JP3955844B2

JP3955844B2 - 放出排気を用いる噴射推進機関

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Publication number: JP3955844B2
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Inventors: リー，ジェ−チャン
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Description

本発明はターボジェットのような噴射推進機関に関するものであり、詳しくはエンジン内で燃焼されて放出される排気ガスにてファンを回転させることによって、推力を得るようにする放出排気を用いる噴射推進機関に関する。

一般に、噴射推進機関は機関内部で燃焼させた高温のガスをジェットノズルで噴出させ、その反動力を推進力に用いる熱機関を言う。このような噴射推進機関は、普通ジェットエンジンと呼ばれ、広い意味では燃焼に必要な酸素源を内蔵しているロケットエンジンも含まれる。

ジェットエンジンは、大部分航空用原動機として使用され、構造と機能によって大別して四つの種類に分けられる。

先ず、ターボジェット(ＴｕｒｂｏＪｅｔ)は、大気から吸い込んだ空気を軸流型または遠心型コンプレッサーで圧縮し、この圧縮空気を燃焼室に引き込んで燃料を噴射して燃焼させた後、高温及び高圧の燃焼ガスをコンプレッサー駆動用タービンに噴出させてタービンを駆動する。即ち、タービンを通ったガスをジェットノズルを通じて噴出させて推力を得る原動機である。

この機関ではタービン材料の耐熱性に鑑みて、燃焼ガス温度が高すぎないように多量の空気を吸い込んでいる。このため燃焼ガスには多量の酸素が残っているため長い尾パイプを設け、この中に２次燃料を噴射して再燃焼(ａｆｔｅｒｂｕｒｎｉｎｇ)させることによって推力を増加させるものもある。このジェットエンジンは、大部分航空機に用いられており、音速の０.７〜２.５培の軍用機と高速旅客機にも用いられている。

次に、ターボジェットにプロペラを装着した構造を持つ噴射推進機関としてターボプロップ(Ｔｕｒｂｏｐｒｏｐ)がある。ターボプロップはターボジェットに似ているが、燃焼ガスエネルギーのほとんどをプロペラの駆動力に変えて、プロペラによる推力とジェット推力との二つを共に用いてある。性能は、プロペラ機とターボジェットの中間であり、あまり高速飛行が不要な中型旅客機や輸送機などのエンジンとして適する。

また、ターボプロップのプロペラの代わりに軸流圧縮器を備え、これにより圧縮された空気の一部を燃焼室の外周を通じて燃焼ガスとともに噴出させるバイパスジェット(ＢｙｐａｓｓＪｅｔ)もある。これはターボプロップの欠点である減速歯車が必要せず、圧縮した空気をコンプレッサーに送るため、燃料消費が非常に少なく比較的に高速の輸送機に適する。

噴射推進機関の他の形態としてラムジェット(ＲａｍＪｅｔ)がある。飛行速度がはやくなると、機関に相対的に流れ込む大気空気は空気自体の慣性により圧縮される。これを「ラム效果」と言い、ラムジェットはこのラム效果を用いた圧縮空気を燃焼室に導いて燃料を噴射する。ラムジェットは、ここで生じた燃焼ガスをジェットノズルから噴出させて、その反動力を推力として用いる。

実際に、ラムジェットには、拡散室(Ｄｉｆｆｕｓｅｒ)が設けられており、ここで流入空気の速度が下がり、その結果圧力の上昇して圧力が高い圧縮空気が生じ易い構造になっている。この機関は、構造が簡単で高速になるほど性能が良くなるため、音速の２〜４倍である超音速旅客機(ＳＳＴ)の原動機として適する。

しかし、ラムジェットは、起動時外部から高速の空気を送らなければならないため、低速ではターボジェットで作用し、高速に至ると始めてラムジェットで作動するターボラムジェットという複合エンジンが考案されている。

また、噴射推進機関のさらに他の形態として、パルスジェット(ＰｕｌｓｅＪｅｔ)がある。パルスジェットの空気吸入口の前方には自動開閉バルブがあって、飛行速度で流入される空気はこのバルブを押し開く、拡散室に入ると速度が減るため圧力が上昇するようになる。これに燃料を噴射して燃焼させるが、燃焼によりまた圧力が上昇すると自動開閉バルブが閉じられるため、燃焼ガスはジェットノズルから噴き出され推力が生じる。燃焼ガスが噴出されると、燃焼室の圧力が低くなって再び空気が自動開閉バルブを通じて燃焼室に流れ込むようになる。

このようにパルスジェットの燃焼は、他のジェットエンジンの燃焼が一定の圧力下での連続的な燃焼であることに反して、間欠的に行われることが特徴である。このようなパルスジェットは、構造は簡単であるが燃料消費量が多くかつ機関の寿命も短いという短所がある。

このようなジェットエンジンで最も要求されることは信頼性で、その性能を評価するとき重要なことは、エンジンの推力が重量に比べて大きくなければならず、前面の面積当たりの推力が大きく、また燃料消費率が少くなければならないという基準がある。

しかし、これらの三つの条件が同時に足りるのは難しいことである。特に、ターボジェットの場合、騒音がひどくて燃料がたくさん消耗されるため最近には使用頻度が減っている実情であり、高速飛行機に主に使用されるラムジェットは構造が単純で前面の面積当たりの推力が大きいという長所はあるが、燃料消耗が非常に多い。

また、ターボファンとターボプロップの場合、基本的なターボジェットから生産されたエネルギーを、前面に設けられたファンまたはプロペラの回転エネルギーに変えることによって燃料消耗率を低めたが、一般的に密度が低い大気空気に対して推進活動をするため、前面の面積に比べて推力が大きくないという短所がある。これは大気空気の密度が低くて、ファンまたはプロペラが回転するときに得られる前方向の推進力に無駄な損失が生じるからである。

さらに、ターボファン及びターボプロップは、前方から一直線に流入される大気空気を対象に推進力を発揮するため、亜音束帯以下の速度にのみその機能を果たすほか、その以上の速度では相対的に押し寄せる大気空気を後方に押し出せず、寧ろ摩擦による妨害になるだけである。

また、ターボファン及びターボプロップに用いられるファン及びプロペラは、直径が大きい大型であるため、エンジン全体のサイズが大きくなりまた重くなるという短所がある。また、このような大きいサイズは、大気との摩擦による走行に障害となり、自体の重さもエンジン自体に負担に作用する。

従って、エンジンの重量の増加を減らしながらも、前面の面積当たりの推力が大きく、さらに燃料消費率が少ないジェットエンジンの要求はあいかわらず残っている実情である。

本発明は、前記のような問題点を解決するために創案されたもので、密度が高い排気ガス内でファンを回転させることによって、簡単な構造変更によりさらに高い推進力が得られる放出排気を用いる噴射推進機関を提供することにその目的がある。

前記のような目的を達成するために本発明に係る放出排気を用いる噴射推進機関は、本体と、前記本体内に設けられ、圧縮された空気に燃料を噴射して燃焼させる燃焼室と、多数のロータを備えて前記燃焼室から放出される高圧排気により回転する高圧タービンと、多数のロータを備えて前記高圧タービンを通った低圧排気により回転する低圧タービンと、前記高圧及び低圧タービンの回転中心に結合される回転軸と、前記回転軸とともに回転しながら、前記燃焼室から前記低圧タービンを通じて放出される排気ガスの側方向の速度成分を後方側に向かうように方向転換させることによって、推進力を提供する推進力提供手段とを含む。

望ましく、前記推進力提供手段は、前記低圧タービンの最後段のロータの後方で前記回転軸に結合されたファンであり、前記ファンは、回転時前記低圧タービンを通った排気ガスの側方向の速度成分を最大限後方へ向けるために、前記低圧タービンの最後段のロータの屈曲形状と反対方向に屈曲形成される。

また、前記低圧タービンに形成された各ロータの尾部には、後方に向かうように延設された屈曲部が形成され、前記屈曲部は隣接したロータを通る排気ガスの側方向の速度成分を最大限後方側へ転換させて推進力を提供することも望ましい。

また、前記ファンの直径は低圧タービンの最後段のブレードの直径とほぼ同一であることが望ましい。

望ましく、本発明の噴射推進機関は、本体内の回転軸に連結されてタービンの回転力により回転することによって、燃焼室に供給される空気を圧縮するためのコンプレッサーが設けられるターボジェット形態で具現でき、本体の前方に本体の前進力により流入される空気を自然圧縮させる拡散室が設けられたラムジェット形態でも具現できる。また、本体の前方が密閉され、本体内には燃焼室に供給される酸素を内蔵する酸素貯蔵部がさらに備えられるロケット形態でも具現できる。

このような各形態の噴射推進機関には、またファンを冷却させるための冷却手段が設置可能であり、この冷却手段は拡散室を通じて圧縮された空気を用いたりまたは別途の冷媒を用いてファンを冷却させる。このとき、ファンを冷却させるための冷却手段は、ファンとともにタービン及びステータをともに冷却させるように設計され得り、特にタービンの内に使用された軸受までも冷却させ得るように構成できる。

発明の実施のための最良の形態

以下添付された図面に基づいて本発明の望ましい実施例を詳しく説明する。

先ず、噴射推進機関は、普通ジェットエンジンと呼ばれ、機関内部で燃焼させた高温のガスをジェットノズルから噴出させ、その反動力を推進力として用いる熱機関を意味する。そして、以下で説明される本発明の原理及び特徴は、ターボジェット、ターボファン、ターボプロップ、ラムジェット、パルスジェット、ロケットなどの多様な熱機関に適用され得ることを理解すべきである。

図１は、本発明の第１実施例に係る噴射推進機関の構成を示す断面図である。本発明の第１実施例は、最も一般的な形態であるターボジェットエンジンを本発明の原理にしたがって変形した形態である。

図１を参照すると、本発明の噴射推進機関１０は、概略外形になる本体１２を備える。本体１２の形状は、エンジンの種類及び必要な部品により多様な形態に変形可能であり、およそ前方から外部大気を流入し後方に排気ガスを放出する円筒状に形成される。

本体１２の内には燃焼室１４が設けられる。燃焼室１４は、圧縮された空気に燃料を混ぜて燃焼できる空間を提供する。また、燃焼室１４で燃焼された空気と燃料は、後方に高温高圧ガスとして噴き出される。

このとき、本実施例のようなターボジェットエンジンの場合、燃焼室１４に供給される大気を圧縮するためのコンプレッサー４０が設けられる。コンプレッサー４０は、多数の回転ブレード及びガイドからなり、後述するタービン１６の駆動力により回転する。このようなコンプレッサー４０は、低速用エンジンで使用されて、高速運航を目的にするラムジェットエンジンには使用されない。

コンプレッサー４０の前方には、ノーズコーン(ＮｏｓｅＣｏｎｅ)４４が設けられる。ノーズコーン４４は前進するとき空気抵抗を減らし、また前方から最大限多い大気空気をコンプレッサー４０に流入させる役割を果たす。

燃焼室１４の後方には、高圧タービン１６及び低圧タービン２０が設けられる。本実施例では高圧タービンが２段及び低圧タービンが３段である二種類のタービンが使用されたことと示したが、タービンの種類及び個数はこれに限定されることではなく多様な形態に変形され得る。

高圧及び低圧タービン１６、２０は、回転体の円周に多数のブレードが形成されたロータ２２が設けられた形態でなり、燃焼室１４から排出された高温高圧ガスにより高速で回転される。このようなタービン１６、２０は、流体が持つ運動エネルギーを有効な機械的エネルギーに変換させて、高圧タービン１６から生じた回転エネルギーは前述したコンプレッサー４０に伝達され、低圧タービン２０から生じた回転エネルギーは後述するファン３０に伝達される。

タービン１６、２０の各ロータ(ｒｏｔｏｒ)２２の前には、各ロータのブレードに供給されるガスの流動方向を各ブレードの角度及び形状に従って調節するステータ(ｓｔａｔｏｒ)２４が設けられる。ステータ２４は、本体１２の内周面に固定されて回転しない。

このような構成の噴射推進機関には、燃料噴射による基本的な推力のほかに追加的な推進力を提供するための推進力提供手段が設けられる。推進力提供手段の一例としてタービン２０の後方にはファン３０が設けられる。ファン３０は、タービン２０と同一の回転軸２６で連結されており、タービン２０により回転運動をする。ファン３０は、多数のブレードからなっており、タービン２０の最後段のブレードの屈曲形状と概略反対方向に屈曲形成される。特に、ファン３０の屈曲形状は、先部はタービン２０の最後段のブレードを通じて放出された側方向の速度成分を持つ放出ガスの進行方向と概略平行する傾きを持つが、後部に行くほど後方に向かうように曲がっている。このような形状は、タービン２０の最後段のブレードを通った側方向の速度成分を持つ放出ガスを後方側に向かうように方向転換させる。

望ましく、このような排気ガスの排出方向は、軸方向に近いほどエネルギーの損失も減らし効率も向上させる。

ファン３０の屈曲形状及びタービン２０とファン３０を通るガスの流動方向を図２を参照して説明すると次のようである。図２では、タービン２０のステータ２４とロータ２２を模式的に示した。

図２を参照すると、低圧タービン２０に流入される排気ガスは、最初は一直線に流入される。一般に、ガスにより回転力を発生させるロータ２２は、後方に進行するガスに対して斜めに形成されており、ロータ２２の前に設けられたステータ２４は、ロータ２２に向かうガスが傾斜したロータ２２の表面に、より效果的にぶつかるようにガスの流動方向を変更する。

即ち、ステータ２４を通ったガスは、水平線を基準に略１５°くらい斜めに噴射され、このガスはロータ２２を押し出すとともに、ロータ２２の屈曲形状により流動方向が屈折されて略-３０〜-５０°の側方向に進行する。図面で、このような過程は三本のロータ２２と二本のステータ２４を通じて行われ、この過程でロータ２２がガスにより押されながらタービン２０が回転する。

また、最後段のロータ２２'を通ったガスは、ファン３０のブレード３１に流入される。このとき、ファンのブレード３１の後端部は、ロータ２２またはステータ２４のように側部に延長されず、後方に向かうように曲がっているため、ファンブレード３１を通ったガスはこのような屈曲形状に沿ってエンジンの後方側に方向を変えて抜け出す。即ち、最後段のロータ２２を通ったガスは、相当量の側方向の速度成分を内包しているが、ファンブレード３１を通りながら側方向の速度成分が後方側に方向転換されることである。

ファンブレード３１の頭部は、最後段のロータ２２'の尾部とほとんど一直線に形成されており、その残りの部分は後部側に屈曲されてあるため、最後段のロータ２２'を通ったガスがファンブレード３１に流入されるときには、ファンブレード３１と相互摩擦を起こさない。しかし、このガスがファンブレード３１の後部を通り過ぎるときには、ファンブレード３１がタービン２０の回転軸２６に結合されてともに回転し、またファンブレード３１の尾部がエンジンの後方側に屈曲されているため、ファンブレード３１の後部が通過するガスを後ろに押し出す。即ち、最後段のタービン２２'を通った排気ガスの速度エネルギー及び運動エネルギーは、前述したファンブレード３１の尾部にぶつかるようになるが、このファンブレード３１がこのような排気ガスの抵抗力を乗り越えて回動するため、各々のファンブレード３１の間に流入された排気ガスを後方側に速やかに押し出すことである。従って、排気ガスを押し出す反発力によりファンブレード３１自体には、多量の前方向の推力エネルギーが生じる。

このように低圧タービン２０の後方に設けられたファン３０は、大気空気より密度が高い排気ガスの内でブレードを回転させるため、より強い推進力が得られる。また、ファン３０に設けられたブレード３１がタービン２０を通った流体の流動方向を相当部分ほとんど一直線に後方に向かうように方向を転換させるため、ファン３０を通る排気ガスは力の分散なしに前方向の推力のみを生産するため、排気ガスによる前方側の推力エネルギーを損失なしに発生させる。

このような実施例において、低タービン２０のロータ２２を通って抜け出た排気ガスの進行方向がファン３０のブレードに十分な影響力を及ぼすように、ロータ２２、特に最後段のロータ２２´の角度も調整することが望ましい。このとき、ロータ２２の角度はタービンの効率及びエネルギー損失に大きな影響を及ぼす因子で、ロータ２２の角度は一般的にロータ２２を通る排気ガスの進行方向が軸方向に対してほぼ０°〜１５°の角度範囲にあるように設計することが勧められており、実質的に一般的な場合、ロータ２２を通る排気ガスは軸方向にほぼ１５°に近い角度をもって排出される。従って、ファン３０の角度もロータ２２の設置角度を考えてその頭部で軸方向に対してほぼ２５°〜３０°に設定することが望ましい。

このようなファン３０は本体１２の内に設けられ、タービン２０の最後段のロータ２２'とほぼ同様または少し大きい直径を持つことが望ましい。一般にターボファンまたはターボプロップに適用した大型ファンは、ジェットエンジンの前面の面積を増加させるため、航空機の運航時空気摩擦がひどいという短所と、エンジンに追加的に重さを負担させるという短所があったが、このようにファン３０を本体１２の内に設置可能に小直径で作製すると、このような従来の問題点が全部解決できる。また、このような本発明の噴射推進機関は、自分の排気ガスを媒体にして推進活動をするため、宇宙のような無重力状態でもロケットエンジンのような非効率的な推進装置を代替できる。

図面で説明しなかった符号３２はストラットフレームであり、符号４６は排気ノズルである。

一方、他の実施例として、本発明は附加的な推進力を得るための推進力提供手段として前述したようにファンを附加的に設置する方式の以外にほかの方式を用いることもできる。この方式は、タービン２０に設けられた各ロータの尾状を変形させて、各々のロータが附加的推力を得る方式であるが、このように変形されたロータの形状は図１の基本的な構成と同様で、但し図１に示したファン３０が省略される構造を持つとともに、またタービン２０のロータの形状が変形される。タービン２０の変形されたロータ１２２は、図３に詳しく示されている。図３を参照して本実施例に係るロータ１２２の形状及び作動原理を見ると次のようである。

まず、本実施例に適用されたタービンのロータ１２２は、頭部は前記の実施例と同一または似ている形状を持つが、尾部には前記の実施例とは異なり後方を向けて屈曲された屈曲部１２３が延設される。即ち、本実施例でのロータ１２２は、頭部が斜めに傾いた状態であり、後部に行くほど弧状で反対方向に屈曲されながら、尾部の屈曲部１２３では反対側に弧状で少し曲がっている。

このような構成によって、ロータ１２２に流入されるガスはロータ１２２の頭部にぶつかって、ロータ１２２を回転させるとともに反対方向に方向が切り替わる。このとき、ガスは相当量の側方向の速度成分を内包している。しかし、このガスは隣接したロータ１２２の尾部に形成された屈曲部１２３にぶつかって、後方側に少し方向を切り替えるようになる。この過程で、ロータ１２２の尾部に形成された屈曲部１２３は、附加的な推力を得ることができる。但し、本実施例に係る屈曲部１２３は、前記の実施例のファン３０より得られる推力が少ない方であるが、多段で形成されたタービンの各ロータに屈曲部を形成可能であるため、数段階にわたって順次的な推力が得られるという長所がある。

このように方向が切替された排気ガスは、ステータ１２４に流入される。このとき、屈曲部１２３によりステータ１２４に流入される排気ガスは、入射角がかなり減るようになるが、このため排気ガスとステータ１２４間の衝突によるエネルギー損失を相当量減少させることができる。このようなガスの移動は、各々のロータ１２２とステータ１２４を通り過ぎる際繰り返えされ、最後段のロータ１２２'を通ったガスは外部に放出される。特に、最後段のロータ１２２'の尾部にも後方を向ける屈曲部１２３'が形成されているため、最後段のロータ１２２'を通った排気ガスは従来に比べてより後方側に向かって進むようになる。従って、最後段のロータ１２２'は、後方のストラットフレームに向かって進行する排気ガスの入射角をかなり小さくするため、排気ガスとストラットフレームの衝突によるエネルギー損失もかなり減ることになる。

このような実施例において、低圧タービン２０のロータ１２２を通って拔け出た排気ガスの進行方向が屈曲部１２３、１２３'に十分な影響力を及ぼすように隣接したロータ１２２の角度も調節することが望ましい。このとき、ロータ１２２の角度は、タービンの効率及びエネルギー損失に大きな影響を及ぼす因子で、理論的にはロータ１２２の角度はロータ１２２を通過する排気ガスの進行方向が軸方向に対してほぼ０°〜１５°の角度範囲にあるように設計することが勧められており、実質的に一般的な場合、ロータ２２を通過する排気ガスは軸方向にほぼ１５°に近い角度をもって排出される。従って、屈曲部１２３、１２３'の角度もロータ１２２の設置角度を考えて軸方向に対してほとんど一直線上になるように設定することが望ましい。

また、前述した各実施例に係る推進力提供手段は、互いに統合されて使用され得る。すなわち、前記の実施例のファン３０と、次の実施例の屈曲部１２３を同一の噴射推進機関にともに適用することである。この場合、変形されたロータによる順次的な推力とタービンの後方のファンによる推力を同時に得られるため、本発明の效果が極大化される。また、この場合ファンの推力発生效果を考えて最後段のタービンには屈曲部を形成しなくてもよい。

本発明のこのような特徴は、ターボジェットの以外に他の形態のジェットエンジンにも適用され得るが、望ましい例としてラムジェットとロケットを挙げて説明すると次のようである。なお、以下の説明では推進力提供手段としてファン３０を設けた状態を説明するが、このような原理はファン３０の代わりにタービンのロータを変形させた場合にも同一に適用され、またファンと変形されたロータをともに用いる場合にも同様に適用されることは言うまでもない。

図４は、本発明の原理がラムジェットに適用された模様を示す図面である。図面を参照すると、ラムジェット１０'は一般的に高速航空に使用されるため、吸入口を通じて流入される空気が自然に圧縮されるので別途のコンプレッサーを使わない。このため、本体１２の前方には本体１２の前進力により流入される空気を自然圧縮させる圧縮室５０が設けられる。

圧縮室５０を通じて流入された圧縮空気は、燃焼室１４で燃料の燃焼を手伝って後方に設けられたタービン２０を回転させる。このとき、タービン２０の回転軸２６が本体１２の中心部に位置するため、燃焼室１４は回転軸２６の縁部である本体１２の内面周囲に分散配置される。

タービン２０の回転軸２６は、またタービン２０の後方に配置されたファン３０と結合されているため、燃焼室１４を通じて排出された排気によりタービン２０が回転すると、ファン３０も同時に回転する。また、ファン３０は前記の実施例のようにタービン２０を通じて排出されるガスを後ろに押し出すように作動するため、本実施例のようなラムジェットエンジンにも排気ガスによる基本的な推力の他にファン３０による前方推進力を同時に得ることができる。また、ファン３０の幾何学的な形状により排出ガスの排出経路をほとんど一直線上に後方へ排出するため、排気ガスによる推力も別途の損失なしに前方推進力に活用できる。

一般に、噴射推進機関にはタービンまたは他の部品が加熱しすぎることを防ぐために別途の冷却装置を備えている。本発明でも高温の放出排気内で作動するファン３０を冷却させることが望ましい。このとき、使用される冷却手段は、新しい部品として噴射推進機関に追加に設置されたり、既存の冷却装置を変形して使うことも可能である。

このような冷却手段は別途の冷媒を用いられるが、圧縮室５０を通る圧縮空気を用いることが望ましい。また、たとえ図示しなかったが、冷却手段として圧縮室５０の後方とファン３０を直接連結して圧縮空気を供給するための道管が設置され得る。このとき、この道管はファン３０にのみならず、タービンのロータ２２及びステータ２４にも圧縮空気を供給して冷却機能を果たせ、特にタービンに設けられた軸受までも冷却できるように設計され得る。

図５は、本発明の原理が一般的なロケットに適用された模様を示す。図５を参照すると、ロケットの特性上本体１２の頭部１３は密閉されている。また、本体１２の内には燃焼室１４に供給される燃料及び酸素を内蔵する燃料貯蔵部６０及び酸素貯蔵部６２が備えられる。燃料貯蔵部６０及び酸素貯蔵部６２は、ロケットの使用目的及び構造的特性により多様な大きさ及び形態で具現でき、ある特定の例に限らない。

燃料貯蔵部６０及び酸素貯蔵部６２に貯蔵される酸素及び燃料は、サイズを減らすために液体状で貯蔵でき、別途の配管により燃焼室１４に流入される。

このように燃焼室１４に流入された酸素と燃料は、相互混合された状態で燃焼され、その排気ガスは燃焼室１４の後方に設けられたタービン２０を回転させる。また、タービン２０は、その後方に設けられたファン３０と同一の回転軸２６に連結されているため、タービン２０が回転しながらファン３０も同時に回転するようになって、前述したようにタービン２０から放出される排気を後方側に押し出して前方向の推進力を発生させる。

このときにも、タービン２０及びファン３０の回転中心になる回転軸２６が本体１２の中心に設けられているため、燃焼室１４は回転軸２６の周囲、即ち本体１２の内壁の周囲に分散設置されることが望ましい。

また、この場合にもファン３０を冷却させるための別途の冷却手段が設置され得るが、前述した実施例とは異なり本実施例では圧縮空気を用いられないため、別途の冷媒を用いてファン３０の冷却に用いることが望ましい。また、この冷却手段もファン３０にのみならず、タービンのロータ２２及びステータ２４にも冷媒を供給して冷却機能を果たせ、特にタービンに設けられた軸受までも冷却できるように設計され得る。
本明細書および図面に記載された実施の形態は本発明の最も望ましい実施の形態に過ぎず、本発明の技術的思想を制限するものではなく、本出願のときにこれらに代替可能な多様な均等例と変形例があり得ることを理解すべきである。

明細書に統合されており明細書の一部を構成する添付図面は本発明の現在の望ましい実施例を例示し、前述する望ましい実施例の詳細な説明とともに本発明の原理を説明する役割を果たす。

このように構成された本発明に係る放出排気を用いる噴射推進機関は、密度が低い大気空気の代わりに、密度が高い放出排気を推進媒体として用いて追加的な前方推力エネルギーを生産するため、ファンの回転時発生可能な損失を最小化できるという長所がある。

また、本発明の噴射推進機関は、従来のターボファンまたはターボプロップに用いられた大型ファンを設置せず、タービンの最後段のブレードと直径がほとんど同一のファンを用い、またファンが本体内に設けられるためファンによる重さの負担が減り、またエンジンの前面の面積が減るため航空機運航時空気摩擦による抵抗を大幅に減らせるという長所がある。

また、他の実施例として噴射推進機関のタービンに形成されたロータを尾部が後方に向かうように変形することによっても追加的な前方推力エネルギーを生産できる。

また、このような原理は、ラムジェット及びロケットにも適用されて、単なる排気ガス噴出による反発力のみならず、排気ガスの内を回転するファンによる推進力も同時に得られるため、エンジン効率が増大されて燃料節減はもちろん速度向上にも役に立つ。

本発明に係る噴射推進機関を示す断面図である。図１の噴射推進機関でタービン及びファンを通る排気ガスの流動経路を示す図面である。本発明の他の実施例に係る噴射推進機関のタービン及びこれを通る排気ガスの流動経路を示す図面である。本発明の原理が適用された他の形態の噴射推進機関を示す断面図である。本発明の原理が適用されたさらに他の形態の噴射推進機関を示す断面図である。

Claims

本体と、
前記本体内に設けられ、圧縮された空気に燃料を噴射して燃焼させる燃焼室と、
多数のロータを備えて前記燃焼室から放出される高圧排気により回転する高圧タービンと、
多数のロータを備えて前記高圧タービンを通った低圧排気により回転する低圧タービンと、
前記高圧及び低圧タービンの回転中心に結合される回転軸と、
前記回転軸とともに回転しながら、前記燃焼室から前記低圧タービンを通じて放出される排気ガスの側方向の速度成分を後方側に向かうように方向転換させることによって、推進力を提供する推進力提供手段とを含み、
前記推進力提供手段は、前記低圧タービンに形成された各ロータの尾部に後方に向かうように延接された屈曲部であり、前記屈曲部は隣接したロータを通る排気ガスの側方向の速度成分を最大限後方側へ転換させて推進力を提供することを特徴とする放出排気を用いる噴射推進装置。
前記低圧タービンの最後段のロータの後方で前記回転軸にファンが結合され、
前記ファンは、回転時前記低圧タービンを通った排気ガスの側方向の速度成分を最大限後方へ向けるために、前記低圧タービンの最後段のロータの屈曲形状と反対方向に屈曲形成されることを特徴とする請求項１に記載の放出排気を用いる噴射推進装置。
前記本体の内には、前記回転軸に連結されて前記タービンの回転力により回転することによって、前記燃焼室に供給される空気を圧縮するコンプレッサーが設けられることを特徴とする請求項１又は２に記載の放出排気を用いる噴射推進装置。
前記本体の前方には、前記本体の前進力により流入される空気を自然圧縮させる圧縮室が設けられることを特徴とする請求項１又は２に記載の放出排気を用いる噴射推進装置。
前記本体の内には、前記圧縮室により圧縮された空気を前記ファンに供給する冷却手段がさらに設けられることを特徴とする請求項４に記載の放出排気を用いる噴射推進機関。
前記本体の前方は密閉され、前記本体の内には前記燃焼室に供給される酸素を内蔵する酸素貯蔵部がさらに設けられることを特徴とする請求項１又は２に記載の放出排気を用いる噴射推進装置。
前記本体の内には、前記ファンを冷却させるための冷媒を前記ファンに供給する冷却手段がさらに設けられることを特徴とする請求項６に記載の放出排気を用いる噴射推進機関。
本体と、
前記本体内に設けられ、圧縮された空気に燃料を噴射して燃焼させる燃焼室と、
多数のロータを備えて前記燃焼室から放出される高圧排気により回転する高圧タービンと、
多数のロータを備えて前記高圧タービンを通った低圧排気により回転する低圧タービンと、
前記高圧及び低圧タービンの回転中心に結合される回転軸と、
前記回転軸とともに回転しながら、前記燃焼室から前記低圧タービンを通じて放出される排気ガスの側方向の速度成分を後方側に向かうように方向転換させることによって、推進力を提供する推進力提供手段とを含み、
前記推進力提供手段は、前記低圧タービンの最後段のロータの後方で前記回転軸に結合されて前記低圧タービンと同一の方向及び同一の速度で回転するファンであり、
前記ファンは、回転時前記低圧タービンを通った排気ガスの側方向の速度成分を最大限後方へ向けるために、前記低圧タービンの最後段のロータの屈曲形状と反対方向に屈曲形成されることを特徴とする放出排気を用いる噴射推進機関。