち、破線１３２は各パネル１２０が４５度の円弧を
なす状態を示す。第７図においてクリアランス１３３は
１／４または１／２インチ程度であるので、カフス１２
６，１２８があるとパネル１２０を取り外すのが難しく
なる。

さらに、第８図に示すように、ファンブレード１０がど
のようなピッチ角Ｂをもとうが、成るパネル１２０の部
分１３６とその隣りのパネル１２０の別の部分１３８と
がカフス１２６，１２８の下にくる。上述した状況では
、パネル１２０を外向きに、つまり紙面に直交する方向
に持ち上げるのが困難なことが明らかである。

１つの解決策は、パネルを１ピツチ軸線間隔より少ない
距離だけ延びるように構成することである（ここで、ピ
ッチ軸線は第４図においてファンブレードがピッチ変更
の際にそのまわりを回転する軸線５８である。ピッチ軸
線間隔は隣り同士のピッチ軸線間の角距ｆｉＰＡｓ　（
度または相当単位）である）。この解決策は第８図に示
されている。

領域１２３内のパネルの端部をフィラーパネル１２２に
替えている。

第８図において、作業ｎは、図示のようにファンブレー
ドのカフスがフィラーパネル１２２の上にくるようにフ
ァンブレードを位置決めすることにより、パネル１２０
を取り外す。作業員は、１つ以」二のパネル１２０を外
し、次におそらくはフィラーパネルの取り外しにそなえ
てクリアランスを増加するようブレードピットを変えた
後、フィラーパネル１２２を取り外す。

第３図および第８図の各パネル１２０は２つの半円状切
欠部１４０および１４２を有する。第３図に示すように
、各切欠部１４０，１４２には、円形ファンブレード・
プラットホーム１４６（第１０図にも図示）が嵌る。プ
ラットホーム１４６の周囲には弾性シール１４７がはめ
られ、この弾性シール１４７がプラットホーム１４６と
切欠部１４０．１４２が形成する円との界面をシールす
る。

プラットホーム−カウル装置を組み立てたとき、第９図
の空所７２．７４および９４内の空気は実質的にすべて
、第１０図でシール１４７により密封されたプラットホ
ーム−パネル間界面を通してではなく、チャンネル７０
および８４を通して強制的に外に出される。

第１０図に示すように、プラットホーム１４６はわずか
に凹面状である。すなわち、ファンブレード１０の前縁
１６１と後縁１６２間に直線１５２を引いたとすると、
プラットホーム１４６と直線１５２の翼弦中点付近との
間に距離１６４が存在する。この凹面度１６４は、隣接
ファンブレード間の空間がノズルとして振る舞う傾向を
抑えるために、小さな空気の拡散を起こさせる。その傾
向とは、第４図に示すように、（隣り同士のファンブレ
ード１０の前縁の直前に位置する２つの仮想線間の）距
離１６８が（隣り同士のブレードの対抗面間の）距離１
６９より大きく、これにより点１７０の空気がファンブ
レード間を通過する時に加速することである。

この発明の重要な特徴は次の通りである。

（ｉ）第３図に示すように、アクセスパネル１２０をボ
ルト１７１で装着リング６０および６２に、パネルの前
部端縁Ｆおよび後部端縁Ａに沿って装着する。中心領域
１７２は支持されていない。

作動時には、遠心荷重により中心領域１７２が第３図に
仮想線１７５で示すように外方へ膨らむ本発明者の測定
したところでは、弓形反り（寸法１７３）が１／１０イ
ンチであった。この弓形に反る傾向を補強リブ１７４を
装着することにより抑え、弓反りを軽減する。あるいは
、ハニカム材料の補強層（図示せず）をアクセスパネル
１２０の内面１７８に装着することができる。そのほか
に、断面の狭いパネルは音響的な理由から補強が必要に
なることがある。

（２）１カウル当り８個のファンブレードがあるものと
して説明した。勿論、この数８は臨界的な数ではなく、
またファンブレードの数をすべてのカウリングについて
等しいすることも必須ではない。

（３）第８図に示すアクセスパネル１２０の端部１８０
Ａおよび１８０Ｂは、仮想線１８１で示されるように、
前部装管リング６０および後部装着リング６２上のほぼ
同じ位置で終端する。しかし、このことは必須ではない
。たとえば、第３図に示すように、後部カウルの端部２
００Ａおよび２００Ｂが図示の位置で終端してもよい。

斜線で示すフィラーパネル２００Ｃおよび２００Ｄのよ
うな適当なフィラーパネルを用いる。言い換えると、フ
ィラーパネル１２２の相対位置により、アクセスパネル
１２０の取り外しにそなえてプレードを設定する必要の
あるピッチ角Ｂが決まる。

（４）第８図のパネル１２０のようなアクセスパネルを
シーム３００の沿って２つの部分に分割することができ
る。このように分割することによりパネルをブレード１
０の下側から取り外すのが一層容易になる。シーム３０
０付近のパネル領域をｋｋＰＴＪに持ち−１こげ、次に
パネルをブレードの下側から滑りださせることができる
。

以−Ｌｌこの発明を、二重反転プロペラ対がプロペラを
駆動する二ｍ反転タービン対を囲んだ構造について説明
した。プロペラは対応するタービンに直結されておらず
、各プロペラは対応する１つのタービンを囲みそれに締
結された多角形リングに連結されている。

回転カウルが各多角形リングに連結され、プロペラ流路
を画定する。各カウルは（ａ）１対の環状装着リングお
よび（ｂ）装着リング間に延在し流路形状を規定する複
数のパネルを含む。さらに、各カウルの装着リングのう
ち上流リング付近には環状チャンネルがあり、この環状
チャンネルが各カウル内に画定された空間の換気を容易
にする。

第９図の換気空気７０はプロペラ空気流１１２中に流れ
出る。

パネルには切欠部があり、組立時には、パネルは一連の
円形穴が表面にあいた円筒の形状に似たものになる。こ
れらの穴には、ピッチ変更時にブレードとともに回転す
る円形のブレード・プラットホームがはまる。円形プラ
ッホームの端縁とそのプラットホームがはまるパネルの
円形穴との間に弾性シールを配置する。

各プラットホームは凹面になっており、この凹面はその
凹面の上の流路の環状高さを増加する効果をもつ。すな
わち、第９図の高さ２２５が高さ２２７より大きい。高
さを増加すると、空気が隣り同士のファンブレードによ
り画定されるチャンネルを通って加速する傾向が軽減す
る。

以上の説明では、用語「ファン」および「プロペラ」を
使用した。この発明の文脈では、これら２つの間に究極
的な機能の差はない。両者とも、周囲空気に運動量変化
を与えることにより航空機に推力を与える。ファンおよ
びプロペラは一般に、たとえば（ａ）ダクト形成または
ダクトなし、（ｂ）ディスクを横切つての圧力上昇ｆｆ
ｉ、（ｃ）ピッチ変更、および（ｄ）ブレード基部直径
などに関して異なる特性を釘するものとみなされている
ことは確かであるが、スラスト生成装置をファンと呼ぶ
かプロペラと呼ぶかはこの発明にとっては重要とは考え
られない。

この発明の要旨を逸脱しない範囲内で種々の置き換えや
変更を行なうことができる。

【図面の簡単な説明】

第１図は、この発明を適用することのできる二重反転ダ
クトなしファンから推進力を受ける航空機を示す図、 第２図はダクトなしファンを駆動する二重反転タービン
の概略図、 第３図はこの発明の１実施例を示す斜視図、第４図は第
２図に示したタービンのタービン段を示す図、 第５図は第４図のタービン段の詳細な図、第６図はファ
ンブレードを支持する多角形リングを示す図、 第７図はファンブレードを支持する多角形リングのセク
タの１つを示す図、 第７Ａ図はタービン段３６Ａ１多角形リング４２および
カウリング２０Ｆの相対位置決めを示す図、 第８図は１つのカウリングの平面図、 第９図は第２図に示したタービンの詳細な断面図、 第１０図はプロペラブレード・プラットホームの１例の
斜視図である。 １０Ａ、１０Ｆ：ファンブレード、 １８：ナセル、 ２０Ａ、２０Ｆ：カウリング、 ３６Ａ：タービン段、 ４２：リング、 ５０ニブラケツト、 ５２：タービンケーシング、 ６０．６２：装着リング、 ８２、フランジ、 ：ナセル後縁、 ８４：チャンネル（空気流路） １４．９４７空所、 リング後縁、１１２ ：カウルパネル、 ；フィラーパネル、 ；プラットホーム、 ７０゜ ７２゜ ８８　： ：プロペラ空気流、 １４７：シール。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、ａ）タービンのまわりのリングと、 ｂ）上記リングにより支持されたプロペラブレードの放
   射状配列体と、 ｃ）上記リングにより支持されたカウリングとを備え、
   上記プロペラブレードが上記カウルを貫通する航空機推
   進装置。 ２、ａ）プロペラ空気流内に配置されるプロペラブレー
   ドの配列体と、 ｂ）上記プロペラブレードより上流に位置し、換気空気
   を換気すべき領域からプロペラ空気流中に排出する手段
   とを備える航空機推進装置。 ３、ａ）回転可能な環状カウルと、 ｂ）上記カウルを貫通するプロペラブレードの配列体と ｃ）上記カウルの上流部分と非回転体の間に画定され、
   ガスをカウルの内部から排出する環状流路とを備える航
   空機推進装置。 ４、ａ）ケーシングを有し、第１速度で回転するタービ
   ンと、 ｂ）上記ケーシングに締結され、第１速度で回転する環
   状キャリアと、 ｃ）上記キャリアに締結されたプロペラブレードの配列
   体と、 ｄ）上記キャリアに締結されたカウリングとを備え、上
   記プロペラブレードが上記カウリングを貫通する航空機
   推進装置。 ５、ａ）第１リングから延在するプロペラブレードの第
   １配列体と、 ｂ）上記第１リングを包囲する第１カウリングと、 ｃ）上記リング内に位置するタービン流路とを備え、上
   記プロペラブレードが上記第１カウリングを貫通する航
   空機推進装置。 ６、さらに、 ｄ）上記タービン流路を包囲する第２リングから延在す
   るプロペラブレードの第２配列体と、 ｅ）上記第２リングを包囲する第２カウリングとを備え
   、上記第２配列体のプロペラブレードが上記第２カウリ
   ングを貫通する請求項５に記載の装置。 ７、ａ）二重反転タービン対と、 ｂ）上記タービン対の第１タービンに取り付けられたプ
   ロペラブレードの前部配列体と、 ｃ）上記タービン対の第２タービンに取り付けられたプ
   ロペラブレードの後部配列体と、 ｄ）プロペラの半径方向内側に流路を画定するカウル手
   段と、 ｅ）上記第１配列体の上流に位置し空気をプロペラ空気
   流中に射出する第１チャンネルと、 ｆ）上記第２配列体の上流に位置し空気を第２配列体に
   進入するプロペラ空気流中に射出する第２チャンネルと
   を備える航空機推進装置。 ８、カウル手段とプロペラ外周との間にある環状流路が
   プロペラブレードの基部近くでの方が隣り合うプロペラ
   ブレード間でより高い請求項７に記載の装置。 ９、ａ）環状後縁を有する非回転ナセル部分と、 ｂ）第１回転カウリングとを備え、この第１回転カウリ
   ングが （ｉ）第１プロペラと関連し、 （ｉｉ）ナセル環状後縁の下流に位置し、 （ｉｉｉ）ナセル環状後縁と協働して空気をナセルから
   外へ第１プロペラへ向けて案内する第１チャンネルを形
   成する上流領域を有する航空機推進装置。 １０、さらに、 ｃ）第２回転カウリングを備え、この第２回転カウリン
   グが （ｉ）第２プロペラと関連し、 （ｉｉ）第１カウリングの下流に位置し、 （ｉｉｉ）第１カウリングの領域と協働して空気をナセ
   ルから外へ第２プロペラへ向けて案内する第２チャンネ
   ルを形成する上流領域を有する請求項９に記載の装置。 １１、第１カウリングとプロペラ外周との間にある環状
   流路がプロペラブレードの基部近くでの方が隣り合うプ
   ロペラブレード間でより高い請求項１０に記載の装置。 １２、上記カウリングが 前部および後部環状装着リングと、 これらの前部および後部リングの間に延在し、半径方向
   内側のプロペラ流路を画定する複数個のパネルとを含む
   請求項９に記載の装置。 １３、さらにそれぞれ上記パネルに取り付けられ、遠心
   荷重により誘引される曲げを軽減するための複数個の補
   強部材を備える請求項１２に記載の装置。 １４、ａ）１対の二重反転ガスタービンと、ｂ）タービ
   ン対のうち第１のタービンに取り付けた第１リングと、 ｃ）タービン対のうち第２のタービンに取り付けた第２
   リングと、 ｄ）第１リングにより支持されたプロペラブレードの第
   １配列体と、 ｅ）第２リングにより支持されたプロペラブレードの第
   ２配列体と、 ｆ）両者間に第１プロペラ配列体が位置する１対の第１
   装着リングと、 ｇ）両者間に第２プロペラ配列体が位置する１対の第２
   装着リングと、 ｈ）上記１対の第１装着リングより上流の静止ナセルと
   、 ｉ）上記１対の第１装着リング間に延在して上流流路を
   画定する第１パネル群と、 ｊ）上記１対の第２装着リング間に延在して下流流路を
   画定する第２パネル群とを備える航空機推進装置。 １５、上記１対の第１環状装着リングの片方が静止ナセ
   ルと協働して流路を画定し、換気ガスがこの流路を通っ
   て第１プロペラ配列体に流れる請求項１４に記載の装置
   。 １６、上記１対の第２装着リングの片方が上記１対の第
   １装着リングの片方と協働して流路を画定し、換気ガス
   がこの流路を通って第２プロペラ配列体に流れる請求項
   １４に記載の装置。 １７、ａ）１対の二重反転タービンと、 ｂ）各タービンを包囲する環状リングと、 ｃ）各リングから延在するプロップファンブレードの配
   列体と、 ｄ）各リングを包囲するカウルとを備え、 上記プロップファンブレードが上記カウルを貫通する航
   空機推進装置。 １８、さらに各リングを対応するタービンに取り付ける
   ためのブラケットを備え、これらのブラケットが変形可
   能でリングとタービン間の相対的な熱膨張を吸収する請
   求項１７に記載の推進装置。 １９、さらに上記プロップファンブレード配列体の一方
   または両方の前方に配置され、対応するカウル内のガス
   をファン流れに排出する排気手段を備える請求項１７に
   記載の推進装置。 ２０、さらに上記プロップファンブレードの基部近くに
   配置され、空気が各プロップファン配列体に進入する際
   加速する傾向を減じる拡散手段を備える請求項１７に記
   載の推進装置。 ２１、上記拡散手段がファン流路を画定する表面に設け
   た凹面からなる請求項２０に記載の推進装置。 ２２、各カウルが 前部および後部環状装着リングと、 これらの前部および後部リングの間に延在し、複数個の
   開口を有する複数個の取り外し可能なパネルとを含み、
   上記プロップファンブレードが上記パネル開口を貫通す
   る請求項１７に記載の推進装置。 ２３、さらにｅ）円形プラットホームを備え、このプラ
   ットホームが （ｉ）各プロップファンブレードの基部領域にシールさ
   れ、 （ｉｉ）上記プロップファンブレードが貫通する開口内
   で回転可能であり、 （ｉｉｉ）上記開口にシールされてガスの通過を阻止す
   る請求項２２に記載の推進装置。 ２４、１対の二重反転タービンがカウリングを貫通する
   １対の二重反転プロップファンを直接駆動する構成の航
   空機推進装置において、 ａ）カウリング内の空気を上記ファンブレードの前縁の
   基部近くの位置でファン流れに排出する 工程を含むカウリング換気方法。 ２５、さらに排出空気を排出位置でカウリングに対して
   約１５度以内の角度をとるように制限する工程を含む請
   求項２４に記載の方法。 ２６、ａ）環状カウリングと、 ｂ）上記カウリングの開口を貫通する複数個のプロペラ
   ブレードと、 ｃ）各プロペラブレードに設けられ、開口をシールしカ
   ウリングの内部に外部より高い圧力を維持するシール手
   段とを備える航空機推進装置。 ２７、ａ）環状カウリングと、 ｂ）上記カウリングを貫通する複数個の可変ピッチ型プ
   ロペラブレードと、 ｃ）上記カウリングの内部に外気より高い圧力を維持す
   る手段とを備える航空機推進装置。