JP2018532647A - エジェクタ及びエアフォイル形状 - Google Patents

Abstract

乗り物に結合される推進システム。このシステムは、外部に推進流体が所定の調節可能な速度で流れる出口構造を有しているエジェクタを含む。前縁を有する操縦表面が、エジェクタからの推進流体が操縦表面を越えて流れるよう出口構造の下流直後に配置される。

Description

著作権表示
[0001]本開示は、米国著作権法および国際著作権法の下で保護されている。（Ｃ）２０１６ Ｊｅｔｏｐｔｅｒａ。著作権所有。本特許文献の開示の一部分は、著作権保護を受ける資料を含む。著作権者は、特許文献または特許開示が特許商標庁特許ファイルまたは記録に記載されるので、何者かによる特許文献または特許開示の複写に対する異議を持たないが、他の場合は、いかなる著作権もすべて保有する。

優先権主張
[0002]本出願は、２０１５年９月２日に出願された米国仮特許出願第６２／２１３，４６５号の優先権を主張するものであり、その開示全体は、本明細書に完全に記載されているかのように参照により本明細書に組み込まれる。

[0003]ホバリングし、垂直に離陸および着陸可能な航空機は、一般に、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機と呼ばれる。この分類としては、固定翼航空機、ならびに傾動可能な動力付きロータを有するヘリコプターおよび航空機がある。いくつかのＶＴＯＬ航空機は、短距離離着陸（ＳＴＯＬ）などの他のモードでも動作することができる。ＶＴＯＬは、Ｖ／ＳＴＯＬ（垂直および／または短距離離着陸）のサブセットである。

[0004]説明の目的で、ＶＴＯＬ能力を有する現在の航空機の一例がＦ−３５ Ｌｉｇｈｔｎｉｎｇである。垂直揚力気流を特定方向に向ける従来の方法としては、互いに対して９０度に配列され、外部ノズルに設置された平坦なフラッパーベーンの２つのセットの使用に加えて、単一の方向に旋回可能なノズルの使用がある。Ｆ−３５ Ｌｉｇｈｔｎｉｎｇの推進系は、同様に、タービンエンジンからの特定方向に向けられた推力と垂直に配向された揚力ファンの組み合わせを使用して、垂直に持ち上げる力を提供する。揚力ファンは、上側クラムシェルドアと下側クラムシェルドアを有するベイ内でコックピットの後ろに設置される。エンジンは、水平から垂直のすぐ前方に推力をそらすことができる３軸受旋回ノズルを通して排気する。ロール制御ダクトは、各翼内に延び、エンジンファンから空気とともに推力が供給される。ピッチ制御は、揚力ファン／エンジン推力分割を介して影響される。ヨー制御は、エンジン旋回ノズルのヨー運動による。ロール制御は、２つのロール制御ダクトの端にある開口を異なって開閉することによって提供される。揚力ファンは、前後方向に推力偏向を提供するために入れ子型「Ｄ」字形ノズルを有する。Ｄノズルは、出口開口に固定ベーンを有する。

[0005]航空機またはドローンの設計は、より一般に、その推進要素と、それらの要素が内蔵される機体からなる。従来、航空機内の推進デバイスは、ターボジェット、ターボファン、ターボプロップ、またはターボシャフト、ピストンエンジン、またはプロペラを装備した電気モータであり得る。小型無人航空機（ＵＡＶ）内の推進系（プロパルサー（propulsor））は、従来、シャフトを介して１つまたはいくつかのプロペラに動力を提供するピストンエンジンまたは電気モータである。大型航空機用のプロパルサーは、有人であろうと無人であろうと、伝統的に、ジェットエンジンまたはターボプロップである。プロパルサーは、一般に、航空機に力を送り荷重を支持することが可能なパイロンすなわち支柱を介して、航空機の胴体または本体または翼に取り付けられる。出現する空気およびガスの混合噴出物（噴出流出物（jet efflux））は、噴出流出物の流れとは反対方向に航空機を推進するものである。

[0006]従来、大型プロペラの空気流流出物は、水平飛行では揚力目的で使用されず、したがって、航空機が、現在存在する適用例のうちのいくつか（すなわち、Ｂｅｌｌ Ｂｏｅｉｎｇ Ｖ−２２ Ｏｓｐｒｅｙ）と同様に旋回されない限り、かなりの量の運動エネルギーは、航空機の利点に利用されない。むしろ、大部分の存在する航空機上の揚力は、翼および尾部によって発生される。さらに、Ｏｓｐｒｅｙにおいて見られるそれらの特定のＶＴＯＬ適用例（たとえば、水平飛行への移行による離陸）においてすら、プロペラ自体によって引き起こされる揚力は、水平飛行中、最小であり、それにもかかわらず、揚力の大部分は翼からのものである。

[0007]航空機上で揚力を発生させるための現在の先端技術は、翼および翼要素の上で高速気流を生成することであり、これらは、全体的にエアフォイルである。エアフォイルは、主に軸方向に、エアフォイルの前縁から後縁に延びる翼弦線によって特徴付けられる。入ってくる気流と翼弦線との間に形成される迎角に基づいて、およびエアフォイル揚力生成の原理に従って、圧力のより低い空気が、吸引（上）側の上を流れており、逆に、ベルヌーイの法則によって、圧力の低い側（圧力側）よりも速いスピードで移動する。航空機の対気速度が低いほど、揚力も低くなり、翼の表面積が大きくなる、または、離陸の場合も含めて、より大きい入射角が必要とされる。

[0008]大型ＵＡＶも、この規則の例外ではない。揚力は、適切な迎角と翼弦と翼幅とキャンバーラインとを有する翼エアフォイルを設計することによって、生成される。フラップ、スロット、および多くの他のデバイスは、翼の揚力係数および表面積の増加を介して揚力を最大にするために使用される他の従来のツールであるが、それは、航空機の対気速度に対応する揚力を生成する（面積（Ｓ）および揚力係数（ＣL）を増加させることによって、式Ｌ＝１／２ρＶ2ＳＣLに従って、より低い航空機対気速度（Ｖ０）における類似の量の揚力が生成可能になるが、より高い抗力および重量が犠牲になる）。これらの現在の技法も、強い横風の条件下における効率の著しい低下を伴って、不十分に実行する。

[0009]小型ＵＡＶは、おそらく間違いなく、乗物を持ち上げるためにプロペラによって生成された推力を使用するが、現在の技術は、電気モータスピードの制御に厳密に依存し、小型ＵＡＶは、推力と揚力とを生成するためにモータを回転させる能力、またはプロペラを傾けることによって水平飛行に移行する能力を持ってもよいし、持たなくてもよい。そのうえ、これらの推進要素を使用する小型ＵＡＶは、バッテリ、電力密度、および大型プロペラに関連する非効率さに苦しみ、大型プロペラは、ホバリングでは効率的であるが、水平飛行では非効率であり、高速で動くブレードの先端により、動作時に困難と危険とをもたらし得る。最新のクアッドコプタおよび他の電動式航空機は、非常に短期間の飛行のみが可能であり、電気モータシステムおよびバッテリの重量がすでに飛行の間いつも乗物の重量の７０％を優に超える場合があるので、大きなペイロードを効率的に持ち上げるまたは運ぶことはできない。一般的に運搬に使用されるジェット燃料または他の任意の炭化水素燃料を使用する類似の乗物は、少なくとも１桁大きい、より多くの使用可能な燃料を運ぶ。これは、バッテリシステムと比較して、炭化水素燃料のはるかに高いエネルギー密度（少なくとも１桁）、ならびに炭化水素燃料ベースシステムのより低い重量対乗物総重量比によって説明可能である。

[0010]したがって、航空機における、特にＵＡＶおよびいくつかの有人航空機に対する、向上した効率、改善した機能、および他の技術的進歩が必要とされている。

[0011]図１は、エジェクタの上半及び内部流れ内に速度及び温度のプロファイルを示す、本発明の一実施形態の断面図。 [0012]図２は、一実施形態の吸込み構造の部分的な斜視図。 [0013]図３は、一実施形態に従う操縦表面（control surface）の前に置かれているエジェクタの側平面図。 [0014]図４は、一実施形態に従うもう１つの操縦表面との組み合わせにおいて操縦表面の前に置かれているエジェクタの斜視図。 [0015]図５は、別の実施形態の上部分断面図。 [0016]図６は、別の実施形態の側斜視図。 [0017]図７は、図６中に図示されている実施形態の要素の側面図。 [0018]図８は、本発明のさらに別の実施形態を示す図。 図９は、本発明のさらに別の実施形態を示す図。 [0019]図１０は、本発明のさらに別の実施形態を示す図。

[0020]本出願は、本発明の１つまたは複数の実施形態について説明することを意図したものである。「〜しなければならない」、「〜であろう」などの絶対的用語ならびに特定の量の使用は、そのような実施形態のうちの１つまたは複数に適用可能であると解釈されるべきであるが、必ずしもすべてのそのような実施形態に適用されるとは限らないことが理解されるべきである。したがって、本発明の実施形態は、そのような絶対的用語の文脈で説明される１つまたは複数の特徴または機能を省略してもよいし、その修正形態を含んでもよい。さらに、本出願における見出しは、参照のみを目的としており、本発明の意味または解釈に決して影響しないものとする。

[0021]本発明の一実施形態は、周囲空気の引き込み（entrainment）および加速のために流体を利用し、高圧ガス（ガス発生装置からプロパルサーに供給された）と引き込まれた（entrained）周囲空気との混合物の高速噴出流出物を送達するプロパルサーを含む。本質的には、この目的は、凸状表面（convex surface）に隣接して上記ガスを排出することにより達成される。凸状表面は、１９３６年９月１日にヘンリ コアンダ（Henri Coanda）氏に対し発行された米国特許番号２，０５２，８６９中に記載されているコアンダ（Coanda）効果によりもたらされているいわゆるコアンダ（Coanda）表面である。原理的に、コアンダ効果は、例えもしも壁の湾曲の方向が噴流の軸から遠ざかったとしても、ジェット噴射されたガス又は液体が壁の輪郭に接近して移動する傾向である。１つ又はそれ以上の実施形態に関してここで議論された凸状のコアンダ表面は、特定の材料から構成しなければストリームならないことはない。

[0022]図１は、限定しない例のために、航空機のようなＵＡＶ又は有人の空中乗り物のような、乗り物（示されていない）に対し取り付けられ得るエジェクタ２００の上半の断面を図示している。プレナム（plenum）２１１は、例えば、乗り物により採用されて良い燃焼を基にしている機関からの周囲より熱い空気（即ち、加圧されている原動力となるガスストリーム）が供給されている。矢印６００により示されている、この加圧されている原動力となるガスストリームは、一次ノズル２０３のような少なくとも１つの導管を介し、エジェクタ２００の内部へと導入されている。より詳細には、一次ノズル２０３は、壁ジェット（wall jet）として凸状のコアンダ表面２０４の上で原動力となるガスストリーム６００を変動可能な所定の望まれる速度へと加速するよう構成されている。さらに、一次ノズル２０３は、流体ストリーム６００の調節可能な量を提供する。この壁ジェットは次に、静止している又は矢印１により示されている方向から零でない速度でエジェクタ２００に接近し得る、矢印１により指摘されている大気のような、二次流体を吸込み構造を介し引き込むよう機能する。種々の実施形態においては、ノズル２０３は、整列され、そして湾曲した向きに，渦巻の向きに，及び／又はジグザグの向きに配置され得る。

[0023]ストリーム６００及び空気１の混合は、エジェクタ２００の喉セクション２２５において純粋に軸状に移動していて良い。ディフューザ２１０のような、拡散構造における拡散を通して、混合及び円滑排出工程が続き、エジェクタ２００の軸方向における温度（８００）及び速度（７００）のプロファイルは喉セクション２２５において存在している高い及び低い値をもはや有さず、しかしディフューザ２１０の終端１０１においてより均等になっている。ストリーム６００及び空気１の混合が終端１０１の出口平面に近づくにつれて、温度及び速度のプロファイルが殆ど均等である。特に、混合の温度は、翼又は操縦表面のようなエアフォイルの方に向けられるのに十分なほど低い。

[0024]ある実施形態においては、吸込み構造２０６及び／又は終端１０１が形において円であって良い。しかしながら、種々の実施形態においては、そして図２中に最も良く示されているように、吸込み構造２０６は、終端１０１と同様に、非円形、そして、実際に、非対称（即ち、少なくとも１つの、又は代わりに何れかに与えられた、吸込み構造の平面分割の両側が同じでない）である。例えば、図２中に示されているように、吸込み構造２０６は第１及び第２側方対向縁４０１，４０２を含むことができ、ここにおいては、第１側方対向縁が第２側方対向縁よりも大きな曲率半径を有する。終端１０１は同様に形作られ得る。

[0025]図３は、前縁３０２を有していて揚力４００を発生させているエアフォイル１００のような、操縦表面の前に載置されている、推進機／エジェクタ２００を図示している。図示されているように、エアフォイル１００は、エジェクタ２００からの推進流体がエアフォイル上を流れるよう、エジェクタの、ディフューザ２１０の終端１０１のような、出口構造の直後（即ち、下流）に位置されている。実際、１つの実施形態においては、エアフォイル１００は、他の大気を除き、エジェクタ２００からの推進流体のみがエアフォイル上を流れるよう、終端１０１に対し十分接近して位置され得る。ここで使用された時、用語「直後（directly behind）」は、前縁３０２少なくとも一部分が、（ａ）前縁と平行である終端１０１の表面により占められており、そして（ｂ）エジェクタ２００に対し軸方向に（即ち、以下に述べられる矢印３００の方向に）延出している、複数の平面内、又はその１つと直線状にされている、ことを意味する様に解釈され得る。

[0026]エアフォイル１００上の局所的な流れは、矢印５００により示されている航空機対気速度と比較して、矢印３００に示されている、エジェクタ２００出口ジェット流出のより高い速度により、航空機の速度よりもより高い速度である。エジェクタ２００は、より熱い原動力となるストリーム６００（図１）を、高い引き込み（entrainment）率で流入している冷たい周囲の空気のストリームと力強く混合する。さらなる操縦表面が、エレベーター表面１５０のような、エアフォイル１００上に実現され得る。ある実施形態においては、いかなるこのような操縦表面の全体が前縁３０２に対し平行に向けられている軸の回りを回転可能である。この様な表面１００及び／又は１５０の角度を変化させることにより、航空機の姿勢がジェット流出３００のより高い局所速度で与えられた小さな作用力により急速に変化させられることができる。この混合は、エジェクタ温度の熱い動力となるストリーム６００を機械的に又は構造的にエアフォイル１００又は１５０に否定的な影響を与えない混合温度プロファイル８００へと減少させるのに十分に均質である。推進機を離れる流出ジェットの速度プロファイル７００は、より高い局所速度により、エアフォイル１００により揚力４００が発生されることになることを許容する。

[0027]図４は、推進機／エジェクタ２００が、もう１つのエアフォイル１０００との組み合わせにおける、そして図３中に図示されている操縦表面の外形状からは異なった外形状である操縦表面１５００の前にもまた置かれてよいことを図示している。図示されている実施形態においては、操縦表面１５００の前縁１５０１は、エアフォイル１０００の前縁１００１に関して略９０°角で配置されている。エジェクタ２００は非線対称であって良く、そして、操縦表面は前記エジェクタ２００の通り跡（wake）中に正に置かれ得る。エジェクタ２００は、より熱い動力となるストリーム６００（図１）を高い引き込み（entrainment）率で流入している冷たい周囲の空気のストリームと力強く混合する。同様に、この混合はエジェクタ温度の熱い動力となるストリーム６００を機械的に又は構造的に操縦表面１５００に否定的な影響を与えない混合温度プロファイル８００へと減少させるのに十分に均質である。この実施形態においては、ヨーが、操縦表面１５００の向きを変更させることにより制御することができる。同様なやり方で、そして、航空機胴体のような、乗り物本体に関する操縦表面１５００の向きを変化させることにより、ピッチ及びロールが同様に制御され得る。エジェクタ２００の機能は推力を発生させることであり、しかし、それはまた揚力又は高度制御を提供することができる。この実施形態においては、ヨー制御は、方向１５１において航空機軸１０の回りの回転を創出する。

[0028]図５は、推力を創出するために航空機の翼上にジェットエンジンを載置する従来の方法の代わりを提供する一実施形態を図示している。図５においては、ガス発生機５０１が、一次エアフォイルの後縁からガスストリームを直接的に噴出することによる前方への推進のために、翼５０３のような、一次エアフォイル中に埋設されている、一連のエジェクタ５０２を動かすための原動力となる空気の流れを創出する。この実施形態においては、ガス発生機５０１は、航空機の本体胴体５０４中に埋設されていて、導管５０５を介しエジェクタ５０２へと流体的に結合されていて、そして航空機の推進の唯一の手段である。エジェクタ５０２は円形又は図２中に図示されていた実施形態のように非円形であって良く、終端１０１と同様な対応している形状の出口構造を有し、そして、所定の調節可能な速度で、発生機５０１及び導管５０５からガスストリームを提供する。さらにエジェクタ５０２は、フラップ又はエルロンの方法と同様な方法で移動可能であって良く、１８０°角を通して回転可能であり、そして、所望の推進力を提供することに加え航空機の高度を制御するために動作されることができる。前縁５０７を有している第２エアフォイル５０６が、エジェクタ５０２からのガスストリームが第２エアフォイル５０６上を流れるよう、翼５０３と縦一列に並びそしてエジェクタ５０２の直後に置かれている。第２エアフォイル５０６が従って、航空機の対気速度よりも遥かに高い速度を受け、そして、対気速度の二乗に比例した高い揚力を創出する。第２エアフォイル５０６の全体は、前縁５０７に対し平行に向けられている軸の回りに回転可能であり得る。

[0029]本発明のこの実施形態においては、第２エアフォイル５０６は、ガス発生機５０１により創出された原動力となる流体（また、一次流体として引用されている）及び個々の一次流体パーツ当たり第２流体が５〜２５パーツの間の割合で原動力となる流体により引き込まれている第２流体の混合により、適度により高い温度と会う。このようであるので、第２エアフォイル５０６が会う温度は、周囲温度よりもわずかに高く、しかし、式：Ｔ_ｍｉｘ＝（Ｔ_{ｍｏｔｉｖｅ}＋ＥＲ^＊Ｔ_ａｍｂ）／（１＋ＥＲ）に従って、揚力を支持し、そして維持する第２翼の材料を許容している、原動力となる流体よりは非常に低く、ここでＴ_ｍｉｘはエジェクタ５０２から噴出されているジェット流出の最終流体混合温度であり、ＥＲは原動力となる空気の１パーツ当たりに引き込まれた大気の複数パーツの引き込み率であり、Ｔ_{ｍｏｔｉｖｅ}は原動力となる又は一次流体のより高い温度であり、そしてＴ_ａｍｂは接近している大気温度である。

[0030]図６は、代わりの実施形態に従う、乗り物７００のための推進システムを図示している。第１増強（augmenting）エアフォイル７０２は、乗り物７００に結合されていて、そして、乗り物の一次エアフォイル７０１上を流れている流体の下流に位置されている。エアフォイル７０２は、軸７０７の回りを回転するよう構成されていて、アクチュエータ７０８により制御されている。図７中に最も良く図示されているように、第１増強エアフォイル７０２は、対向ノズル表面７０５，７０６のような第１出力構造、及び、ノズル表面により規定されている終端７０３と流体連通している、プレナム（plenum）７０４のような、少なくとも１つの導管を含む。ノズル表面７０５，７０６は、図１を参照して上で議論されていたノズル２０３と同様なノズルを含んで良いし含まなくとも良い。さらには、ノズル表面７０５，７０６の１つ又はそれ以上が、結果として、コアンダ（Coanda）効果を促進させることができ、そして、鋭い又は険しい隅を伴っていない連続して丸められている表面を有し得る凸状表面（convex surface）を含んで良い。プレナム７０４には、例えば、乗り物７００により採用されて良い燃焼を基礎としているエンジンからの周囲より熱い空気（即ち、加圧されている原動力となるガスストリーム）が供給されている。プレナム７０４は、このガスストリームを終端７０３へと導くよう形作られており、終端７０３は一次エアフォイル７０１に向かう、そして第１増強エアフォイル７０２の外へのガスストリームのための出口を提供するよう構成されている。

[0031]図８〜９を参照すると、一実施形態がエアフォイル７０２と同様な第２増強（augmenting）エアフォイル９０２を含んで良く、夫々は他の後縁から分岐している個々の後縁７１４，９１４を伴っている。より詳細には、第２増強エアフォイル９０２は乗り物７００に結合されていて、そして、乗り物の一次エアフォイル７０１上を流れている流体の下流に位置されている。エアフォイル９０２は、エアフォイル７０２を参照して上で議論されていたのと同様な方法で回転するよう構成されている。エアフォイル９０２は、対向ノズル表面９０５，９０６のような第１出力構造及びノズル表面により規定されている終端９０３と流体連結されているプレナム（plenum）９０４のような少なくとも１つの導管を含んでいる。ノズル表面９０５，９０６は、図１を参照して上で議論されていたノズル２０３と同様なノズルを含んで良いし、含まなくても良い。さらには、ノズル表面９０５，９０６の１つ又はそれ以上が、結果として、コアンダ（Coanda）効果を促進させることが出来る凸状表面を含んで良い。プレナム９０４には、例えば、乗り物７００により採用されて良い燃焼を基にしているエンジンからの周囲より熱い空気（即ち、加圧されている原動力となるガスストリーム）が供給される。プレナム９０４は、このガスストリームを終端９０３へと導くよう構成されていて、終端９０３は、一次エアフォイル７０１に向かう、そして第２増強エアフォイル９０２の外へのガスストリームのための出口を提供するよう構成されている。

[0032]第１及び第２増強エアフォイル７０２，９０２は一次エアフォイルに向かい配置されている前縁７１６，９１６を有していて、第１増強エアフォイルは第２増強エアフォイルと対向している。動作においては、第１及び第２増強エアフォイル７０２，９０２が、それらの間にそしてそれらの長さに沿い、ここにおいて上で議論されていた拡散機２１０と機能において同様である、拡散領域８０２を規定している。前縁７１６，９１６は、プレナム７０４，９０４からのガスストリーム及び一次エアフォイル７０１上を流れている流体を受け、そして拡散領域８０２へと導くよう構成されている吸込み領域８０４を規定している。拡散領域８０２は、導入されたガスストリーム及び一次エアフォイル７０１上を流れている流体のための拡散領域からの出口を提供するよう構成されている一次終端８０６を含む。

[0033]図１０は、縦一列に並んでいる翼を特徴としている、本発明の別の実施形態を描いている。図示されている実施形態においては、二次エアフォイル１０１０が、増強エアフォイル７０２，９０２の下流直後に置かれていて、一次エアフォイル７０１上を流れている流体及びこれらエアフォイルからのガスストリームが第２エアフォイル上を流れるようにしている。２つの比較的より短い翼７０１，７０２の組み合わせは、増強エアフォイル７０２，９０２を欠いている遥かにより大きなスパンの翼の揚力及び推力を創出するようにより大きな翼に対し取り付けられているジェットエンジンに依存する揚力よりもより大きな揚力を創出する。

[0034]前述のテキストは、多数の異なる実施形態の詳細な説明について説明しているが、保護の範囲は後に続く特許請求の範囲の文言によって定義されることが理解されるべきである。詳細な説明は、例示的にすぎないと解釈されるべきであり、あらゆる可能な実施形態について説明することは、実行不可能な場合、非実用的であるので、あらゆる可能な実施形態について説明するものではない。多数の代替実施形態が、現在の技術または本特許の出願日以降に開発される技術のどちらかを使用して実施可能であり、依然として特許請求の範囲に含まれる。

[0035]したがって、多数の修正および変形が、本特許請求の範囲の趣旨および範囲から逸脱することなく、本明細書において説明および図示される技法および構造においてなされ得る。したがって、本明細書において説明される方法および装置は例示にすぎず、特許請求の範囲を限定するものではないことが理解されるべきである。

Claims (20)

1. 外部を所定の調節可能な速度で推進流体が流れる出口構造を備えるエジェクタと、そして、
   前縁を有し、そして、上をエジェクタからの推進流体が流れるよう出口構造の下流直後に配置されている第１操縦表面と、
   を備える乗り物に結合される推進システム。
2. 前記システムの動作の間、エジェクタからの推進流体のみが前記操縦表面上を流れる、請求項１に記載の推進システム。
3. 拡散構造と、
   拡散構造に結合され、そして、乗り物により創出された一次流体を拡散構造へと導入するよう構成される少なくとも１つの導管と、
   拡散構造に結合され、そして、乗り物に対し利用しやすく二次流体を拡散構造へと導入するよう構成される吸込み構造と、
   をエジェクタがさらに備え、
   ここにおいて、拡散構造が前記出口構造を備え、そして、前記推進流体が前記一次及び二次流体を含む、
   請求項１に記載の推進システム。
4. エジェクタが凸状表面をさらに備え、
   前記拡散構造が凸状表面に結合され、そして、
   少なくとも１つの導管が前記凸状表面に結合されるとともに、前記一次流体を前記凸状表面へと導入するよう構成される、
   請求項３に記載の推進システム。
5. 前記操縦表面の全体が前記前縁に対し平行に向く軸の回りに回転可能である、請求項１に記載の推進システム。
6. 前記出口構造が非対称である、請求項１に記載の推進システム。
7. 前記出口構造が第１及び第２側方対向縁を備え、そして、
   前記第１側方対向縁が前記第２側方対向縁よりも大きな曲率半径を有する、
   請求項６に記載の推進システム。
8. 前縁を有しているとともに乗り物に直接結合される第２操縦表面をさらに備え、
   ここにおいて、前記第１操縦表面の前記前縁が前記第２操縦表面の前記前縁に対し非零角度であるよう前記第１操縦表面が前記第２操縦表面に対し結合される、
   請求項１に記載の推進システム。
9. 本体と、
   前記本体に対し結合される一次エアフォイルと、
   前記本体に対し結合され、そして、ガスストリームを創出しているガス発生機と、
   前記発生機に対し流体的に結合される導管と、
   前記導管に対し流体的に結合され、そして、前記一次エアフォイル中に埋設され、その外を所定の調節可能な速度でガスストリームが流れる出口構造を備える、エジェクタと、そして、
   前縁を有するとともに、エジェクタからのガスストリームが前記前縁上を流れるよう前記出口構造の下流直後に配置される二次エアフォイルと、
   を備える乗り物。
10. 前記ガス発生機が前記本体中に配置される、請求項９に記載の乗り物。
11. 前記一次エアフォイルが後縁を備え、そして、少なくとも１つの前記エジェクタが前記一次エアフォイルの後縁から直接的にガスストリームを噴出する、請求項９に記載の乗り物。
12. 前記発生機により創出されたガスストリームが前記乗り物の推進の唯一の手段である、請求項９に記載の乗り物。
13. 前記二次エアフォイルの全体が前記前縁に対し平行に向く軸の回りに回転可能である、請求項９に記載の乗り物。
14. 前記エジェクタが１８０°角に亘って回転可能である、請求項９に記載の乗り物。
15. 前記出口構造が非円形である、請求項９に記載の乗り物。
16. 乗り物のための推進システムであって、
    前記乗り物に対し結合される一次エアフォイルと、
    前記乗り物に対し結合されるとともに前記一次エアフォイル上を流れる流体の下流に位置する第１増強エアフォイルと、そして、
    第１増強エアフォイルの下流直後に配置される二次エアフォイルと、
    を備え、
    前記第１増強エアフォイルが、第１出力構造及び第１出力構造に結合される少なくとも１つの第１導管を備え、前記少なくとも１つの第１導管は前記乗り物により創出された一次流体を第１出力構造へと導くよう構成され、前記第１出力構造は、前記一次エアフォイルに向かい、そして前記第１増強エアフォイルの外部へ導入された一次流体のための出口を提供するよう構成される第１終端を備え、
    前記二次エアフォイルは前記一次エアフォイル上を流れる流体及び前記第１増強エアフォイルからの前記一次流体が前記二次エアフォイル上を流れる、
    推進システム。
17. 前記乗り物に対し結合され、前記一次エアフォイル上を流れる流体の下流に位置する第２増強エアフォイルをさらに備え、
    前記第１及び第２増強エアフォイルの夫々は前記一次エアフォイルに向かって配置される前縁を有し、前記第１増強エアフォイルは前記第２増強エアフォイルに対向し、これにより、
    前記第１及び第２増強エアフォイルは拡散領域を規定し、そして、
    前記前縁は前記一次流体及び前記一次エアフォイル上を流れる流体を受け、そして前記拡散領域へと導くよう構成される入口領域を規定し、
    前記拡散領域は、導入された一次流体及び前記一次エアフォイル上を流れる流体を混合し前記二次エアフォイルへと提供するよう構成される一次終端を備える、
    請求項１６に記載の推進システム。
18. 前記第２増強エアフォイルが、第２出力構造及び第２出力構造に結合される少なくとも１つの第２導管を備え、前記少なくとも１つの第２導管は前記乗り物により創出された一次流体を第２出力構造へと導くよう構成され、前記第２出力構造は、前記一次エアフォイルに向かい、そして前記第２増強エアフォイルの外への前記導入された一次流体のための出口を提供するよう構成される第２終端を備える、
    請求項１７に記載の推進システム。
19. 前記乗り物に対し前記第１増強エアフォイルを回転するよう構成される第１アクチュエータをさらに備える、請求項１６に記載の推進システム。
20. 前記乗り物に対し前記第２増強エアフォイルを回転するよう構成される第２アクチュエータをさらに備える、請求項１７に記載の推進システム。

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