(57)【要約】この発明は３つのボディからなるエアージェット推進装置に関する。第１ボディすなわちヘッドは半卵形状を有し、その上方部はグリル（格子）を備え、その下方部は一部で閉塞されている。第１ボディは閉止リングを備える。第２ボディすなわち中央部は円筒形状を有し、スパーク点火エンジンに連結された螺旋状円形ハニカムローターから構成される。第３ボディすなわち後方部は切頭円錐形状を有し、航空機のバランスを取り、安定化させ、操舵するための一連の開口、ゲートおよびバタフライバルブを備える。これにより航空機は低速度（ｋｍ／ｈ）での飛行が可能になるので燃料消費を軽減し、したがって汚染を軽減する。よって、最小滑走路での離着陸を容易にし、高速度で離着陸を行わなければならない場合に関連するリスクを取り除くことができる。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
螺旋状円形ハニカムローターに基づいて基本的に航空機などあらゆる種類の飛行機の推進をサポートするエアージェット推進装置であって、一またはそれ以上の航空力学ボディを有し、各ボディ（１）は空気の取込み口となるヘッド（６）を有し、該ヘッドは空気通路を与える幾つかの筋脈（６．１）を備え、クロージングシステム（６．３）と揺動トレイ（３）を備え、該ヘッドの下方部はセクター（６．２）によって部分的に閉じられていることを特徴とするエアージェット推進装置。  
【請求項２】
請求項１記載のエアージェット推進装置において、螺旋状円形ハニカムローター（１０）を前記ヘッド（６）にベアリング（１１）を介して連結して支持し、該ローターの軸の他側は、支持片（２．２）でボディ（８）に装着されている爆発エンジン（２）によって支持されていることを特徴とするエアージェット推進装置。
【請求項３】
請求項１または２記載のエアージェット推進装置において、ローター包囲カバー（７）に連結された後方部（８）を有しており、該後方部は円錐状のベース形状を有し、その側方に小さなハッチ口とバタフライ型の揺動ドア（９）を備え、その中央部には円形ボディ表面（８）全体を開閉するための回転トレイ（４）を備え、同位置の下方にはマルチ角度ゲートを備えることを特徴とするエアージェット推進装置。
【請求項４】
請求項１ないし３のいずれか記載のエアージェット推進装置において、形状、寸法、材質および製造工程などの偶発的細部が他の任意の幾何学的に規則的または不規則的な形状に設計可能であり、ここに記述され表現された特定のものから変更可能であることを特徴とするエアージェット推進装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は、名称に述べられているように、航空機を推進し安定させるためのエアージェット推進装置に関する。この推進装置は、その内側中央に螺旋状の円形ハニカムローターが設けられ、高速回転する爆発エンジンに連結されたシステムを前提とする。そのボディは、ドア、ハッチおよびバタフライと組み合わされる一連の窓および開口を有し、航空機の推進に安定性とバランスを与えている。また、滑走路が非常に短くて済み且つ比較的低速しか必要としないので、着陸および離陸のプロセスを容易化する。
【背景技術】
【０００２】
着陸および離陸のプロセスを容易化するために、航空機推進に加えて２つの別個の技術が用いられる。これら２つの技術は一緒に用いることができない。着陸時には、減速と共に、必要であればブレーキパラシュートを用いることができる。推進力をサポートするために何らの予備的方法も必要としないが、推進装置を備えた新しい爆発エンジンや反応エンジンは低い製造コストを実現して装着することができる。
【発明の開示】
【０００３】
装置の中心点に配置されたエアージェット螺旋状ローターは「円形ハニカムローター」の名称のＰＣＴ／ＥＳ２００４／０００８７の特許に詳細に記載されている。この特許は、フェリックス・サンチェス・サンチェスを発明者として現在手続中である。
【０００４】
本発明はこの特許に対する重要なアクセサリとして提供され、あらゆるタイプの飛行物体に装着できるように設計された。それは、高速の毎分回転（ｒｐｍ）を要求する爆発エンジンを備え、エアの取入口が航空機の前方に配置されて、筋脈（ｎｅｒｖｅｓ）によって与えられるスペースを通ってエアが流れる。
【０００５】
一方において、エアの取込みは２つの効果によって生ずる。１つは装置の速度それ自体によって、もう一つは螺旋状円形ハニカムローターによって生ずる吸引ないし真空によって。他方において、バタフライ型のドアがこのエアの取込み口に２つの異なる方向を与える。第１のエア取込み口位置は水平であって、航空機の作用としてよく知られている基本的なものである。第２の位置の主な機能は水平なエア取込み口を完全に閉止してバタフライ位置に瞬間的な垂直変化を与え、かくして吸引による上昇パワー作用を許容する。
【０００６】
この第１のボディはローターに続く。ローターのキューブは既述の爆発エンジンに装着され、その軸は、円筒状包囲形状を有する第２ボディによって保護されている。
【０００７】
爆発エンジンは第３ボディに固着されている。第３ボディは円錐状のベースを有する筒体であり、多数のローターに加えてこの円錐状のベースを出るときの圧縮空気の面積減少が航空機の速度を決定する上で重要である。この円錐形状のおかげで、螺旋状円形ハニカムローターにより生じた空気圧が増大する。
【０００８】
バタフライ型ドアが円錐状ベースチューブの出口付近に配置されて、エアを２つの異なる方向に送り出す。すなわち、航空機の良く知られた作用のための基本的推進装置として後方に、また、このエアージェットが支持パワーを生じて航空機の後方にバランスを与えるときには下方に。航空機の前方（上昇）および後方（下降）に与えられるこれらの２つの対向する力は、航空機を低速で飛行させることを許容するためのバランスを作り、したがって最小速度（ｋｍ／ｈ）で非常に短い滑走路に着陸することを容易にする。これは小さな航空機に適用した場合、ヘリコプターのようにして着陸可能である。その理由は、航空機の下方後部に２つの位置を取り得るドアが設けられているためである。
【０００９】
すなわちこのドアは、第１の位置で、エアージェット出口領域を閉止して支持パワー源を作り出すバタフライによってエアージェットを垂直方向に流す。第２の位置（約４５度）では、エアージェットの流れを反対方向に作り出して、航空機に減速力を与え、着陸後に他の装置的サポートの助けを借りずに移動することを許容する。同時に、円錐状ベース形状を備えた円筒体はその後方一側に小さなドアを有しており、どのドアが開かれているかによってエアージェットは左右いずれかの方向への移動を与える。これにより、反応装置に関し、航空機の離着陸における空気汚染が９０％減少する。これらは滑走路を短くすることを可能にし、結果として空港を現状のままでより広く有効活用することができるようになり、複数の航空機が同時に離着陸できるようになり、離着陸時の速度低下によるリスクを軽減することができる。
【００１０】
図１は、推進サポートシステム（１）の全体を示す断面図であり、ヘッド（６）と延長支持筋脈（６．１）を備え、航空機に安定性を与えている。空気は筋脈（図には１２本の筋脈が示されている）によって残されたスペースを通って取り込まれる。その背後には、揺動トレイ（３）に関連する閉止フープ（６．３）が示されている。
【００１１】
下方部はキャップ（６．２）で部分的に閉塞され、それに続くリング（６．４）から３つの筋脈（６．５）がキューブないし核（６．６）に連結されている。核はパイロットベアリング（１１）を支持し、パイロットベアリングはカバー（７）内のローター（１０）の軸（２．１）を支持する。
【００１２】
軸（２．１）は、後方パイプ（８）に固定された支持片（２．２）に対して傾斜している爆発エンジン（２）に装着されている。２つのバタフライ型ドア（９）により閉鎖される小さなハッチが後方パイプの外側に設けられている。これらは片側または両側に設けられ、この後方パイプの端部において所要の操舵を許容する。その下方にはゲート（５）により操作される開口があり、ゲートはその中央部に空気の出口を与えるために開閉操作されるバタフライ（４）として操作される回転トレイを有する。
【００１３】
図２は図１の全体外観図であり、リング（６．４）に接続されたヘッド（６）の筋脈（６．１）が示されている。リングはさらにローター包囲カバー（７）および風の出口となる最終パイプ（８）および操舵を担当するバタフライへと続く。
【００１４】
図３は図１中Ｂ−Ｂ断面図であり、筋脈（６．１）の一部と下方キャップ（６．２）が示されている。下方キャップはリング（６．４）上で終端している。３本の等距離アーム（６．５）がリングの内側から中央に向けて放射していてキューブないし核（６．６）を形成している。ここにパイロットベアリング（１１）が位置しており、筋脈（１２．１）によってシステム全体が航空機（１２）に支持されている。
【００１５】
図４は図１中Ａ矢視による前方図である。
【００１６】
図５は図１中Ｃ−Ｃ断面図であり、円錐状のベース形状とバタフライ状の関節（４）の断面を有する後方パイプ（８）が示されている、後方パイプは空気の入口と出口としてのバタフライ関節（４）を有し、さらに、その下方部にはゲート（５）を備えている。
【００１７】
図６は航空機（１２）の全体外観図であり、この航空機は、翼の下方に推進装置（１）による航空力学セットを備えている。
【００１８】
図７は上記航空機の前方図である。
【００１９】
螺旋状の円形ハニカムローターを通じて推進力を発生させる航空力学ボディは３つの筒体で構成されている。第一は卵形のヘッド（６）であり、一連の筋脈（６．１）と、空気の主な取込み領域を閉じるバタフライ（３）を有し、ボトム（６．３）で終端している。
このヘッドは、ローター包囲カバー（１０）で構成される第二部材に連結されている。ローター包囲カバーは完全に円筒状である。この部材はＰＣＴ／ＥＳ２００４／０００８７に完全に詳細に記述されているので、ここでの記述対象とはしない。爆発エンジン（２）は、その軸（２．１）が筋脈に対して傾斜した状態で取り付けられている。
航空力学ボディ（１）はさらに第三の部材である後方パイプ（８）へと続いている。後方パイプは円錐状のベース形状を有していて、小さなハッチと、揺動するバタフライ型ドア（９）と、円形ボディ表面を完全開放または閉止可能な回転トレイ（４）を有している。
【００２０】
同じ場所の下方部にはマルチ方向に角度を取るドア（５）を見ることができる。その目的は、航空機が滑走路に着陸したときにエアージェットの方向を転換して航空機にリバースギアを与えるためのサポートを行うことである。
【００２１】
実際的な用例において、エアージェット推進装置（１）は１基、２基、３基またはそれ以上が航空機に装着され、螺旋状の円形ハニカムローターは、低公害レベルと燃料消費節約の効果を与えつつ推進力を発生させるための手段として働く。別個に設けられるハッチ、ゲートおよびバタフライのおかげで、あらゆる航空機操縦移動においてより優れたバランスと安定性が実現される。
【００２２】
以上においてこの発明の産業上の目的について明瞭且つ幅広く説明した。形状、寸法、材質および製造工程などの偶発的細部を除いて、この発明が新規であり発明者自身によるものであることを宣誓する。この発明は幾何学的に規則的または不規則的な形状に製造することが可能であり、また、請求の範囲に規定される不変的特徴の範囲内において再適合可能である。
【図面の簡単な説明】
【００２３】
【図１】推進サポートシステム（１）の全体を示す断面図。
【図２】図１の全体外観図。
【図３】図１中Ｂ−Ｂ断面図。
【図４】図１中Ａ矢視による前方図。
【図５】図１中Ｃ−Ｃ断面図。
【図６】航空機（１２）の全体外観図。
【図７】上記航空機の前方図。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【国際調査報告】
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