JPH01301495A - 揚力発生装置および揚力発生装置を用いた飛行体ならびに揚力発生方法 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は空中移動のための揚力発生装置および同装置を
用いた飛行体ならびに揚力発生方法に関するものである
。

〔従来の技術〕

従来、空中移動、とくに垂直移動のための揚力発生方式
として、ヘリコプタのように回転翼（〇−タ）によって
上向きの推力を得る方式が採用されている。

〔発明が解決しようとする課題〕

しかし、このロータ方式によると、ロータ回転による危
険が伴うとともに、ロータ騒音が大きく、また、〇−夕
が少しの障害物によっても破損しやすい等の欠点があっ
た。

一方、このロータ方式に代わるものとして、特開昭６１
−２６８５９７号公報に示されているように、ターボフ
ァンによって円形翼の前方から取入れた高速空気をＬ字
形通路を介して翼上面中心部に導き、ここから翼体周縁
に向けて噴出させることにより、翼上面側を負圧にして
揚力を得る方式が公知となっている。

しかし、この方式によると、肩上面に噴出される高速空
気は、噴出直後に大気開放によって低速化すること、タ
ーボファンのみによる空気導入のため噴出空気の絶対値
が不十分であることにより、思うような負圧状態が得ら
れず、したがって十分な揚力が発生しないという欠点が
あった。

そこで本発明は、導入空気による翼上面側と下面側の圧
力差によって揚力を得る方式をとりながら、十分な揚力
を発生させることができる揚力発生装置および同装置を
用いた飛行体ならびに揚力発生方法を提供するものであ
る。

〔課題を解決するための手段〕

本発明の揚力発生装置は、外周側が下向きに曲げられた
円形の飛行藺と、この飛行翼に設けられた高速ガス発生
装置と、この高速ガス発生装置から供給される高速ガス
を上記飛行謂の下面側に形成された下側が開放する椀状
空間部にその中心側から外周側に向けて噴出する噴出口
と、この噴出口からの高速ガスの噴出に基づく吸引作用
によって上記椀状空間部外の空気を二次流体として椀状
空間部に吸引する吸引口とを具備してなるものである。

また、上記構成において、飛行宵の下側に、飛行翼より
も小径の補助翼が設けられ、この補助翼と飛行翼との間
に噴出口と吸引口とが形成され、かつ補助翼は、噴出口
から噴出される高速ガス流が補助翼上面に沿う壁面噴流
となるような凸曲面に形成されたものである。

上記高速ガス発生装置としては具体的に種々選択しうる
ところであるが、好適するものとして、ターボファンエ
ンジンを用いることができる。

また、上記吸引口から吸引される外部空気として□、タ
ーボファンエンジンのターボファンによる圧縮空気を用
いる構成をとることができる。

さらに、椀状空間部外の空気を吸引口とは別の経路で吸
入する第２の吸引口を設けてもよい。

加えて、椀状空間部に燃焼手段を設けて、アフターバー
ニングを起こさせることもできる。

また、噴出口を、円周上に配置された多数のノズルで形
成してもよい。

さらに、この各ノズルに開閉弁を設け、ノズルの開閉制
御によって高速ガスの噴出量を円周方向の各部分で変化
させうるように構成してもよい。

また、このような揚力発生装置にキャビンを取付けて飛
行体を構成することができる。

一方、本発明の揚力発生方法は、高速ガスを、下側が開
放した椀状空間部に噴出させ、・この噴出ガス流による
空気吸引作用により椀状空間部外の空気を同空間部に吸
引するものである。

また、吸引される二次流体（外部空気）として、ターボ
ファンエンジンのターボファンによる圧縮空気を用いる
ことができる。

さらに、ターボファンエンジンが椀状空間部のほぼ中心
軸上に配置される場合に、ターボファンの回転と反対方
向の回転力を発生させるために、ターボファンエンジン
の燃焼ガスを、椀状空間部の中心側から同空間部の径方
向に対してターボファンの回転方向に傾斜する方向に噴
出させるようにしでもよい。

〔作用） 上記のように構成された揚力発生装置、および同装置を
用いた飛行体、ならびに揚力発生方法によると、飛行間
の下面側に形成された椀状空間部に、高速ガス流と、こ
の高速ガス流に基づく空気吸引作用によって外部から導
入される空気とが噴出され、この混合流により同空間部
内の静圧が上昇して揚力が発生する。このように、大量
の高速ガス流による空気吸引作用、すなわちエジェクタ
ー効果を利用して外部空気をさらに大量に導入しうるた
め、十分な揚力を発生させることができる。

また、飛行間の下側に、噴出口からの高速ガス流を壁面
噴流とする凸曲面をもった補助田を設けることにより、
補助翼上面側が負圧状態となってエジェクター効果が増
大するとともに、補助翼にも揚力が発生するため、装置
全体の揚力が一層高められることとなる。

一方、ターボファンエンジンの燃焼ガスを高速ガスとし
て用いることにより、上記混合流が高温となるため、揚
力増大に効果がある。

さらに、二次流体として、ターボファンエンジンのター
ボファンによる圧縮空気を利用することにより、大量の
外部空気を動員することができる。

さらにまた、外部空気を、上記吸引口とは別の第２の吸
引口からも噴出させる構成とすることにより、エジェク
ター効果を高めて導入空気量をざらに増大させることが
できる。

また、噴出ガスをさらに燃焼させる所謂アフターバーニ
ングを起こさせることにより、揚力が一層増加すること
となる。

一方、噴出口を、円周上に配置された多数のノズルで構
成することにより、高速噴出流と吸引空気との混合作用
を促進させることができる。　加えて、各ノズルに開閉
弁を設け、噴出ガス量を円周方向の各部分で変化させる
ことにより、水平移動の推力を発生させることができる
。

〔実施例〕

本発明の実施例を図によって説明する。

第１図に本発明の第１実施例、第２図乃至第５図に第２
実施例、第６図に第３実施例をそれぞれ示している。

第１実施例 第１図において、１は円形の飛行間で、この飛行間１は
中空ドーナツ状の水平な本体２０周縁部に全周に亘って
立下がり壁３が一体に設けられた椀状に形成され、これ
ら本体２と立下がり壁３によって飛行翼下面側に、下側
が開放した椀状空間部（以下、単に空間部という）４が
形成されている。

この飛行間１には、本体２の下面中心部に運転要員等を
収容するキャビン５が取付けられるとともに、同上面中
央部に円筒形のｌｉ関フレーム６が設けられて機関室７
が形成され、これらによって飛行体Ａの本体が構成され
る。８はキャビン５の下側に設けられた着地脚である。

機関室７には、その中心軸（飛行１１および空間部４の
中心軸）ρ上に高速ガス発生装置としてのターボファン
エンジン９がターボファン１ｏを上にした竪形配置で設
けられ、このターボファンエンジン９の燃焼ガス（高速
高温ガス）がガス排出口９ａからガス通路１１を介して
、飛行翼本体２の下面側中央部に設けられたほぼ中空円
盤状の第１デイフユーザ１２に導かれるようになってい
る。

この第１デイフユーザ１２には、噴出口としてのエジェ
クター１３を構成する多数のノズル１３ａ・・・が円周
方向に一定間隔を置いて連通連結され、第１デイフユー
ザ１２に導かれた燃焼ガスがこれら各ノズル１３ａ・・
・に分配されて飛行翼１の空間部４にその中心側から周
辺側に向けて水平に噴出されるようになっている。

この場合、上記各ノズル１３ａ・・・は、第１デイフユ
ーザ１２に対して放射状でなく、デイフユーザ径方向（
中間部径方向）に対してターボファン１０の回転方向に
傾斜した状態（接線方向流速成分を適度に有する状態）
で設けられている。こうすることにより、各ノズル１３
ａ・・・から噴出される高速ガス流により、ターボファ
ン１０の回転力と反対方向の回転力が飛行体全体に発生
するため、ターボファン１０の回転による飛行体全体の
逆回転が防止される。

また、ガス通路１１の外周において、圧縮空気導入管と
しての空気通路１４が機関室７と空間部４とに跨って設
けられている。この空気通路１４の上端は、機関室７内
においてターボファン１０の空気送り込み口１０ａに、
下端は、第１デイフユーザ１２を取囲む形で飛行翼本体
２の中央部に配置された第２デイフユーザ１５にそれぞ
れ連通され、この第２デイフユーザ１５に、エジェクタ
ー１３の各ノズル１３ａ・・・の外周に同心配置で設け
られた多数の吸引口１６・・・が連通連結されている。

こうして、ターボファン１０によって取込まれ圧縮され
た外部空気が二つに分岐され、一方がエンジン９に、他
方が空気通路１４にそれぞれ導入され、この空気通路１
４に導入された圧縮空気が、第２デイフユーザ１５で各
吸引口１６・・・に分配されて、エジェクター１３の各
ノズル１３ａ・・・の周囲から二次流体として空間部４
内に吐出されるようになっている。１７は外部空気を機
関室７に取込む空気取入れ口、１８はこの空気取入れ口
１７から取入れた外部空気をターボファン１０に導く吸
気ダクトである。

また、機関フレーム６の下面側から飛行翼本体２の中心
部を介して空間部４における吸引口１６・・・の上部に
外気を導入する空気導入路１９が設けられ、吸引０１６
・・・からの空気流にによる吸引作用によって、飛行買
上面側の空気がこの空気導入路１９を介して空間部４側
聞口部（以下、第２の吸引口という）１９ａがら空間部
４内に吸引されるようになっている。

つぎに作用を説明する。

ターボファンエンジン９の運転により、その燃焼ガスが
ガス通路１１、第１デイフユーザ１２を通ってエジェク
ター１３の各ノズル１３ａ・・・から飛行１１の空間部
４内に水平に噴出されるとともに、ターボファン１０に
よる圧縮空気が空気通路１４、第２デイフユーザ１５を
通って各吸引口１６・・・から同空間部４内に導入され
る。このとき、上記各ノズル１３ａ・・・から噴出され
る一次流体としての高速の燃焼ガス流により、吸引口１
６・・・からの圧縮空気（二次流体）が吸引される所謂
エジェクター効果が発揮され、これにより圧縮空気の導
入量が増大する。

ざらに、この−次、二次両流体の混合流により、空気導
入路１９に取込まれた外部空気が第２の吸引口１９ａか
ら空間部４内に積極的に導入されるため、エジェクター
効果が高められ、益々、導入空気量が増大する。

こうして、燃焼ガスと外部空気による大量の混合ガス流
が発生する。この混合ガス流は、大容積の空間部４内で
急速に減速した後、飛行翼本体２の下面側から立下がり
壁３側に移動し、下向きの吹き下し流となって空間部４
下方に排出される。

この空間部４内に導入される混合ガス圧により空間部４
内の静圧が上昇し、これにより飛行翼１の下面側が、上
面側、すなわら大気圧よりも高圧となるため、飛行Ｉｌ
ｌに揚力が発生する。

このように、 （イ）飛行翼１の下面側（空間部４）の静圧を導入ガス
圧によって高める方式であるため、上面側を負圧にして
揚力を発生させる特開昭６１−２６８５９７号公報記載
の方式と比較して、揚力発生作用が確実なものとなるこ
と （ロ）ターボファンエンジン９の燃焼ガスだけでなく、
この燃焼ガスの噴出流による空気吸引作用（エジェクタ
ー効果）、さらにこの吸引された空気と燃焼ガスの混合
ガス流による空気吸引作用によって外部空気を空間部４
内に導入するため、導入空気の絶対量が十分となること により、十分な揚力を得ることができるものである。

また、ターボファンエンジン９による高温の燃焼ガスに
外部空気を加えた高温の混合ガスによって空間部４の静
圧を高めるため、この静圧上昇効果が高いものとなるこ
と、ターボファンエンジン９への空気吸入を飛行間１の
上面に沿って行なわせるため、飛行買上面側の負圧の絶
対値を上背させることができ、下面側との圧力差が一層
大きくなることにより、揚力増大が促進されることとな
る。

ざらに、ロータ方式と比較して、ロータ騒音がないこと
、騒音源である高速の燃焼ガスをこれよりも低速の吸引
空気によって二重に覆いうるため、燃焼ガスの吐出ｊｌ
！音を軽減できることにより、全体の騒音を遥かに小さ
く抑えることができる。

また、上記のように揚力発生効率が良いため、飛行間１
が比較的小さくてすむこと、従来のヘリコプタに必要で
あったロータの減速機、テールロータの駆動軸等の重量
部品が不要となることにより、飛行体全体として小形、
軽量となる。

第２実施例（第２図乃至第５図参照） 第２図および第３図において、第１実施例を示す第１図
と同一構成部分に同一符号を付して示している。

この第２実施例において、第１実施例との相違点のみを
説明すると、飛行ｍ１の下側に、飛行間１よりも小径の
補助翼２０が、ターボファンエンジン９の下部カバー２
１と連続して設けられるとともに、これら両翼１．２０
間に仕切り壁２２がターボファンエンジン９の側方力バ
ーを兼ねる状態で設けられている。これにより、両Ｉ１
．２０間において、飛行間１と仕切り壁２２とによって
空気導入路２３および吸引口２３ａが、また仕切り壁２
２と補助翼２０とによってエジェクター１３がそれぞれ
全周開口状態で形成されるとともに、吸引口２３ａとエ
ジェクター１３の延長上に流体通路２４が形成されてい
る。

この構成により、ターボファンエンジン９の燃焼ガスと
ターボファン１０による圧縮空気との混合流が一次流体
としてエジェクター１３から噴出され、この噴流による
エジェクター効果によって吸引口２３ａから外部空気が
導入される。

飛行間１は、本体２と立下がり壁３とがゆるやかな曲面
で連続する浅底椀状に形成されている。

また、補助！２０は、上面２０ａが凸曲面に形成され、
かつ第３図に拡大して示すように、中心側から外側に向
かうに従って飛行間１に接近し、ここからさらに外側に
向かうにつれて飛行！Ｊ！１から離れるように変化する
（飛行間１との間の隙間が極小値をもつように変化する
）湾曲状に形成されている。

このように、補助翼上面２０　ａ　ｓすなわち流体通路
２４の下壁面が凸曲面に形成されていることにより、エ
ジェクター１３からの噴流がその噴流下流側の凸曲面に
沿って所謂壁面噴流として流れるというコアンダ効果が
働く。

このコアンダ効果により、 （ａ）補助画上面２Ｏａ側が、コアンダ効果が働かない
場合と比較してより負圧状態となるため、コアンダ効果
が働かない場合と比較して、外気吸引効率が大幅に高め
られる。

（ｂ）補助翼上面２Ｏａ側が負圧となるため補助！１１
２０にも揚力が作用する。

これらの点により、飛行体全体に作用する揚力が第１実
施例の場合よりも増大することとなる。

なお、上記コアンダ効果をよる高めるうえで、吸引口２
３ａからの二次流体の吸引方向がエジェクター１３から
の一次流体の噴出方向とほぼ平行となるように、吸引口
２３ａおよびエジエクター１９部分での飛行翼１、仕切
り壁２２、補助翼２０の方向性を定めるのが望ましい。

一方、流体通路２４の入口部分での飛行Ｉ１１と補助１
１２０のなす角度（以下、翼角度という）θと、飛行１
ｌ１１と仕切り壁２２との間の隙間Ｓの大きさ等によっ
て、流体通路２４での渦の発生状況が変化し、これによ
って飛行体Ａに働く揚力が変化することが確認された。

第４図はＳ−６８Ｍにおける翼角度θと揚力との関係、
第５図は翼角度θ＝１５°における隙間Ｓと揚力との関
係をそれぞれ示す。従って、これら翼角度θおよび隙間
Ｓの値等を予め適当に設定し、または飛行中に人為的に
変化させることにより、揚力を適正に設定し、または飛
行中の揚力調節、姿勢制御を行なうことができる。

この揚力調節等の手段としては、たとえば補助１２０全
体の傾きを可変に構成してもよいし、あるいは補助１２
０を周方向に複数に分割し、各翼片の傾きを個々にｍ節
回能に構成してもよい。

また、補助翼２０を上下に移動可能に構成して両翼間の
距離を変化させることにより、または補助！３１２０を
水平方向に移動可能に構成して補助翼２０を飛行翼１に
対して偏心させることによっても、揚力を調節すること
が可能である。さらに、補助１２０の先端に遠隔操作に
よって作動するフラップを設け、このフラップの操作に
よって揚力を変化させて飛行体Ａの姿勢制御を行なうこ
とも可能である。

また、この補助翼２０による飛行体Ａの姿勢（傾き１１
６１１により、揚力の水平成分である水平推力を発生さ
せて水平移動を行なうことも可能である。

なお、第２実施例における第１実施例との他の相違点と
して、キャビン５が平面視はぼＵ字形の中空状に形成さ
れ、このキャビン５の前部が運転ｖ５ａとなっている。

さらに、機関室７は、そのほぼ下半部ががドーナツ状飛
行翼１およびキャビン５の中心部に配置され、飛行体全
体として、第１実施例の場合より高さが低く、流線形に
近づいた形状となっている。このように全体を流線形に
近い形状とすることにより、水平飛行の際に気流によっ
て揚力を発生させ、エンジン負荷を軽減することができ
る。

一方、第２実施例においては、ターボファンエンジン９
の燃焼ガスとターボファン１０による圧縮空気の混合流
を一次流体としてエジェクター１３から噴出させる構成
としているが、第６図に示すように、第１実施例同様、
ターボファンエンジン９の燃焼ガスを一次流体とし、タ
ーボファン１０による圧縮空気を二次流体として吸引口
１６から吸引し、これらの混合ガス流により空気導入路
２３から外部空気を吸引する構成としてもよい。

このように、−次流体と二次流体とに分けることにより
、エジェクター効果は殆ど変わらずに、空気導入路２３
から吸入される空気と二次流体との流速差を小さくする
ことができ、その結果、発生するロスを減少させること
ができる。

その他の実施例 （Ｉ）高速ガス発生装置としては、揚力増大に寄与する
高温燃焼ガスを発生する点等で、上記実施例で用いたタ
ーボファンエンジンが最適なものと考えられるが、これ
と同等の機能を有する他の装置を用いてもよい。また、
本発明によると、高圧ガスが必ずしも高温でなくとも十
分所期の目的は達成できるため、常温高圧ガスを発生す
る装置を用いてもよい。

なお、ターボファン１０をもたない高圧ガス発生装置を
用いる場合には、ファン回転に対抗する回転力を発生さ
せる必要がなくなるため、エジェクター１３の各ノズル
１３ａ・・・を放射状に設けてもよい。

（ＩＦ）空間部４内において、エジェクター１３のノズ
ル１３ａ・・・に臨んでバーナ等の燃焼手段を設け、燃
焼ガスをさらに燃焼させるアフターバーニングを起こさ
せるようにすれば、揚力が一層増大することとなる。ま
た、アフターバーニングを周方向に不均一に行なわせる
ことにより、姿勢制御に利用することができる。さらに
、緊急用圧縮空気を搭載しておき、エンジンが攻障停止
した場合に、周方向不均一アフタ−バーニングにより姿
勢制御しながら滑空してゆるやかに緊急着陸するといっ
た安全対策が可能である。

（Ｉ［［）エジェクター（噴出口）１３の他の構成とし
て、たとえば円形のケース内を、中央部を残して、放射
状または放射方向に対して傾いた仕切板により周方向に
多数に区画して構成してもよい。

（ＴＶ）飛行体の水平移動手段として、飛行翼１に水平
方向にガス導管を設け、高圧ガスの一部をこのガス導管
から飛行翼外周側に水平に噴出させ、そのジェット推力
によって水平移動しうるように構成してもよい。

あるいは、この構成に代えて、または併せて、上記第１
実施例におけるエジェクター１３の各ノズル１３ａ・・
・に開閉弁を設け、たとえば前進移動させたいときには
、前側ノズル群を閉じ、後側ノズル群を開くというよう
に燃焼ガスの噴出量を円周方向各部分で変化させること
によって水平推力を発生させる手段をとってもよい。

その他、飛行舅１は真円形でなく楕円形に形成してもよ
い。

（発明の効果〕 上記のように本発明の揚力発生装置、および同装置を用
いた飛行体、ならびに揚力発生方法によるときは、飛行
Ｗの下面側に形成された椀状空間部に、高速ガスと、こ
の高速ガスの噴出流による空気吸引作用によって外部か
ら導入される空気とを噴出さ′せ、この混合流により同
空間部内の静圧を上昇させて揚力を発生させるため、大
量のガス流による飛行翼下側圧力の確実な上界によって
十分な揚力を得ることができるものである。

また、飛行翼の下側に、噴出口からの高速ガス流を壁面
噴流とする凸曲面をもった補助翼を設けることにより、
エジェクター効果を高めて動員ガス量を増大させること
ができるとともに、補助翼にも揚力が発生するため、装
置全体の揚力が一層高められることとなる。

一方、ターボファンエンジンの燃焼ガスを高速ガスとし
て用いることにより、上記混合流が高温となるため、揚
力を一層増大させることができる。

さらに、外部導入空気として、ターボファンエンジンの
ターボファンによる圧縮空気を利用することにより、よ
り大量の外部空気を動員することができる。

さらにまた、請求項５の揚力発生装置においては、外部
空気を、上記燃焼ガスと混合される空気の吸引口とは別
の第２の吸引口からも吸引する構成としているため、導
入空気量をさらに増大させることができる。

また、噴出ガスをさらに燃焼させるアフターバーニング
を起こさせることにより、揚力をより一層増加させるこ
とができる。

一方、請求項７の揚力発生装置においては、噴出口を、
円周上に配置された多数のノズルで構成しているため、
空気吸引作用がより活発に行なわれ、大量空気導入に効
果を発揮する。

また、請求項８の揚力発生装置においては、噴出口を構
成する各ノズルに開閉弁を設け、この開閉弁によって噴
出ガス吊を円周方向の各部分で変化させることにより、
水平移動の推力を発生させることができる。

一方、低周波数の大騒音を発生する回転翼をなくし、タ
ーボファンエンジンを採用することにより比較的低騒音
の飛行体とすることができる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の第１実施例を示す概略構成図、第２図
は第２実施例を示す概略構成図、第３図は同一部拡大図
、第４図および第５図は同実施例における揚力特性図、
第６図は第３実施例を示す概略構成図である。 １・・・飛行翼、２・・・飛行翼本体、３・・・同飛行
翼の立下がり壁、４・・・椀状空間部、５・・・キャビ
ン、Ａ・・・飛行体、９・・・高圧ガス発生装置として
のターボファンエンジン、１０・・・ターボファン、１
２・・・高圧ガス分配用の第１デイフユーザ、１３・・
・噴出口としてのエジェクター、１３ａ・・・エジェク
ターを構成するノズル、１４・・・圧縮空気導入管とし
ての空気通路、１６・・・吸引口、１９・・・別の吸引
口としての空気導入路、２０・・・補助翼、２０ａ・・
・補助肩上面（凸曲面）。 第　　３　　図 第　　４　　図 第　　５　　図 −Ｐ束闇５（ｍｍン

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、外周側が下向きに曲げられた円形の飛行翼と、この
   飛行翼に設けられた高速ガス発生装置と、この高速ガス
   発生装置から供給される高速ガスを上記飛行翼の下面側
   に形成された下側が開放する椀状空間部にその中心側か
   ら外周側に向けて噴出する噴出口と、この噴出口からの
   高速ガスの噴出に基づく吸引作用によって上記椀状空間
   部外の空気を二次流体として椀状空間部に吸引する吸引
   口とを具備してなることを特徴とする揚力発生装置。 ２、飛行翼の下側に、飛行翼よりも小径の補助翼が設け
   られ、この補助翼と飛行翼との間に噴出口と吸引口とが
   形成され、かつ補助翼は、噴出口から噴出される高速ガ
   ス流が補助翼上面に沿う壁面噴流となるような凸曲面に
   形成されたことを特徴とする請求項１記載の揚力発生装
   置。 ３、高速ガス発生装置がターボファンエンジンであるこ
   とを特徴とする請求項１または２記載の揚力発生装置。 ４、ターボファンエンジンのターボファンによる圧縮空
   気が二次流体として吸引口に導かれるように、ターボフ
   ァンエンジンの圧縮空気送り込み口が吸引口に連通連結
   されたことを特徴とする特徴とする請求項３記載の揚力
   発生装置。 ５、椀状空間部外の空気を上記吸引口とは別の経路で椀
   状空間部に吸引する第２の吸引口が設けられたことを特
   徴とする請求項１乃至４のいずれか１に記載の揚力発生
   装置。 ６、椀状空間部における上記噴出口の外周側にアフター
   バーニング用の燃焼手段が設けられたことを特徴とする
   請求項１乃至５のいずれか１に記載の揚力発生装置。 ７、噴出口が、同一円周上に配置された多数のノズルに
   よって形成されたことを特徴とする請求項１乃至６のい
   ずれか１に記載の揚力発生装置。 ８、噴出口を形成する各ノズルに開閉弁が設けられたこ
   とを特徴とする請求項７の揚力発生装置。 ９、請求項１乃至８のいずれか１に記載の揚力発生装置
   にキャビンが取付けられてなることを特徴とする飛行体
   。 １０、高速ガスを、下側が開放した椀状空間部に噴出さ
   せ、この噴出ガス流による空気吸引作用により椀状空間
   部外の空気を同空間部に吸引することを特徴とする揚力
   発生方法。 １１、椀状空間部に吸引される二次流体としての空気が
   ターボファンエンジンのターボファンによる圧縮空気で
   あることを特徴とする請求項１０記載の揚力発生方法。 １２、椀状空間部のほぼ中心軸上に配置されたターボフ
   ァンエンジンの燃焼ガスを、椀状空間部の中心側から同
   空間部径方向に対してターボファンの回転方向に傾斜し
   た方向に噴出させることを特徴とする請求項１０または
   １１記載の揚力発生方法。