(57)【要約】  本発明は、二つのターボジェットエンジン（１）から構成される垂直離陸を行なう航空機に関するものであり、タービンエンジンの長方形のセクションの吸気口（２）は圧縮された空気をタンクに供給する回転容積型の圧縮機（３）上で開き、該タンクは一方では燃焼室と連結し、その後に燃焼ガスは圧縮機（３）を連動させるタービン（４）を作動させ、そして固定された後翼の翼の上面（５）に噴出されるものであり、他方では主要エンジンの燃焼室（６）と連結し、その燃焼ガスは、取り付け角が可変で、離陸時には揚力を生むようにして据え付けられる翼（８）の上面（７）に直接噴出される。そしてこれに正確かつ可変の翼上面（９）を有する前翼で生まれる揚力が加わる。この翼上面は離陸モードでは最大に湾曲し、その上面に前翼の内部にある燃焼室で生み出された燃焼ガスが高速で流れる。周遊モードではこの燃焼室の火は消えており、翼上面（９）はこのとき湾曲の角度が減少されたものに戻る。同時に後翼（８）は揚力と全体の抵抗力が最適化するような取り付け角になる。本発明による航空機は空路での乗客の運搬に特に適している。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
回転翼を有しない垂直離着陸機であり、
以下ターボジェットエンジンと呼ばれるタービンエンジンのそれぞれが、遠心式または等価式の、葉型（５）やプレート型（５１）の回転容積式の圧縮機で構成され、
該圧縮機の長方形の吸気セクション（４）は、圧縮された空気をタンク（６）に供給し、
該タンクは、一方では、燃焼ガスが、圧縮機（５１）を連動させる二つの左右対称のジェットタービン（１２）を作動させ、次いで、揚力を生む、その後翼の上面（１４）にある長方形のセクションのノズル（１３）から排出される二つの左右対称な燃焼室（１１）に連結され、他方では、燃焼ガス（７２）が、翼の上面（８）に直接送られ、
該翼の取り付け角が、離陸モードでは揚力を生じさせるよう設定され、周遊モードでは、（８１）となり、最適な揚力と抵抗力を得るように設定される、長方形のセクションの主要エンジン（７）の燃焼室（７１）に連結されることを特徴とする、垂直離着陸機。
【請求項２】
戻しばねまたは等価ばねの空気圧縮メカニズム（３）の作用下における離陸モードでは、適切な結合によって、前翼（１）に連結された可変翼の上面（２）は、最大の湾曲した形状を有し、燃焼室（７１）と同じ構造の燃焼室（９）の中で発生した燃焼ガス（９２）が該可変翼上に流出することによって揚力（２２）が生まれ、次いでガスが圧縮機の吸気口の下に取り付けられた開口ノズル（９３）を介して排出され、またさらに、燃焼室（９）の火が消えている周遊モードでは、湾曲は、その翼の上面（２１）がメカニズム（３）によって前翼（１）が最小の抵抗を有する様相を示すように設定されることを特徴とする、請求項１に記載の垂直離着陸機。
【請求項３】
燃料タンクと電気バッテリーは、共に胴体に組み込まれ、異なる飛行モードの際に航空機の静的および動的均衡を得るために可動式であることを特徴とする、請求項１または請求項２に記載の垂直離着陸機。
【請求項４】
乗客操縦室が深刻な損傷を受けた場合、乗客の完全な身体的安全を守りながら、前記の航空機から離脱し、そしてその床下のエアバッグが展開し、パラシュートが開いた後に地上に着陸することを特徴とする、請求項１から請求項３のいずれか一つに記載の垂直離着陸機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、回転翼を有しない垂直離着陸機に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
従来、回転翼機（ヘリコプター）や、転換式と呼ばれる上下方向に推力を偏向する翼を有する航空機や、少なくとも一つのジェットノズルの向きを下方向に変えることができるジェット機のみが垂直離着陸および静止飛行（ホバリング）を行なうことが可能である。
水平移動は、ヘリコプターではメインローターの前方方向へのわずかな上下動によって得られ、転換式航空機では翼の推力装置の前方方向に約９０度の回転を行うことによって得られ、また、ジェット機ではジェットノズルをほぼ平行にすることによって得られる。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
本発明による航空機は、これらの機械的に複雑な回転運動や方向運動に頼ることなく垂直離着陸を可能にする。
これは、以下の事実確認に基づくものである。
航空機のタービンエンジン（ジェットエンジン）が、航空機の推力を生みだすために用いられており、該タービンエンジンは、吸気口から空気を取り込み、圧縮し、燃料（ケロシンなど）と混合させ、燃焼を生じさせ、高速で後方に高温のこの燃焼ガスを、ジェットノズルを通じて排出する。
推力は、ガスの入出速度の差による単位質量あたりの流量（１秒あたりの吸気ｋｇ）により生み出されたものである。
【０００４】
それゆえ、タービンエンジンの圧縮機の吸気口やノズル排気口に（幾何学、取り付け角、外形を変えることが可能で、厚さ、材質等が）適した翼を取り付けることにより、これらの翼が、タービンエンジンに流入出する流れを、翼の上面にのみ向き、これにより、垂直の離着陸を可能にする揚力が生まれる。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明によるタービンエンジンは、以下ターボジェットエンジンと命名するそのジェットエンジンによって特徴づけられるものであり、該ターボジェットエンジンの特徴の一つは、圧縮機の吸気口に流入する流れを生み出すこと、また、上述の翼の上面への流れの噴出に適した長方形のセクションのジェットノズルに、排気口から流出する流れを生じさせることである。
【０００６】
現在、推力を作り出すタービンエンジンは、主に以下のように分けられる。
【０００７】
１−ターボジェットエンジン：
大気中から空気の塊を取り込み、該空気を遠心式もしくは軸流の圧縮機を利用して圧縮し、燃料（ケロシンなど）と混合し、燃焼室で燃焼し、生成した燃焼ガスをタービンに送るものであり、該タービンの機能は、このようにタービンエンジンを自律したものにする圧縮機を連動させるために、熱エネルギーの一部を回転力学的エネルギーに転換することである。
次に、燃焼ガスはノズルを通じて高速で大気に噴出され、これにより推力が生み出される。
【０００８】
２−ラムジェットエンジン：
最も単純な（圧縮機もタービンも有しない）機械装備で超高速での移動が可能であるが、その空気の吸入の際に、空気力学的に「単純な」効果によって空気の圧縮を行なうために、あらかじめ、前進のために重要な初期速度を必要とする。
【０００９】
３−パルスジェットエンジンは、特に、第二次大戦中に、ドイツ軍によってパルス方式で機能することで有名なＶ１飛行爆弾に用いられた。
【００１０】
本発明によるターボジェットエンジンは、プレート型、葉形（ルーツ型）の回転容積式または等価式の圧縮機、これら三つの推進モードの長所を兼ねるものであり、該圧縮機の長方形のセクションから成る吸気口は、空気の塊を、圧縮し、そして通路にあたるタンクに送るために大気中から取り込む。
そして、このタンクから複数のダクトが伸び、以下のものを供給する。
【００１１】
１−ターボジェットエンジン：
作動（もしくは反応）中のタービン上で開く燃料室を介して、該タービンの機能により燃焼室で発生した熱エネルギーの一部を、圧縮機の連動に必要な回転力学的エネルギーに転換する。
ターボジェットエンジンは、このようにして自律的なものになる。
残りの熱エネルギーは、次に運動エネルギーに変わる。
燃焼ガスは、このとき適したノズルを介して加速され、結果、取り付けられた翼の上面にのみ吹き付けられる。
【００１２】
２−ラムジェットエンジン：
他の燃焼室を介して、燃焼ガスの高エネルギーを生む熱エネルギーは完全に運動エネルギーに変換され、前記ガスは（タービンにも）適したノズルにより直接送られ、そして高速で噴出され、求められる推力が生まれる。
【００１３】
また、タンクと燃焼室を連結するそれぞれのダクトは、バルブを具備しており、該バルブの機能は、ターボジェットエンジンの機能段階に応じて様々な空気の流れが最適化されるように制御することである。
【００１４】
離陸、着陸、周遊という異なる局面に応じるため、前翼および後翼は、以下の特徴を有する。
【００１５】
１−離陸時
【００１６】
−前翼：
この翼に揚力を持たせるために、燃焼室で発生し、同様にこの前翼の内部に収納された長方形のセクションのノズルにある燃焼ガスは、可変翼の上面にのみ高速で流出し、該可変翼は、離陸の間、それに適した湾曲した形状を有する。
次に燃焼ガスは、圧縮機の主要吸気口の下に取り付けられた開口部から外部に流出する。
【００１７】
−後翼：
１−その燃焼室と長方形のセクションのノズルから高速で噴出されたターボジェットエンジンの燃焼ガスは、圧縮機を連動させるために、そのエネルギーの一部をタービンに分けた後に、湾曲した形状に固定された翼の上面にのみ流出され、このようにして補足的な揚力が生じる。
２−主要エンジン（ラムジェットエンジン）の長方形のセクションの燃焼室から高速で噴出された高エネルギーを有する燃焼ガスは、翼の上面にのみ流出され、該翼の可変の取り付け角は、離陸の間に最大の揚力を得ることができるように据え付けられる。
【００１８】
２−周遊時
前進飛行において主揚力は、胴体と、翼の側面の周囲にあるその操縦室によって迅速に得ることができる。
つまり、揚力は、固定した二つの後翼の揚力と、抵抗を最小に留めるようにして据え付けられた可変取り付け角を有する翼の揚力によって補完される。
−前翼：
この翼で発達した揚力は、もはや根拠がなくなり、このときに燃焼室の火は消え、その翼の上面は、抵抗力を最小に留めるように湾曲した形状に戻される。
−後翼：
前進飛行において、この翼は、ターボジェットエンジンの全体延長に翼を組み入れる取り付け角に戻され、必要最小限の揚力を維持しつつ、抵抗が最小となるようになされる。
【００１９】
二つのくみ出し機は、主要エンジン（ラムジェットエンジン）とタービンを作動させるターボジェットエンジンから噴出される非常に高温のガスの流れに絶えずさらされる後翼が許容可能な温度に維持されるように、エンジングループの翼の上面および下面に取り付けられている。
また、この新鮮な空気の流れは、騒音を減少させる役割も持っている。
【００２０】
深刻な損傷を受けた場合には、操縦室は機体から離脱し、パラシュートで降下することができる。
つまり、乗客の最大限の保護を保証するために、安全装置は、最終的に着陸をする際に、衝撃を受ける前に操縦室の下にあるエアバッグを展開する。
【００２１】
タンクとバッテリーは、揚力に対して全体的な重力が常に対立するように適合させるために可動式である。
【００２２】
離陸と周遊および着陸の全ての段階を通じて、この航空機は、優先的に衛星、あるいは他の陸上からの操作、もしくはその両方の手段で操縦される。
【００２３】
使用される燃料は、いわゆるバイオ気化燃料（ひまわり油、菜種油など）タイプの再生エネルギーが好ましい。
【００２４】
添付の図面は、本発明を以下の通り説明する。
【図面の簡単な説明】
【００２５】
【図１】離陸モードの航空機を示す図
【図１ａ】ジェットエンジンの全体の縦断面を示す図
【図１ｂ】周遊モードの状態の前翼の翼の上面を示す図
【図１ｃ】ターボジェットエンジンの後方部分全体とタンクの下面を示す図
【図１ｄ】ターボジェットエンジンを示す図
【図２ａ】離陸状態にあるターボジェットエンジンの斜視図
【図２ｂ】周遊状態にあるターボジェットエンジンの斜視図
【図３】垂直離陸を行なう航空機を示す図
【図３１】離陸モードの航空機の揚力を示す図
【図３２】周遊モードの航空機を示す図
【発明を実施するための形態】
【００２６】
図面１ａは、以下ターボジェットエンジンと呼ばれるジェットエンジンの全体の縦断面図を示しており、該ジェットエンジンは、前翼（１）と可変する上面（２）を有しており、これにおいて、その湾曲は、離陸の段階に求められる揚力が得られるよう最大なものになっており、それは、メカニズム（３）、つまり燃焼室（９）と、燃焼ガス（９２）を噴出するノズル（９１）によって作動するものである。
ルーツ型である葉形（５）、もしくは、図面１ｂ（くちばし状部分（４１）と、くちばし状部分（４２）は、「離陸時」の状態を示している）のようにプレート型（５１）の回転容積式の圧縮機の吸気口は、圧縮された空気をタンクに供給し、主要エンジン（７）の燃焼室（７１）に繋がれており、その燃焼ガスは、ノズル（７２）から出されると、「離陸」モードもしくは「周遊」モード（８１）になっている後翼（８）の翼の上面に吹き付けられる。
【００２７】
図面１ｂは、周遊モードの状態の前翼（１）の翼の上面（２）を示しており、その湾曲は、メカニズム（３）によって、抵抗を最小にとどめる様相を呈している。
つまり、燃焼室（９）の火は、あらかじめ消されている。
吸気口のくちばし部分（４３）と（４４）は、そのため「周遊」モードになっている。
制御バルブ（１０）を介して、圧縮された空気タンク（６）は、燃焼室（１１）と連動し始め、燃焼室のガスはタービン（１２）を作動させ、次いでノズル（１３）から翼の上面部（１４）にのみ噴出される。
【００２８】
図面１ｃは、燃焼室（１１）とタービン（１２）とノズル（１３）で構成される二つのセットを有する、ターボジェットエンジンの後方部分全体と、そのタンク（６）の下面図を示している。
左右対称に設置されたタービン（１２）の回転軸（２０）に設置されたファン（１７）は、吸気口（１５）から新鮮な空気を取り込み、そしてダクト（２１）を介して、ノズル（１３）を出た非常に高温の燃焼ガスの中に流入し、翼上面（１４）には、このガスが流れ込む。
軸（２０）に設置された滑車（１６）とそのベルト（あるいは他のメカニズムであってもよい）は、圧縮機を作動させる。
フラップ（１９）は、前述の二つのセットを連結している。
【００２９】
図面１ｄは、ターボジェットエンジンを示しており、燃焼室（１１）が、タービン（１２）へ開口しており、これにおいて、燃焼ガスは、ノズル（１３）から噴出する。
【００３０】
図面２ａは、離陸状態にあるターボジェットエンジンの斜視図を示しており、このとき、その前翼（１）の上面（２）は、燃焼ガス（９２）の流れの作用により、揚力（２１）を生むために、最大の湾曲を呈しており、該燃焼ガスは、前記の湾曲の上に漏れ、ノズル（９３）から流れ出る。
新鮮な外気（２４）は、圧縮機（５１）の吸気口を介して取り込まれ、そして、主要エンジン（７）に供給し、そして燃焼ガスを、ここでは離陸態勢にある後翼（８）の翼上面にのみ吹き付けることで揚力（２１）を生むために、タンク（６）に貯蔵される。
燃焼ガス（２３）は、タービン（１２）を出て、そして、左右対称に、翼の上面（１４）のみに漏れ、揚力（２２）を発生させる。
【００３１】
図面２ｂは、周遊状態にあるターボジェットエンジンの斜視図を示しており、このとき、その前翼（１）の上面（２）は、メカニズム（３）の作用により最小の湾曲を呈しており、このとき、前記翼を取り囲む新鮮な外気（２４）は、側板（２５）によって、その翼の上面に側面から流れ込み、圧縮機（５１）の吸気口（４）まで導かれる。
つまり、後翼（８１）は、このとき周遊状態に適した取り付け角になっているが、主要エンジン（７）から送り出される燃焼ガス（２３）の流れを常に翼の上面に受け、また、前進時には、このようにして揚力（２７）を生む外気（２４）の流れを、翼の下面で受ける。
【００３２】
図面３は、垂直離陸を行なう航空機の可能な一つの製造例を示しており、これにおいて、その二つのターボジェットエンジンは、４人の乗客を収容できる胴体操縦室部分の全体に対して、左右対称に取り付けられている。
この部分全体から生じる揚力ＦＣは、全体の揚力の約３分の２に相当する。
【００３３】
図面３１は、「離陸」モードの航空機と前翼と後翼（固定状態および可動状態）から生じるＦ１とＦ２、およびＦ３の揚力を示している。
【００３４】
図面３２は、「周遊」モードの航空機を示している。
【００３５】
胴体に収納された燃料タンクＲとバッテリーは、航空機の静的および動的均衡を常に維持することができるよう、他の場所に移動することが可能である。
【符号の説明】
【００３６】
１０  制御バルブ
１１  燃焼室
１２  タービン
１３  ノズル
１４  上面部
１５  吸気口
１６  滑車
１７  ファン
１９  フラップ
２０  軸
２１  ダクト
２１  揚力
２２  揚力
２３  燃焼ガス
２４  外気
２５  側板
２７  揚力
【図１】
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【図１ａ−１ｄ】
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【図２ａ−２ｂ】
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【図３】
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【図３１】
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【図３２】
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【国際調査報告】
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2010504249.tif 000010
2010504249.tif 000011
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