【手続補正書】
【提出日】平成26年2月22日(2014.2.22)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
空気誘導ロケット・エンジンであって、
前方空気流入口と後部排気口とを有する空気流ハウジングであって、前記空気流ハウジング内に配置された内壁によって内部空気流空間を画定している空気流ハウジングと、
前方部分と後方部分とを有し、前記空気流ハウジングの前記内部空気流空間内に配置され、かつ、支持支柱によって前記空気流ハウジングの前記内壁に接続された中央空気分割器であって、前記内部空気流空間によって空気流が前記空気流ハウジングの前記内壁と前記中央空気分割器の外壁との間を進行し、それぞれ前記中央空気分割器の前記後方部分の近傍および前記空気流ハウジングの前記後部排気口の近傍に、環状流領域およびベンチュリ燃焼流領域を画定するものである、前記中央空気分割器と、
前記空気流ハウジングの外側に所定の角度で配置され且つ前記中央空気分割器の前記後方部分および前記ベンチュリ燃焼流領域の近傍に配置された燃焼室であって、
前記中央空気分割器の内側に配置された貯蔵隔室から前記燃焼領域に噴射される高エネルギー燃料パケットを受け取り、前記燃焼室で前記高エネルギー燃料パケットが点火され、それにより前記空気流ハウジングの前記内部空間を通る正の空気流を生成する、前記高エネルギー燃料パケット中の１つまたは複数のナノ高エネルギー粒子の燃焼、および前記高エネルギー燃料パケット中の水溶液の変換によって生じる前方推力が前記ロケット・エンジンに提供されるものであり、
前記燃焼された燃料は、前記空気流ハウジングの前記内部空間内に斜めの角度で加速して流入するものである、
前記燃焼室と
を備える空気誘導ロケット・エンジン。
【請求項２】
前記内部貯蔵隔室に結合された第２の別個の貯蔵領域によって前記中央空気分割器内の前記内部貯蔵隔室に補給することができる、請求項１に記載の空気誘導ロケット・エンジン。
【請求項３】
前記内部貯蔵隔室と前記燃焼室の間に逆流防止弁をさらに備える、請求項１に記載の空気誘導ロケット・エンジン。
【請求項４】
前記逆流防止弁と前記燃焼室の間に空気流マニホルドをさらに備える、請求項３に記載の空気誘導ロケット・エンジン。
【請求項５】
前記空気流マニホルドに結合された空気流入口通路をさらに備える、請求項４に記載の空気誘導ロケット・エンジン。
【請求項６】
前記高エネルギー燃料パケットの燃焼によって過熱流が生成される、請求項１に記載の空気誘導ロケット・エンジン。
【請求項７】
ロケット・エンジンであって、
主空気流ハウジングであって、前記主空気流ハウジングの内壁によって画定された内部空気流空間を有し、また、前方空気流入口、前記内部空気流空間および後部空気流排気を有する主空気流ハウジングと、
前記主空気流ハウジング内の前記内部空気流空間の近傍に配置された複数の燃焼室と、
前記複数の燃焼室のうちの少なくとも１つに結合された、前記燃焼室に高エネルギー燃料パケットを供給する１つまたは複数のディスペンサと
を備え、前記燃焼室で前記高エネルギー燃料パケットが点火され、前記高エネルギー燃料パケット中のナノ高エネルギー粒子の燃焼、および前記燃料パケット中の水溶液の変換により、前記主空気流ハウジングの前記内部空間を通る正の空気流、および前記ロケット・エンジンに対する推力がすべて生成されるロケット・エンジン。
【請求項８】
前記ディスペンサと前記燃焼室の間に配置された逆流防止弁をさらに備える、請求項７に記載のロケット・エンジン。
【請求項９】
前記逆流防止弁と前記燃焼室の間に配置された空気流マニホルドをさらに備える、請求項８に記載のロケット・エンジン。
【請求項１０】
前記高エネルギー燃料パケットの燃焼によって過熱流が生成される、請求項７に記載のロケット・エンジン。
【請求項１１】
別個の第２の貯蔵隔室によって前記ディスペンサに補給することができる、請求項７に記載のロケット・エンジン。
【請求項１２】
前記ロケット・エンジンの推力を変更するために前記燃焼室の角度を修正することができる、請求項７に記載のロケット・エンジン。
【請求項１３】
前記高エネルギー燃料パケットがナノ・アルミニウム粒子でできている、請求項７に記載のロケット・エンジン。
【請求項１４】
ロケット・エンジンに対して正の推力を生成する方法であって、
空気入口、内部空気流空間および後部排気口を有する主空気流ハウジングを提供するステップと、
前記主空気流ハウジングの前記後部排気口の近傍に少なくとも１つの燃焼室を提供するステップと、
点火および燃焼のために前記燃焼室に複数の高エネルギー燃料パケットを分配するステップと、
前記主ハウジングの前記内部空気流空間を通る正の空気流を生成し、かつ、正の推力を前記ロケット・エンジンに提供するために、前記ロケット・エンジンのための推力を生成するべく前記燃焼室で前記高エネルギー燃料パケットに点火するステップと
を含む方法。
【請求項１５】
逆流防止弁を使用して前記燃焼室からディスペンサへの空気の逆流を制限するステップ
をさらに含む、請求項１４に記載の方法。
【請求項１６】
前記燃焼室への高エネルギー燃料パケットの噴射を補助するために前記ディスペンサの近傍のマニホルドを使用するステップ
をさらに含む、請求項１４に記載の方法。
【請求項１７】
前記マニホルドが空気流入口通路を有する、請求項１６に記載の方法。
【請求項１８】
前記高エネルギー燃料パケットがナノ・アルミニウム粒子でできている、請求項１４に記載の方法。
【請求項１９】
前記ロケット・エンジンの推力を変更するために前記燃焼室の角度を変えることができる、請求項１４に記載の方法。
【請求項２０】
前記燃料パケットの燃焼によって過熱流が生成される、請求項１４に記載の方法。
【手続補正２】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００１６
【補正方法】変更
【補正の内容】
【００１６】
スクラム・ジェットおよびラム・ジェットは、それぞれ独自の複数の問題を抱えた他のタイプの推進システムである。これらのタイプのエンジンは、ゼロ対気速度で運転することはできず、また、燃料が加えられる際の背圧を防止するためには、エンジンを上空にもたらすか、あるいは十分な空気流が存在する前に他の動力源を有し、約３５０ｍｐｈまで推進させなければならない。ラム・ジェットは、空気の速度を減速させ、燃焼に先立って亜音速速度まで空気を圧縮するが、スクラム・ジェットは、それらの全運転範囲を通して超音速空気流で動作する。このタイプのエンジンには、燃料の燃焼時間などの多くのハイテク問題が存在しており、燃焼時間が遅すぎると、完全に燃焼する前に一掃されてしまう。現時点においては未だにその解決法が存在していないと思われる他の重大な問題は、空気の滑らかな流れを遮断し、燃料分布を撹乱し、かつ、制御不能の温度を生成する超音波衝撃波である。超音速出力飛行時間が制限されているのは、この温度の問題のために他ならない。
この出願の発明に関連する先行技術文献情報としては、以下のものがある（国際出願日以降国際段階で引用された文献及び他国に国内移行した際に引用された文献を含む）。
（先行技術文献）
（特許文献）
（特許文献１）  米国特許第３３５７１９１号明細書
（特許文献２）  米国特許第７５０６５００号明細書
（特許文献３）  米国特許第７２７８６１１号明細書
（特許文献４）  米国特許第４９０１５２６号明細書