除了飞机推进系统之外，使用两个独立的技术以有利于起飞和着 陆过程，这两个技术不能在一起使用。在着陆时，如果除了需要减速 外还可以使用制动降落伞，不需要支撑推进系统的辅助方法但是可以 安装带有推进器或喷气发动机的新型脉动喷气发动机，从而确保低的 制造成本。

设置在机器中心点处的空气喷射螺旋旋翼已经在发明人Felix Sánchez Sánchez的专利号为PCT/ES2004/000087、名称为“Round honeycomb rotor”的专利中进行了大量的描述。该专利作为本专利申 请的一个重要的附件而提出，其已经设计成适合所有类型的飞行器。 设有每分钟需要多次转数(r.p.m.)的脉动喷气发动机；位于飞机前部 通过翅脉间的空间的空气入口。一方面，空气的进入由两种效果产生： 机器自身的速度以及圆形蜂窝状螺旋旋翼产生的吸收或吸力。另一方 面，蝶形门使空气的进入沿两个不同的方向定向，第一空气入口位置 是水平的，因为对于飞机的卓越性能来说这是基本的；第二位置的主 要功能是用于完全封闭在蝶形板位置中产生瞬间竖直变化的水平空气 进入，该蝶形板位置允许通过吸收的能量向上操作。第一主体后面跟 随旋翼本身，旋翼本身的立方体已经固定于前面提到的脉动喷气发动 机，旋翼的旋转通过机器第二主体进行防护，第二主体具有圆柱形的 管状密封外形。脉动喷气发动机已经永久地固定在由具有圆锥形底部 的管形轮廓制成的第三主体，并且从圆锥形底部排出的、附加到多个 旋翼上的压缩空气的减少对于确定飞机速度来说是关键的。由于这种 锥形的设计，由圆形蜂窝状螺旋旋翼产生的空气压力增加，使得蝶形 门位于其出口的圆锥形底部管负责沿两个不同方向定向空气：为获得 飞机的优良性能的主要推进器的向后运动以及在空气喷射产生支撑力 并因此在飞机后部获得平衡时向下运动。这些在飞机前部(向上)和 飞机后部(向下)施加的两个相反方向的力形成允许飞机低速飞行的 平衡，并因此有利于在非常小的起落跑道上以最小速度(公里/小时) 着陆。这甚至可以被应用到非常小的可以按直升机着陆方式着陆的飞 机上，这就是为什麽在飞机的较低的后部设有具有两个位置的门：第 一位置是对由于关闭空气喷射排出区域和形成支撑力源的蝶形板而允 许竖直流过的空气喷射定向。在第二位置(大约45°)，使得空气喷射 沿相反的方向流动，从而对飞机提供制动力并允许飞机着陆时环绕运 动，而无须附加的机械支撑。同时，具有圆锥形底部形状的柱体在它 们后部的一侧上具有小门，小门在开启时允许空气喷射以依据打开的 门而产生向右或向左的运动并且在考虑反应物(reactor)因素时使飞 机的着陆或起飞减少90％的空气污染。所有这些有利于实现较短的起 落跑道，这可以使机场建得更宽而不是更大，将允许几架飞机同时起 飞或着陆，并且也减小了由于在着陆和起飞过程中速度下降而带来的 起飞和着陆时的风险。
附图说明
图1是截面图，其中可以看到推进总支撑系统(1)以及具有头部 (6)和延伸支撑翅脉(6.1)的飞机稳定系统。空气通过翅脉(在附 图中示出12个代表性的翅脉)间的空间进入并在其后部示出与旋转盘 (3)相连通的封闭圈(6.3)。
罩(6.2)局部地盖住下部，罩后面跟随环(6.4)，三个翅脉(6.5) 从该环(6.4)连接到立方体或核(6.6)，该立方体或核支撑导向轴承 (11)，该导向轴承自身支撑封装在盖(7)中的旋翼(10)的轴(2.1)。
该轴(2.1)装配到脉动喷气发动机(2)内，该脉动喷气发动机 倚靠在固定于后部管(8)内并支撑在后部管外侧上的支撑翅脉(2.2)， 小舱口由两个蝶形门(9)关闭。这些小舱口可以位于一侧或两侧上以 允许定向操纵，同时在该后部管的端部处以及在后部管的下面设有开 口，该开口由门(5)导向，门在其中心部具有可进行蝶形板件(4) 的关闭或开启操作的旋转盘，以排出空气。
图2是图1的全视图，其中可以看到连接到环(6.4)的头部(6) 的的翅脉(6.1)、环的后面跟随一封装旋翼的盖(7)以及最终风排出 的管(8)以及操纵定向的蝶形板。
图3是图1的B-B剖视图，其中可以看到翅脉(6.1)的剖面，终 止于环(6.4)的下部盖(6.2)，该环(6.4)具有三个从环(6.5)内部 向着中心展开的等距设置的臂以形成立方体或核(nucleus)(6.6)，导 向轴承(11)位于该立方体或核中并且翅脉(12.1)在飞机(12)上 支撑整个系统。
图4是图1中沿字母“A”的主视图。
图5是图1的C-C剖视图，其示出了具有圆锥形底部形状的后部 管(8)和作为空气进入和排出的蝶形连接件(4)的截面，以及位于 后部管(8)的下部的门(5)。
图6示出了具有用于位于机翼下方的推进装置(1)的气动装置的 飞机(12)的全视图。
图7是上面提到的总装置的主视图。

流线型主体通过圆形蜂窝状螺旋旋翼产生推进作用，该流线型主 体包括三个柱形主体：第一柱形主体属于椭圆形轮廓的头部(6)，该 椭圆形轮廓形成有一系列翅脉(6.1)，以及封闭在空气主进入区域(3) 中并由底部(6.3)闭合的蝶形板，该头部连接第二主体，所述第二主 体包括具有完美柱形的封装旋翼的盖(10)。包括具有完美柱形的封装 旋翼的盖(10)的第二主体由于其完全被结合在专利 PCT/ES2004/00087中，因而其不是本申请说明书的主题。脉动喷气发 动机(2)固定在其倚靠在翅脉(2.1)的轴上。流线型主体(1)后面 跟随具有圆锥形底部的带有小舱口的第三主体或后部(8)，旋转蝶形 门(9)以及位于中心部的、能够完全打开或关闭圆形主体表面的旋转 盘(4)。
在下部的相同位置中可以看到多级门(5)，多级门的设置用以通 过转换空气喷射的方向进行支撑，并在飞机位于起落跑道时允许飞机 反向承压。
该空气喷射推进器(1)在实践使用中被装配在飞机上，具有一套、 两套、三套或更多套；圆形蜂窝状螺旋旋翼作为发生器(generator) 以允许具有较小污染级并节省燃油消耗的推进。由于不同的舱口、门 和蝶形板，在所有操纵运动中可获得更好的平衡和稳定性。
一旦本专利的工业目的已经被清楚和广泛地描述以允许对本申请 进行开发利用，我认为本申请是新的并且除了申请中非主要的细节， 例如形状、尺寸、材料和制造工艺以外是我自己的发明。它们可以被 制造成任何几何上规则或不规则的形状以重新适应由下列概括的未改 变的特性。