JP3238261U - 機体の左右に１対の半円錐形のエアバッグを備えた落下防止飛行機 - Google Patents

Abstract

本考案は、機体の左右に１対の半円錐形のエアバッグを備えた落下防止飛行機を開示し、胴体の下部には、ランディングギアが設置され、胴体の尾部には、尾翼が設置され、支柱は、胴体の中部に垂直に固定され、サポートフレームは、胴体から離れる支柱の一端に固定され、サポートフレームが位置する平面は、水平面に対して斜めに設置され、サポートフレームの前端と胴体との間の間隔は、サポートフレームの後端と胴体との間の間隔より大きく、サポートフレームは、前端の縁が後端の縁より小さい台形フレームであり、第１の傘布と第２の傘布とは、両方とも台形であり、第１の傘布の二つの非平行縁と第２の傘布の二つの非平行縁とは、サポートフレームに固定され、動力装置は、胴体の中部の後端に固定される、動力装置の回転シャフトには、プロペラが固定される。目的は、従来の技術で従来の飛行機の前進動力が足りなくて落下しやすいという問題を解決することである。技術的効果は、飛行機の落下リスクを大幅に減少し、飛行機の航行動力が足りない時に傘布の浮力によってスライディング着陸する。【選択図】図１

Description

本考案は、２０１９年７月２６日中国特許庁に提出した、出願番号が中国特許出願公開第２０１９２１２０１８５６．Ｘ号明細書であり、出願の名称が「機体の左右に１対の半円錐形のエアバッグを備えた落下防止飛行機」である中国特許出願に対して優先権を主張し、本考案は、当該中国特許出願の全文を引用する。

本考案の実施例は、航空機の技術分野に関し、具体的には、機体の左右に１対の半円錐形のエアバッグを備えた落下防止飛行機に関する。

航空技術の発展に伴い、飛行機の落下による損失は、比較的に大きく、例えば、パラグライダー、パワードデルタ、及び超軽量型飛行機などの従来の有人飛行機は、左右の翼の歪みと横方向の不安定性のために人が亡くなる事故が発生している。既存のドローンは広く使用されており、航空写真や薬物噴霧等の操作に使用されるドローンは、常に高価な撮影機器や医薬品を携帯することがあり、固定翼ドローンの動力が不足すると、落下しやすいという問題が発生する。

中国特許出願公開第２０１９２１２０１８５６．Ｘ号明細書

このため、本考案の実施例は、従来の技術による従来の飛行機の前進動力が足りなくて落下しやすいという問題を解決するために、機体の左右に１対の半円錐形のエアバッグを備えた落下防止飛行機を提供する。

前述の目的を実現するために、本考案の実施例は、以下のような技術的解決策を提供する。

本考案の実施例の第１の態様によれば、胴体と、胴体の下部に設置されるランディングギアと、胴体の尾部に設置される尾翼とを含む機体の左右に１対の半円錐形のエアバッグを備えた落下防止飛行機は、支柱と、サポートフレームと、第１の傘布と、第２の傘布と、動力装置と、プロペラをさらに含み、支柱は、胴体の中部に垂直に固定され、サポートフレームは、胴体から離れる支柱の一端に固定され、サポートフレームが位置する平面は、水平面に対して斜めに設置され、サポートフレームの前端と胴体との間の間隔は、サポートフレームの後端と胴体との間の間隔より大きく、サポートフレームは、前端の縁が後端の縁より小さい台形フレームであり、第１の傘布と第２の傘布とは、両方とも台形であり、第１の傘布の二つの非平行縁と第２の傘布の二つの非平行縁とは、サポートフレームに固定され、動力装置は、胴体の中部の後端に固定され、動力装置の回転シャフトには、プロペラが固定される。

さらに、サポートフレームは、センターロッドと、第１のクロスロッドと、第２のクロスロッドと、第１のサイドロッドと、第２のサイドロッドとを含み、センターロッドは、胴体から離れる支柱の一端に斜めに固定され、センターロッドの前端と胴体との間の間隔は、センターロッドの後端と胴体との間の間隔より大きく、第１のクロスロッドは、センターロッドの前端に垂直に固定され、第２のクロスロッドは、センターロッドの中部の後端に垂直に固定され、第１のクロスロッドと第２のクロスロッドとは、同じ水平面に位置され、第１のクロスロッドと第２のクロスロッドとは、それぞれセンターロッドに対して対称し、第１のクロスロッドの長さは、第２のクロスロッドの長さより短く、第１のサイドロッドと第２のサイドロッドとは、それぞれセンターロッドの両側に設置され、第１のサイドロッドの一端は、第１のクロスロッドの一端に固定され、第１のサイドロッドの中部は、第２のクロスロッドの一端に固定され、第２のサイドロッドの一端は、第１のクロスロッドの他の一端に固定され、第２のサイドロッドの中部は、第２のクロスロッドの他の一端に固定され、第１の傘布の二つの非平行縁は、それぞれセンターロッドと第１のサイドロッドとに固定され、第２の傘布の二つの非平行縁は、それぞれセンターロッドと第２のサイドロッドとに固定される。

さらに、第１の傘布と第２の傘布との形状は、同じであり、第１の傘布の前端の台形縁の長さは、第１のクロスロッドの長さの半分より長く、第２の傘布の前端の台形縁は、第１のクロスロッドの長さの半分より長い。

さらに、補強リブ板をさらに含み、支柱とセンターロッドとの接続部には、２枚の補強リブ板が設置され、２枚の補強リブ板は、同一平面に位置され、それぞれ支柱の前後の両側に位置される。

さらに、動力装置は、内燃エンジンまたは電気モーターである。

さらに、ランディングギアは、一つのフロントランディングブラケットと二つのリアランディングブラケットとを含み、一つのフロントランディングブラケットは、胴体の底部の前端に固定され、二つのリアランディングブラケットは、胴体の底部の中部に固定され、一つのフロントランディングブラケットと二つのリアランディングブラケットとは、三角形に配置される。

さらに、第１の傘布と第２の傘布とは、両方とも不透明なナイロンシルクを使用して作製される。

さらに、支柱の長さは、胴体の前端と尾翼の後端との間の長さと同じである。

さらに、２本の第１のプルロープをさらに含み、第１のクロスロッドの両端には、それぞれ１本の第１のプルロープが固定され、第１のクロスロッドから離れる２本の第１のプルロープの一端は、それぞれ胴体に固定される。

さらに、２本の第２のプルロープをさらに含み、第２のクロスロッドの両端には、それぞれ１本の第２のプルロープが固定され、第２のクロスロッドから離れる２本の第２のプルロープの一端は、それぞれ胴体に固定される。

本考案は、次のような利点がある。本考案を介して、飛行機の翼の左右の歪みによって引き起こされるバランスが崩れる現象を回避する。使用時には、第１の傘布と第２の傘布とは、風の作用で上向きに突出する二つの円錐形の曲面を形成し、飛行機が動力を失った後の落下を回避する。動力装置は、コックピットの後ろに設置され、振動の発生を減少し、本考案の飛行機の第１の傘布と第２の傘布とは、両方とも台形に設置され、空気を集める能力を大幅に向上させ、より大きな空気の浮力、安定した飛行、高い安全性を有し、偶発的な落下による有人飛行機の死傷またはドローンの貴重な機器の損傷を効果的に回避する。

本考案のいくつかの実施例によって提供される、機体の左右に１対の半円錐形のエアバッグを備えた落下防止飛行機の正面図である。 図１で提供される機体の左右に１対の半円錐形のエアバッグを備えた落下防止飛行機の上面図である。 図１で提供される機体の左右に１対の半円錐形のエアバッグを備えた落下防止飛行機の右側面図である。 本考案の他のいくつかの実施例によって提供される機体の左右に１対の半円錐形のエアバッグを備えた落下防止飛行機の正面図である。 図４で提供される機体の左右に１対の半円錐形のエアバッグを備えた落下防止飛行機の右側面図である。

本考案の実施形態または先行技術における技術的解決手段をより明確に説明するために、実施形態または先行技術の説明に必要となる図面を簡単に紹介する。以下の説明の図面は、明らかに単なる例示であり、当業者にとっては創造的な作業なしに提供された図面から他の実施図面を導出することができる。

本明細書に示されている構造、比率、大きさ等は、この技術に精通している人々が理解して読むために、明細書に開示される内容に併せるためにのみに使用され、本考案の実施可能な条件を制限することを意図したものではない。そのため、技術的に実質的な意味を有さないし、任意の構造の変更、比率関係の変化、または大きさの調整は、本考案によって発生できる効果と達成できる目的に影響を与えることはなく、本考案で開示される技術的内容の範囲内に含まれるものとする。

以下に、特定な具体的実施例により本考案の実施形態を説明する。この技術に精通している人々は、本明細書に開示される内容によって本考案の他の利点と効果を容易に理解することができる。説明された実施例がすべての実施例ではないことは明らかであり、本考案の一部の実施例である。本考案の実施例に基づいて、当業者が創造的な作業なしに得られた他のすべての実施形態は、本考案の保護範囲に属する。

図１、図２及び図３に示されたように、本実施例における胴体１と、胴体１の下部に設置されるランディングギアと、胴体１の尾部に設置される尾翼１３とを含む機体の左右に１対の半円錐形のエアバッグを備えた落下防止飛行機は、支柱２と、サポートフレームと、第１の傘布９と、第２の傘布８と、動力装置１４と、プロペラ１５を含み、支柱２は、長方形鋼管または円形鋼管で作製され、支柱２は、胴体１の中部に垂直に固定され、サポートフレームは、胴体１から離れる支柱２の一端に固定され、サポートフレームが位置する平面は、水平面に対して斜めに設置され、サポートフレームの前端と胴体１との間の間隔は、サポートフレームの後端と胴体１との間の間隔より大きく、サポートフレームは、前端の縁が後端の縁より小さい台形フレームであり、第１の傘布９と第２の傘布８とは、両方とも台形であり、第１の傘布９の二つの非平行縁と第２の傘布８の二つの非平行縁とは、サポートフレームに固定され、第１の傘布９と第２の傘布８との前端の縁は、胴体１の長さ方向に垂直され、第１の傘布９と第２の傘布８との前端の縁は、両方とも空気入口であり、第１の傘布９と第２の傘布８との後端の縁は、両方とも空気出口であり、動力装置１４は、胴体１の中部の後端に固定され、動力装置１４の回転シャフトには、プロペラ１５が固定され、飛行する時、第１の傘布９と第２の傘布８とは、風の作用で半円錐形のエアバッグを形成する。

説明するべき点として、例えば、いくつかの具体的な実施例におけるパラグライダー、パワードデルタ、及び超軽量型飛行機等の従来の飛行機はしばしば落ちて、人が死亡する。その理由は、飛行中の左右の翼の歪み、左右のバランスの崩れ、横方向の不安定性である。本考案はこの問題を解決するために特別に考案され、機体の左右に気密性の半円錐形のエアバッグをそれぞれ設置することで、飛行中に大量の空気を集めることができるように設計され、左右に強力な二つの手があり、飛行機が平穏且つ安全に前を向って飛び、飛行機の横方向の安定性が大幅に向上させ、翼が左右に歪むことなく、飛行の安全を確保することができる。この他に、胴体１の中段の附近には、一つの支柱２があり、上部のサポートフレームは、円錐形エアバッグのフレームであり、尾部には、水平尾翼と垂直尾翼とを有し、円錐形エアバッグのフレームは、５本の合金アルミニウムチューブで構成されている。ここで、センターロッド３と、第１のサイドロッド６と、第２のサイドロッド７との３本のロッドの長さは等しく、フロントクロスチューブは、１本の第１のクロスロッド４であり、リアクロススチューブは、１本の第２のクロスロッド５であり、フロントの第１のクロスロッド４と長さが等しく、合計５本のアルミニウム合金チューブで左右に円錐形のエアバッグを備えたフレームを構成する。第１のクロスロッド４であるフロントクロスチューブの左右の両端には、フロントクロスチューブが水平になるように、２本の同じ長さのスチールケーブルがノーズの左右に接続されて固定され、同様に、第２のクロスロッド５であるリアクロススチューブの左右の両端には、リアクロススチューブが水平になるようにする２本の同じ長さのスチールケーブルが機体の両側に固定され、振動を回避するために、エンジンと電気モーターとは支柱２ではなく、支柱２のすぐ後ろの短いエンジンシートに取り付けることができ、エンジンまたは電気モーターには、プロペラ１５が取り付けられ、ランディングギアは、スライディングと離陸と着陸のために、前部に１輪、後部に２輪である３点であり、左右の半円錐形エアバッグは、パラシュート用の気密性の磨かれた綿シルクで作製される。

本実施例の飛行中、第１の傘布９と第２の傘布８とは、風の作用で支柱２が位置する垂直面に対して対称する二つのエアバッグを形成し、エアバッグの下部は、前端が小さく後端が大きい円錐形の面であり、飛行機の飛行に対する強力な浮力サポートを向上させる。

本実施例によって達成される技術的効果は、以下のとおりである。本実施例を介して、飛行機の翼の左右の歪みによって引き起こされる、バランスが崩れる現象を回避する。使用時には、第１の傘布９と第２の傘布８とは、風の作用で上向きに突出する二つの円錐形の曲面を形成し、飛行機が動力を失った後の落下を回避する。動力装置１４は、コックピットの後ろに設置され、振動の発生を減少し、本実施例の飛行機の第１の傘布９と第２の傘布８とは、両方とも台形に設置され、空気を集める能力を大幅に向上させ、より大きな空気の浮力、安定した飛行、高い安全性を有し、偶発的な落下による有人飛行機の死傷または貴重なドローン機器の損傷を効果的に回避する。

図１、図２及び図３に示したように、本実施例における機体の左右に１対の半円錐形のエアバッグを備えた落下防止飛行機は、実施例１におけるすべての技術的特徴を含み、それ以外に、サポートフレームは、センターロッド３と、第１のクロスロッド４と、第２のクロスロッド５と、第１のサイドロッド６と、第２のサイドロッド７とを含み、例えば、センターロッド３と、第１のクロスロッド４と、第２のクロスロッド５と、第１のサイドロッド６と、第２のサイドロッド７は、すべて円形パイプまたは長方形鋼管であり、互いに溶接されてサポートフレームを形成し、センターロッド３は、胴体１から離れる支柱２の一端に斜めに固定され、センターロッド３の前端と胴体１との間の間隔は、センターロッド３の後端と胴体１との間の間隔より大きく、好ましくは、センターロッド３と水平面との間の夾角は、１６°から２４°の間であり、第１のクロスロッド４は、センターロッド３の前端に垂直に固定され、第２のクロスロッド５は、センターロッド３の中部の後端に垂直に固定され、第１のクロスロッド４と第２のクロスロッド５とは、同じ水平面に位置され、第１のクロスロッド４と第２のクロスロッド５とは、それぞれセンターロッド３に対して対称し、第１のクロスロッド４の長さは、第２のクロスロッド５の長さより短く、第１のサイドロッド６と第２のサイドロッド７とは、それぞれセンターロッド３の両側に設置され、第１のサイドロッド６の一端は、第１のクロスロッド４の一端に固定され、第１のサイドロッド６の中部は、第２のクロスロッド５の一端に固定され、第２のサイドロッド７の一端は、第１のクロスロッド４の他の一端に固定され、第２のサイドロッド７の中部は、第２のクロスロッド５の他の一端に固定され、ここで、第１のクロスロッド４と、センターロッド３と、第２のクロスロッド５と、第１のサイドロッド６とは、直角台形に囲まれ、第１のクロスロッド４と、センターロッド３と、第２のクロスロッド５と、第２のサイドロッド７とも、直角台形に囲まれ、二つの直角台形の直角が隣接し、第１の傘布９の二つの非平行縁は、それぞれセンターロッド３と第１のサイドロッド６とに固定され、第２の傘布８の二つの非平行縁は、それぞれセンターロッド３と第２のサイドロッド７とに固定され、第１の傘布９と第２の傘布８との形状は、同じであり、第１の傘布９の前端の台形縁の長さは、第１のクロスロッド４の長さの半分より長く、第２の傘布８の前端の台形縁は、第１のクロスロッド４の長さの半分より長く、補強リブ板１２をさらに含み、支柱２とセンターロッド３との接続部には、２枚の補強リブ板１２が設置され、２枚の補強リブ板１２は、同一平面に位置され、それぞれ支柱２の前後の両側に位置される。

本実施例によって達成される技術的効果は以下のとおりである。複数のロッドが接続された構造としてサポートフレームを設定することにより、サポートフレームの重力が低減され、飛行の安定性が向上され、第１の傘布９の前端の縁を第１のクロスロッド４の長さの半分より大きく設置することと、第２の傘布８の前端の縁を第１のクロスロッド４の長さの半分より大きく設置することとにより、飛行中、第１の傘布９と第２の傘布８との両方が、風の作用で上向きに突出する円錐形エアバッグを形成することができ、飛行機の飛行に対する支持力が強化され、動力装置１４の動力が足りない時に発生する飛行機の落下現象を回避し、補強リブ板１２を設置することにより、支柱２とセンターロッド３との間の接続強度を強化する。

図１、図２及び図３に示されたように、本実施例における機体の左右に１対の半円錐形のエアバッグを備えた落下防止飛行機は、実施例２におけるすべての技術的特徴を含み、それ以外に、動力装置１４は内燃エンジンまたは電気モーターであり、動力装置１４が電気モーターである場合、飛行機の胴体１には、電気モーターに電気エネルギーを供給するバッテリーをさらに設置され、ランディングギアは、一つのフロントランディングブラケット１０と二つのリアランディングブラケット１１とを含み、フロントランディングブラケット１０とリアランディングブラケット１１とは、両方とも接続ロッドに端部にローラーが固定される構造であり、一つのフロントランディングブラケット１０は、胴体１の底部の前端に固定され、二つのリアランディングブラケット１１は、胴体１の底部の中部に固定され、一つのフロントランディングブラケット１０と二つのリアランディングブラケット１１とは、三角形に配置され、第１の傘布９と第２の傘布８とは、両方とも不透明なナイロンシルクを使用して作製され、支柱２の長さは、胴体１の前端と尾翼１３の後端との間の長さと同じである。

本実施例によって達成される技術的効果は、以下のとおりである。動力装置１４を内燃エンジンまたは電気モーターに設置することにより、動力の選択性を増加し、後端が前端より大きい後部三角式ランディングギアを設置することにより、構造が安定し、第１の傘布９と第２の傘布８とを不透明なナイロンシルクで作製された素材を使用することにより、光透過性が飛行機に対する影響を減少し、同時に、材料の支持力がより強く、支柱２の長さを胴体１の前端から尾翼１３の後端までの長さと同じに設置することにより、製造の難易度を低減する。

図４と図５とに示されたように、本実施例における機体の左右に１対の半円錐形のエアバッグを備えた落下防止飛行機は、実施例３におけるすべての技術的特徴を含み、それ以外に、２本の第１のプルロープ１６をさらに含み、第１のクロスロッド４の両端には、それぞれ１本の第１のプルロープ１６が固定され、第１のクロスロッド４から離れる２本の第１のプルロープ１６の一端は、それぞれ胴体１に固定され、２本の第２のプルロープ１７をさらに含み、第２のクロスロッド５の両端には、それぞれ１本の第２のプルロープ１７が固定され、第２のクロスロッド５から離れる２本の第２のプルロープ１７の一端は、それぞれ胴体１に固定され、本実施例における第１のプルロープ１６と第２のプルロープ１７とは、両方ともナイロンロープまたはスチールワイヤーロープで作製され、第１のプルロープ１６の両端は、ボルト等の固定接続部によって第１のクロスロッド４と胴体１とに接続され、第２のプルロープ１７の両端は、ボルト等の固定接続部によって第２のクロスロッド５と胴体１とに接続される。

本実施例によって達成される技術的効果は、以下のとおりである。２本の第１のプルロープ１６と２本の第２のプルロープ１７とを設置することにより、サポートフレームと胴体１との接続の安定性が著しく改善され、支柱２と胴体１との接続部の応力強度が減少され、支柱２とサポートフレームとの寿命が増加される。

上記で、一般的な説明及び具体的な実施例を使用して本考案を詳細に説明したが、本考案に基づいて、いくつかの修正または改善を行うことができ、これは、当業者にとって明らかである。従って、本考案の精神から逸脱することなく行われたこれらの修正または改善は、本考案の保護範囲に属する。

本明細書で引用された「上」、「下」、「左」、「右」、「中間」などの用語は、説明を容易にするためだけであり、本考案の実施可能な範囲を制限するために使用されるものではないし、その相対的な関係の変更または調整は、実質的な技術的変更のない場合、本考案の実施可能な範囲と見なされる。

１ 胴体
２ 支柱
３ センターロッド
４ 第１のクロスロッド
５ 第２のクロスロッド
６ 第１のサイドロッド
７ 第２のサイドロッド
８ 第２の傘布
９ 第１の傘布
１０ フロントランディングブラケット
１１ リアランディングブラケット
１２ 補強リブ板
１３ 尾翼
１４ 動力装置
１５ プロペラ
１６ 第１のプルロープ
１７ 第２のプルロープ

Claims (10)

1. 胴体（１）と、前記胴体（１）の下部に設置されるランディングギアと、前記胴体（１）の尾部に設置される尾翼（１３）とを含む機体の左右に１対の半円錐形のエアバッグを備えた落下防止飛行機であって、
   支柱（２）と、サポートフレームと、第１の傘布（９）と、第２の傘布（８）と、動力装置（１４）と、プロペラ（１５）とをさらに含み、前記支柱（２）は、前記胴体（１）の中部に垂直に固定され、前記サポートフレームは、前記胴体（１）から離れる前記支柱（２）の一端に固定され、前記サポートフレームが位置する平面は、水平面に対して斜めに設置され、前記サポートフレームの前端と前記胴体（１）との間の間隔は、前記サポートフレームの後端と前記胴体（１）との間の間隔より大きく、前記サポートフレームは、前端の縁が後端の縁より小さい台形フレームであり、前記第１の傘布（９）と前記第２の傘布（８）とは、両方とも台形であり、前記第１の傘布（９）の二つの非平行縁と前記第２の傘布（８）の二つの非平行縁とは、前記サポートフレームに固定され、前記動力装置（１４）は、前記胴体（１）の中部の後端に固定され、前記動力装置（１４）の回転シャフトには、前記プロペラ（１５）が固定されることを特徴とする、前記機体の左右に１対の半円錐形のエアバッグを備えた落下防止飛行機。
2. 前記サポートフレームは、センターロッド（３）と、第１のクロスロッド（４）と、第２のクロスロッド（５）と、第１のサイドロッド（６）と、第２のサイドロッド（７）とを含み、前記センターロッド（３）は、前記胴体（１）から離れる前記支柱（２）の一端に斜めに固定され、前記センターロッド（３）の前端と前記胴体（１）との間の間隔は、前記センターロッド（３）の後端と前記胴体（１）との間の間隔より大きく、前記第１のクロスロッド（４）は、前記センターロッド（３）の前端に垂直に固定され、前記第２のクロスロッド（５）は、前記センターロッド（３）の中部の後端に垂直に固定され、前記第１のクロスロッド（４）と前記第２のクロスロッド（５）とは、同じ水平面に位置され、前記第１のクロスロッド（４）と前記第２のクロスロッド（５）とは、すべてそれぞれ前記センターロッド（３）に対して対称し、前記第１のクロスロッド（４）の長さは、前記第２のクロスロッド（５）の長さより短く、前記第１のサイドロッド（６）と前記第２のサイドロッド（７）とは、それぞれ前記センターロッド（３）の両側に設置され、前記第１のサイドロッド（６）の一端は、前記第１のクロスロッド（４）の一端に固定され、前記第１のサイドロッド（６）の中部は、前記第２のクロスロッド（５）の一端に固定され、前記第２のサイドロッド（７）の一端は、前記第１のクロスロッド（４）の他の一端に固定され、前記第２のサイドロッド（７）の中部は、前記第２のクロスロッド（５）の他の一端に固定され、前記第１の傘布（９）の二つの非平行縁は、それぞれ前記センターロッド（３）と前記第１のサイドロッド（６）とに固定され、前記第２の傘布（８）の二つの非平行縁は、それぞれ前記センターロッド（３）と前記第２のサイドロッド（７）とに固定されることを特徴とする、
   請求項１に記載の機体の左右に１対の半円錐形のエアバッグを備えた落下防止飛行機。
3. 前記第１の傘布（９）と前記第２の傘布（８）との形状は、同じであり、前記第１の傘布（９）の前端の台形縁の長さは、前記第１のクロスロッド（４）の長さの半分より長く、前記第２の傘布（８）の前端の台形縁は、前記第１のクロスロッド（４）の長さの半分より長いことを特徴とする、
   請求項２に記載の機体の左右に１対の半円錐形のエアバッグを備えた落下防止飛行機。
4. 補強リブ板（１２）をさらに含み、前記支柱（２）と前記センターロッド（３）との接続部には、２枚の前記補強リブ板（１２）が設置され、２枚の前記補強リブ板（１２）は、同一平面に位置され、それぞれ前記支柱（２）の前後の両側に位置されることを特徴とする
   請求項２に記載の機体の左右に１対の半円錐形のエアバッグを備えた落下防止飛行機。
5. 前記動力装置（１４）は、内燃エンジンまたは電気モーターであることを特徴とする
   請求項１に記載の機体の左右に１対の半円錐形のエアバッグを備えた落下防止飛行機。
6. 前記ランディングギアは、一つのフロントランディングブラケット（１０）と二つのリアランディングブラケット（１１）とを含み、一つの前記フロントランディングブラケット（１０）は、前記胴体（１）の底部の前端に固定され、二つの前記リアランディングブラケット（１１）は、前記胴体（１）の底部の中部に固定され、一つの前記フロントランディングブラケット（１０）と二つの前記リアランディングブラケット（１１）とは、三角形に配置されることを特徴とする、
   請求項１に記載の機体の左右に１対の半円錐形のエアバッグを備えた落下防止飛行機。
7. 前記第１の傘布（９）と前記第２の傘布（８）とは、両方とも不透明なナイロンシルクを使用して作製されることを特徴とする、
   請求項１に記載の機体の左右に１対の半円錐形のエアバッグを備えた落下防止飛行機。
8. 前記支柱（２）の長さは、前記胴体（１）の前端と前記尾翼（１３）の後端との間の長さと同じであることを特徴とする、
   請求項１に記載の機体の左右に１対の半円錐形のエアバッグを備えた落下防止飛行機。
9. ２本の第１のプルロープ（１６）をさらに含み、前記第１のクロスロッド（４）の両端には、それぞれ１本の前記第１のプルロープ（１６）が固定され、前記第１のクロスロッド（４）から離れる２本の前記第１のプルロープ（１６）の一端は、それぞれ前記胴体（１）に固定されることを特徴とする、
   請求項２に記載の機体の左右に１対の半円錐形のエアバッグを備えた落下防止飛行機。
10. ２本の第２のプルロープ（１７）をさらに含み、前記第２のクロスロッド（５）の両端には、それぞれ１本の前記第２のプルロープ（１７）が固定され、前記第２のクロスロッド（５）から離れる２本の前記第２のプルロープ（１７）の一端は、それぞれ前記胴体（１）に固定されることを特徴とする、
    請求項９に記載の機体の左右に１対の半円錐形のエアバッグを備えた落下防止飛行機。

Images