JP5406251B2 - 分散噴射型エンジン - Google Patents

Description

本発明は、両翼の多数の小径管から噴射することで、低速で飛ぶ航空機用エンジンの分散噴射型エンジンに関するものである。

従来のターボジェットは、今では戦闘機ぐらいしか使用していない。そして、アフターバーナーを採用している航空機は、戦闘機のアフターバーナーがあり、ターボジェットエンジンの推力を一時的に増強させるものである。通常タービンの後の尾管部で、排気ガスの中に燃料を追加噴射して燃焼させ、排気ノズルから噴出するガスの速度を増大させて、一時的に推力を増大させる装置であった。

また一般用として、ターボファンエンジンは、一般の旅客機に使用されている。低速の
時の推進効率の改善をはかるために、空気圧縮機の前方、またはタービンの後方にファンを備え、燃料ガスの排気エネルギーの一部で、ファンを駆動して得られる空気流を、残りのエネルギーで発生するジェット流と、分離もしくは混合して噴出し、推力を得る形式のガスタービンエンジンであった。そのターボファンエンジンは、燃料ガスの排気エネルギーの騒音を、前面に取り付けたファンで囲うことで、全体の騒音が静かになるものであった。
もっと低速で飛ぶエンジンは、ターボポロップエンジンがあり、本質的にはターボシャフトエンジンと同じで、排気ガスのエネルギーの大部分を、プロペラの回転に用いて推力を得る形式のタービンエンジンをいう。国産輸送機ＹＳ−１１に、装着せれている。

ダグラスＢ−６６爆撃機を大規模に改造したもので、翼全体を層流制御を行おうとしたノースロップＸ−２１実験機があった。その実験機は、翼の上面に何本かの、細長い穴が開いており、その穴から空気を出して、まとわりつく空気を剥がすものであった。

特願２００７−５２５５７３ 特公平３−５１８９９

従来のターボジェットを、採用している航空機は戦闘機があり、戦闘機のアフターバーナーがあった。ターボジェットの推力を一時的に増強させるもので、通常タービンの後の尾管部で、排気ガスの中に燃料を追加噴射して燃焼させ、排気ノズルから噴出するガスの速度を増大させて、一時的に推力を増大させる装置であったが、騒音が大きく、燃料効率が悪かった。

また、一般用としてはターボファンエンジンは、一般の旅客機に使用されている。低速の時の推進効率の改善をはかるために、空気圧縮機の前方またはタービンの後方にファンを備え、燃焼ガスの排気エネルギーの一部で、ファンを駆動して得られる空気流を、残りのエネルギーで発生するジェット流と、分離もしくは混合して噴出し、推力を得る形式のガスタービンエンジンであるが、構造が複雑であった。
もっと低速で飛ぶエンジンは、ターボポロップエンジンであり、本質的にはターボシャフトエンジンと同じで、排気ガスのエネルギーの大部分を、プロペラの回転に用いて推力を得る形式のタービンエンジンであったが、プロペラの騒音が大きかったし、構造が複雑であった。

ダグラスＢ−６６爆撃機を大規模に改造したもので、翼全体を層流制御を行おうとしたノースロップＸ−２１実験機があった。その実験機は、翼の上面に、何本かの細長い穴が開いており、その穴から空気を出して、まとわりつく空気を剥がすものであったが、当初の飛行実験を終了すると層流制御機構ならではの、翼表面の細かい穴が雨、雪、ミゾレなどの自然現象の影響を試験、さらに乱気流、高湿度、雲からの塵、砂、はてには昆虫による目づまりがあった。飛行実験では、確かに層流制御が確認されたが、経済性で層流制御だけの効果で、特殊な翼を作るのは無理であると判断された。

そこで、本発明の分散噴射型エンジンは、圧縮機（１）から燃焼機（２）を介してタービン（３）があり、その排気ガス（５ｃ）を、両翼に取り付けた小径管（５）を介して噴射することで、低速で飛ぶ分散噴射型エンジンを提供するものである。

上記目的を達成するために、航空機用エンジンの分散噴射型エンジンは、圧縮機（１）から燃焼機（２）を介してタービン（３）があり、その排気ガス（５ｃ）を、両翼に取り付けた複数の小径管（５）から噴射して、推力とすることで目的を達成した。

その他、航空機用エンジンの分散噴射型エンジンは、圧縮機（１）から燃焼機（２）を介してタービン（３）があり、その排気ガス（５ｃ）を、両翼に取り付けた管（５ａ）の中にあるアフターバーナー（４）を介して小径管（５）から噴射し、推力とする。

その他、船舶用エンジンの分散噴射型エンジンは、圧縮機（１）から燃焼機（２）を介してタービン（３）があり、その排気ガス（５ｃ）を、船尾に取り付けた小径管（５）を介して推進力とする。

その他、二重反転式エンジンの分散噴射型エンジンは、軸翼（９）は軸（９ａ）を介して軸タービン（９ｂ）が具備されていて、管翼（１０）は管体（１０ａ）を介して管タービン（１０ｂ）が具備されている。そしてケーシング（１１）は、管翼（１０）と管タービン（１０ｂ）の間に、燃焼機（２）を取り付ける。そしてケーシング（１１）は、管（５ａ）を介して複数の小径管（５）から噴射する。

本発明の分散噴射型エンジンは、次のような効果がある。
（イ）小径から噴射することで、比推力の高い、低速で飛ぶ航空機用エンジンになる。
（ロ）小径から噴射することで、騒音が少ない。
（ハ）小径のアフターバーナーを噴射することで、推力を増す。
（ニ）噴射を小径管から出すことで、船舶にも使用できる。
（ホ）エンジンは、二重反転式のガスタービンで、効率が良い。
（ヘ）ラムジェットのように高速で飛ぶときは、静翼がないので抵抗にならない。

図は、飛行機の平面を現した模式図である。 図は、小径のノズルを現した、翼の断面図である。 図は、小径のアフターバーナーを現した、翼の断面図である。 図は、ターボジェットと分散噴射型エンジンの比較した模式図である。 図は、小径のノズルを現した、船舶の断面図である。 図は、ジェットボートの模式図である。 図は、二重反転式のガスタービンの半断面図である。

本発明の分散噴射型エンジンの航空機用エンジンは、圧縮機（１）から燃焼機（２）を介してタービン（３）があり、その排気ガス（５ｃ）を管（５ａ）を介して両翼に取り付けた多数の小径管（５）から噴射し、推力とするものである。

その両翼に取り付けた多数の小径管（５）は、空気との摩擦が大きいため、低速の航空機用エンジンになるものである。従来の原理は、作用、反作用の法則で、戦闘機などは排気ガスが推力となるため、排気ガスを勢いよく出して、推力となっていた。

しかし本発明は、作用、反作用の法則ではなく、図４のＢのように、出る排気ガス（５ｃ）が小径管（５）であるため、周りの空気を巻き込んで噴射を規制する原理を、Ａのターボジェットと、Ｂの本発明の分散噴射型エンジンとを、比べた模式図で説明する。

図４のＡはターボジェットで、推力１０トンのエンジンであり、噴射口は直径φ１０００である。そのターボジェットは、作用、反作用の法則を利用しているため、噴射は抵抗無く流れた方が、推力を増することになるので、普通２００メートルは噴射する。そして、噴射口は音速以上で排気しているため、排気口に空気の密度が違う波ができる。その、噴射口を衝立などで、排気ガス（５ｃ）の噴射を完全に押さえると、２パスカルの圧力があるため、直径φ１０００の面積は７，８５０平方センチであり、１５７トンの推力が出る。本発明は、衝立が何時でもある状態に近付けるために、小径管（５）から噴射するものである。

その小径管（５）を現した図４のＢの分散噴射型エンジンは、作用、反作用の法則ではなく、パスカルの原理で、密閉された容器内の液体が圧力を加えると、その圧力と同じ大きさの圧力が、液体のあらゆる部分に伝わるものである。その容器に穴を開けると、圧力が下がるから、その穴から漏れて出る分を補充し、同じ圧力を守としたら、その穴の太さが推力になるという理論である。そして、そのとき大きい穴を１個開けると、穴の面積が同じでも、小さな穴をたくさん開けているのでは、水の出る量が減ってくる。

そこで、分散噴射型エンジンの噴射口は、直径φ１で、１，０００，０００個の小径管（５）から、２パスカルで噴射すると、噴射口は時速３００キロメートルで、約２メートル噴射し、推力２００トンになる。そして、その穴から出た排気ガス（５ｃ）は、大気（５ｄ）を巻き込んで、大気（５ｄ）を排気ガス（５ｃ）の方向に誘導するので、約２メートル噴射して、時速８０キロメートルくらいになり、分散噴射型エンジンからは、思ったほどの排気はしない。もし、その排気口が大きかったら、出る排気ガス（５ｃ）は、大気（５ｄ）の摩擦が少ない分、摩擦の割合が少なくなるので、排気が多くなる。

そして、それはジェットポンプのように、噴流によって液体を吸い上げるポンプと同じである。その効果により、排出される排気ガス（５ｃ）を邪魔するように抵抗になれば、噴出する量が減る。したがって、大きいノズルから噴出させ、推力１０トンのエンジンと、分散噴射型エンジンで小径管（５）から噴出させるのを比べると、推力２００トンになるので、分散噴射型エンジンの方が良い。ただし、速度はプロペラ機より遅い、時速２００キロくらいになる。

小径管（５）から出た空気は、圧力エネルギーを速度エネルギーに変換して、空気中に放出すれば、周りの空気を巻き込んで、大きな空気の流れになり、その代わりにノズルから噴出させる空気の量が減る。つまり、分散噴射型エンジンはターボジェット（７）の噴射ではなく、高圧で多量な空気を圧縮し、小容量で軽いコンプレッサーとして使用するものである。また小径管（５）から、幾ら大きい騒音を出しても、小径管（５）は騒音になるエネルギーが小さいため、騒音は小さく、その騒音が幾ら集まっても、ターボジェット（７）のようには煩くない。

しかし１，０００，０００個の小径管（５）を取り付けると、翼（５ｂ）の長さは１キロメートルになり、取り付けるのが不可能であるため、φ２０にすると２，５００個の５０メートルで、大型飛行機の翼（５ｂ）に取り付けることができる。すると、φ１よりはφ２０の方が抵抗が少ないため、多量に排気ガス（５ｃ）が出て、約７０メートル噴射する。すると、飛行機の比推力が悪くなるが、速度は時速７００キロくらいになる。またφ１００にすれば１００個の小径管（５）で良い。さらに、小径管（５）の噴射口は丸型だけでなく、長細いものにしてもよい。

したがって、小径管（５）の中の、圧力の噴出が推力となり、排気ガス（５ｃ）を噴射するときの、空気の抵抗は、周りの大気（５ｄ）を、排気ガス（５ｃ）が噴射する方向に空気を流す、ジェットポンプと同じ効果を現す物である。

しかも、小径管（５）を翼（５ｂ）の上に取り付けたことで、翼（５ｂ）の下部と上部の大気（５ｄ）の流れる速度が違うため、速度の早い上部の方に引っ張られ、翼（５ｂ）は揚力を増す。

また、分散噴射型エンジンの航空機用エンジンは、圧縮機（１）から燃焼機（２）を介してタービン（３）があり、その排気ガス（５ｃ）を、両翼に取り付けたアフターバーナー（４）を介して小径管（５）から噴出して、推力を増強するものである。

その推力は排気ガス（５ｃ）が冷えることで、体積が小さくなっていた。その問題を解消するため、小径管（５）から噴出する前に、排気ガス（５ｃ）を管（５ａ）に取り付けたアフターバーナー（４）で再度燃焼して、温度を上げて、推力を増すものである。したがって、アフターバーナー（４）を使用しないときは、アフターバーナー（４）を取り付けたものの方が、推力は劣るように設計されている。

その他の分散噴射型エンジンで、船舶（６）用エンジンは、圧縮機（１）から燃焼機（２）を介してタービン（３）があり、その排気ガス（５ｃ）を、船尾に取り付けた小径管（５）から噴出して推力とするものである。

その小径管（５）は、海水（６ｂ）の中で噴出し、その排気ガス（５ｃ）の噴出口を筒（６ａ）で囲い、排気ガス（５ｃ）の噴射によって、海水（６ｂ）を吐き出し、吐き出れた海水（６ｂ）は、筒（６ａ）の前方が負圧になる。そして、前方の筒（６ａ）から吸い込み、後方に排気ガス（５ｃ）と海水（６ｂ）が混じった噴出流体となり、船舶（６）は前進するものである。

したがって、膨大なガスタービンの排気ガス（５ｃ）を利用して、ジェットポンプを作動させる物と同じ原理である。その原理を分かりやすく説明すると、水ロケットと同じで、空気だけを圧縮して飛ばすのと、水を介して飛ばすのでは、空気と水では密度が違う。それは、１立方メートルあたり、空気は１．２９キログラムに対し、水は１トンであるため、反作用が大きくなることと同じである。

その他の分散噴射型エンジンで、二重反転式のガスタービンは、軸翼（９）は軸（９ａ）を介して軸タービン（９ｂ）が具備されていて、管翼（１０）は管体（１０ａ）を介して管タービン（１０ｂ）が具備されている。そしてケーシング（１１）は、管翼（１０）と管タービン（１０ｂ）の間の位置に、燃焼機（２）を取り付ける。

そしてケーシング（１１）は、軸（９ａ）をベアリングを介在して、回転自在に取り付ける。その軸（９ａ）にベアリングを介して管体（１０ａ）を取り付け、回転自在にする。そして、軸翼（９）と管翼（１０）が、互いに逆に回転して、空気を燃焼機（２）に送る物である。

空気の流れを説明すると、ケーシング（１１）に入った空気は、第１段目の管翼（１０）に入り、管翼（１０）を出た空気は第１段目の軸翼（９）に入り、管翼（１０）から出た空気は、管翼（１０）により周方向速度エネルギーを、逆の周方向速度エネルギーに軸翼（９）が変える。そして出た空気は、第２段目の管翼（１０）に入り、周方向速度エネルギーを、逆の周方向速度エネルギーに変える。このような作業を繰り返して、空気が圧縮される。

燃焼機（２）まで来た空気は、燃焼機（２）で燃焼し、第１段目の管タービン（１０ｂ）に入り、排気ガス（５ｃ）は管タービン（１０ｂ）に回転を与え、周方向速度エネルギーを第１段目の軸タービン（９ｂ）に与え、回転力を得る。さらに逆の周方向速度エネルギーを、第２段目の管タービン（１０ｂ）に与える。このような作業を繰り返して、排気ガス（５ｃ）の噴出圧力は、回転エネルギーに変わり、管翼（１０）と軸翼（９）で空気が圧縮される回転力になる。

この二重反転式のガスタービンで飛行しているときは、軸翼（９）と管翼（１０）は両方とも動翼でできているため、前方から自然と大気（５ｄ）が圧縮機（１）内に入るため、抵抗にならない。従来は、静翼を使用していたため、動翼で周方向速度エネルギーを与えられた空気は静翼に入り、周方向速度エネルギーを圧力エネルギーに交換するため、静翼が取り付けられていた。そのため、ガスタービンの前から、風圧を加えても変化はなかったが、二重反転式のガスタービンでは、エンジンの回転さすエネルギーが要らない。ケーシング（１１）から出た排気ガス（５ｃ）は、管（５ａ）を介して複数の小径管（５）から噴射することで、分散噴射型エンジンとする。

本発明の実施例について、図面を参照して説明する。
（イ）図１は、小形飛行機（８）の平面を、点線で現した模式図である。図は、２段の遠心圧縮機（１）を示し、圧縮機（１）の翼車は直径φ６００のである。その遠心式の圧縮機（１）は、毎分３０，０００回転しており、遠心力で圧縮された空気は、インデューサを通り２段目の後翼車に入る。さらに圧縮され空気の圧力は、２パスカルになる。そして風量は、毎分２００立方メートルの吸気になる。

圧縮された空気は燃焼機（２）で燃焼して、体積を５倍に増やし、タービン（３）に送られて２段の軸流タービン（３）は回転する。そしてタービン（３）の回転は、遠心式の圧縮機（１）を回転さす動力を得る。このときできた排気ガス（５ｃ）を、従来のように直接噴射させると、推力７００キロになる。

そして図２の、翼（５ｂ）の断面図のように、タービン（３）から出た排気ガス（５ｃ）は、管（５ａ）を介して翼（５ｂ）の小径管（５）から排気ガス（５ｃ）を出す。そのとき、小径管（５）から出た排気ガス（５ｃ）の温度は、５００度に下がっているため、体積は約３倍である。しかし、出る排気ガス（５ｃ）の圧力は２パスカルあり、毎分２００立方メートルで吸気した空気は、毎分６００立方メートルで排気され、小径管（５）のφ１では、７０００個の小径管（５）から、２パスカルの排気ガス（５ｃ）を噴出する。

その小径管（５）から排気ガス（５ｃ）が出るところの、模式図を現した図が図２である。翼（５ｂ）には後縁フラップがあり、その後縁フラップの上部に小径管（５）がある。その小径管（５）は、管（５ａ）に圧縮された排気ガス（５ｃ）を、小径管（５）の噴出口から出して、出した排気ガス（５ｃ）の力を受けて、大気（５ｄ）が同じ方向に流れる図である。従来は、作用、反作用の法則では、だた排気ガス（５ｃ）を音速に近いところで噴射したとして、約７００キロの推力があるが、分散噴射型エンジンでは、小径管（５）はφ１で、７０００個の噴出口があり、約１４トンの推力がある。

つまり、このエンジンをガスタービンの推力として使用するのではなく、ガスタービンの圧縮機（１）の能力を利用するものである。また、垂直尾翼や水平尾翼にも分散噴射型エンジンを取り付けることができる。その他、噴射口の形は丸でなく、長細いものや四角形にできる。

また、この方法の小径管（５）は、翼（５ｂ）の上部だけの大気（５ｄ）を誘導するものであるから、翼（５ｂ）に浮力が生まれる。したがって、前縁フラップと後縁フラップを下に下げて浮力を増すと、時速１００キロ以下の滑走で離陸する。この翼（５ｂ）の上にＦＪＲエンジンで、推力４，２９０キロを４個備えた物で、短距離離着陸飛行を実験した、飛鳥がある。その飛行機は、着陸距離４８０メートルを達成したので、分散噴射型エンジンは、それより短い着陸距離を目指す物である。

図３は、アフターバーナー（４） を利用した、翼（５ｂ）の模式図である。分散噴射型エンジンの航空機用エンジンは、圧縮機（１）から燃焼機（２）を介してタービン（３）がある。その排気ガス（５ｃ）を、両翼に取り付けたアフターバーナー（４）を介し、小径管（５）から噴出して、推力とするものである。

その推力は排気ガス（５ｃ）が、摂氏１０００度でタービン（３）から出た排気ガス（５ｃ）は、管（５ａ）を通って小径管（５）から出るとき、冷えて摂氏約５００度くらいになる。そして体積が、約半分になっていたので、推力か劣っていた。その問題を解消するため、小径管（５）から噴出する前に管（５ａ）の中で、排気ガス（５ｃ）をアフターバーナー（４）で、摂氏約１７００度に燃焼させて、推力を上げるものである。したがって、体積が７倍になるので、小径管（５）の噴出口の大きさも倍にする必要がある。

しかし、噴射口を倍の大きさにすると、アフターバーナー（４）を使用しないときは、出力が劣る。したがって、アフターバーナー（４）を使用しないときは、噴出口を絞ることができる可動式のもので、一般的には加速ノズルと呼ばれているものと、同じものを取り付ける。

図５は、分散噴射型エンジンで、船舶（６）用エンジンの模式図である。その船舶（６）は、排水量１００トンの船である。そして、圧縮機（１）の翼はφ６００であり、その遠心式の圧縮機（１）は２段で、２パスカルまで圧力をあげる。そして燃焼機（２）を介してタービン（３）がある。そのタービン（３）を通過するときは、摂氏約１０００度の体積は、５倍に増えていたが、その排気ガス（５ｃ）を、船尾に取り付けた小径管（５）から噴出しているときは、海水（６ｂ）と接触するので摂氏約５０度以下に下がって、温度による熱膨張はなくなる。しかし、吸気した空気は残るので、圧力２パスカルは残り、その２パスカルの噴射で海水（６ｂ）を巻き込んで、推進力とするものである。

その複数の小径管（５）はφ３０で、１００個の小径管（５）を船尾の船艇に並べ、海水（６ｂ）の中で噴射したところを、実線の矢印で現している。その小径管（５）は１００個であるため、船舶（６）の幅一杯に広がっている。その排気ガス（５ｃ）の、噴出口を筒（６ａ）が囲い、排気ガス（５ｃ）の噴流によって海水（６ｂ）を吐き出したところが、点線の矢印で現している。その推進力は、海水（６ｂ）と排気ガス（５ｃ）が混ざったものであり、空気より海水（６ｂ）の方が重たいため、排気ガス（５ｃ）が小径管（５）を噴出するのに抵抗になり、飛行機（８）に使用した分散噴射型エンジンより、推進力は増えて６０トンの推進力である。

吐き出れた海水（６ｂ）は、筒（６ａ）の前方が負圧になり、前方の筒（６ａ）から吸い込んだ海水（６ｂ）は、点線で現している。そして、後方に排気ガス（５ｃ）と海水（６ｂ）が混じった噴出流体となり、船舶（６）は前進するものである。したがって海水（６ｂ）と混じるものであるため、排気ガス（５ｃ）は５０度以下に下がってしまうため、吸気した容積と同じである。そのため、排気ガス（５ｃ）の噴出量は、毎分２００立方メートルになる。

図６は、ジェットボート（６ｃ）の模式図である。そのジェットボート（６ｃ）は、排気ガス（５ｃ）が出るところを、上記船舶（６）用エンジンより上部に移動し、海水（６ｂ）の方を船舶（６）の中に吸い込み、ジェットポンプのようにして、推進力を出すものであり、従来のジェットボートと外観は同じである。

そのガスタービンの圧縮機（１）は１段で、翼の直径はφ１２０で、最高回転は毎分８０，０００回転で、噴出口はφ５０で１パスカルの噴出圧力があり、推力は８キロである。従来のジェットボートは、長さ２メートルの、重さ１３０キロで、出力４８馬力のエンジンで、エンジンの重さは６０キログラムの２サイクルのエンジンを搭載していた。しかし、本発明のジェットボート（６ｃ）の、ガスタービンの重量は５キログラムであるから、５５キロの軽量ができるので、ジェットボート（６ｃ）の重量は７５キロになる。

そして、８キロの推力は、分散噴射型エンジンにすることで、２００キロの推進力を得る。その分散噴射型エンジンは、小径管（５）をφ１０にして、海水（６ｂ）をジェットポンプにしているため、海水（６ｂ）は空気より重たいため、飛行機（８）より大きい直径になる。そして、その小径管（５）は、２０個の噴出口でできている。またジェットボート（６ｃ）は、水面を飛び跳ね、空中に浮いているときは、海水（６ｂ）が補給されないため推進力がおちる。

図７の半断面図は、分散噴射型エンジンの、二重反転式のガスタービンである。そのエンジンには圧縮機（１）があり、その圧縮機（１）は軸翼（９）と管翼（１０）でできており、タービン（３）は軸タービン（９ｂ）と管タービン（１０ｂ）でできている。そして軸（９ａ）は、軸翼（９）と軸タービン（９ｂ）が具備されていて、軸翼（９）は４段の動翼でできている。そして、軸タービン（９ｂ）は２段のタービンでできている。その軸翼（９）と軸タービン（９ｂ）は同じ方向に傾き、軸翼（９）の傾きは緩やかで、軸タービン（９ｂ）の方が勾配がきつくなっているので、排気ガス（５ｃ）は後方の軸タービン（９ｂ）の方に流れる。

その軸（９ａ）に、ベアリングを介して管翼（１０）と管タービン（１０ｂ）があり、その外側を管体（１０ａ）が具備していて、管翼（１０）は５段の動翼で、軸翼（９）とは逆の回転をする。

そして、管タービン（１０ｂ）は３段のタービンでできており、軸タービン（９ｂ）と逆の回転をするようになっている。その管翼（１０）と管タービン（１０ｂ）は同じ方向に傾き、管翼（１０）の傾きは緩やかで、管タービン（１０ｂ）の方が勾配がきつくなっているので、排気ガス（５ｃ）は後方の管タービン（１０ｂ）の方に流れる。

管翼（１０）は、管体（１０ａ）を介して管タービン（１０ｂ）が具備されていて、ケーシング（１１）に取り付けた燃焼機（２）を避けるように、略凹状に管体（１０ａ）はなっている。

そしてケーシング（１１）は、両端で軸（９ａ）を支えているので、案内翼（１１ａ）のような形にする。その案内翼（１１ａ）は、二重反転式のガスタービンであるため、周方向速度エネルギーは残らないため、どちらにも傾いていない物を取り付ける。

そしてケーシング（１１）は、軸（９ａ）をベアリングを介在して、回転自在に取り付ける。その軸（９ａ）にベアリングを介して管体（１０ａ）を取り付け、回転自在にする。そして、軸翼（９）と管翼（１０）が、互いに逆に回転して、空気を燃焼機（２）に送る。

そのため、軸（９ａ）と管体（１０ａ）は回転自在に取り付けているため、始動の時はセルモーターが使えないので、圧縮した空気を燃焼機（２）に送り、燃料を燃焼させた圧力でタービン（３）を回転させ、タービン（３）の回転で圧縮機（１）が回転する方法を用いる。したがって、飛んでいるときや、前から空気の流入があるときには、再始動できる。

空気の流れを説明すると、ケーシング（１１）に入った空気は、第１段目の管翼（１０）に入り、管翼（１０）を出た空気は第１段目の軸翼（９）に入り、管翼（１０）から出た空気は、管翼（１０）により周方向速度エネルギーを、逆の周方向速度エネルギーに軸翼（９）が変える。そして出た空気は、第２段目の管翼（１０）に入り、周方向速度エネルギーを、逆の周方向速度エネルギーに変える。このような作業を繰り返して空気が圧縮される。

燃焼機（２）まで来た空気は、燃焼機（２）で１０００度に燃焼し、体積を５倍に増やし、第１段目の管タービン（１０ｂ）に入り、排気ガス（５ｃ）は管タービン（１０ｂ）に回転を与える。そして周方向速度エネルギーを、第１段目の軸タービン（９ｂ）に与え、回転力を得る。さらに逆の周方向速度エネルギーを、第２段目の管タービン（１０ｂ）に与える。このような作業を繰り返して、排気ガス（５ｃ）の噴出圧力は回転エネルギーに変わり、管翼（１０）と軸翼（９）の空気が圧縮される回転力になる。そして余った、エネルギーが推力になる。

ケーシング（１１）から出た排気ガス（５ｃ）は、管（５ａ）を介して複数の小径管（５）から噴射することで、分散噴射型エンジンとする。また、二重反転式のガスタービンは、ガスタービンエンジンの前から空気を送る、ラムジェットのような状態になったときは、軸翼（９）と管翼（１０）との抵抗が殆ど加わらないため、ラムジェットのように動翼が抵抗にならない。

またラムジェットにするときは、圧縮機（１）の管翼（１０）と軸翼（９）の翼の勾配と、タービン（３）の管タービン（１０ｂ）と軸タービン（９ｂ）との翼の勾配が違うため、圧縮機（１）を通過した空気は、燃焼機（２）で微かに燃焼させる。すると、体積は増えてタービン（３）の翼が抵抗にならない程度に燃焼機（２）で燃焼させ、アフターバーナー（４）を使用して温度を摂氏１７００まで上げて、体積を７倍に増やし、噴射する。したがって、本発明のラムジェットは低速から、高速のラムジェット状態の時速１６００キロ以上の飛行でも、一つの二重反転式のガスタービンでできる。

この分散噴射型エンジンの構造は簡単であり、軽量であるためモーターグライダーに使用できる。また、圧縮機（１）の翼車を１段で、１パスカルのものは重さ１０キログラムででき、分散噴射型エンジンを利用すると、モーターパラグライダーに使用することができる。またパラプレーンのエンジンにも、分散噴射型エンジンを使用することができ、プロペラ部分か無いことで、いろんなデザインが想像できる。

１ 圧縮機 ２ 燃焼機 ３ タービン ４ アフターバーナー
５ 小径管 ５ａ 管 ５ｂ 翼 ５ｃ 排気ガス ５ｄ 大気
６ 船舶 ６ａ 筒 ６ｂ 海水 ６ｃ ジェットボート
７ ターボジェット ８ 飛行機
９ 軸翼 ９ａ 軸 ９ｂ 軸タービン
１０ 管翼 １０ａ 管体 １０ｂ 管タービン
１１ ケーシング １１ａ 案内翼

Claims (1)

1. 航空機用エンジンの分散噴射型エンジンは、圧縮機（１）から燃焼機（２）を介してタービン（３）があり、
   該タービン（３）から出た排気ガス（５ｃ）を、両翼（５ｂ）に取り付けた管（５ａ）の中にあるアフターバーナー（４）で燃焼して、該排気ガス（５ｃ）の温度を上げ、
   複数の小径管（５）を、該翼（５ｂ）の上部に取り付けたことで、
   該小径管（５）が該排気ガス（５ｃ）を噴射するとき、周りの大気（５ｄ）を該排気ガス（５ｃ）が噴射する方向に流し、
   該翼（５ｂ）の上部と、下部の該大気（５ｄ）の流れる速度が違うため、
   速度の速い上部に引っ張られ、該翼（５ｂ）は揚力を増し、
   複数の該小径管（５）の噴射口は、該翼（５ｂ）の幅一杯に広げて設置することを特徴とする分散噴射型エンジン。