JPWO2006103774A1 - 垂直移動可能な飛行体 - Google Patents

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Abstract

飛行体は、機体(100a)と、リフトエンジン(102a1)と、姿勢制御エンジンと、を具える。リフトエンジンは、タービン駆動ガスを発生するガス発生装置(200a1)と、タービン駆動ガスによって動力を得ると共にガス(20a1)を所定の方向に排出して推進力とする第１推力装置(204a1, 208a1, 210a1)と、前記動力により駆動されて周囲ガス(21a1)を取り入れ圧縮し第１推力装置のガス排出方向と概ね同じ所定の方向に排出して推進力に加算される推進力とする第２推力装置(214a1, 218a1, 220a1)と、を具える。ガス発生装置は、飛行体に自蔵したガス発生用原料(10a, 11a)を用いてガスを発生させる。第１推力装置は、回転力を得るタービン(204a1, 208a1)を有し、第２推力装置は、タービンにより得た回転力によって駆動されるファン(214a1, 218a1)と、ファンの下流に設けたノズル(222a1)と、を有する。【選択図】図２Ａ

Description

本発明は、自蔵したガスによって周囲ガスを加速し、その反動によって推力を得て、浮揚、飛行、姿勢制御等を行う飛行体に関する。
現在実用化されている垂直に離陸及び着陸が可能なヘリコプタ等の回転翼機を除いた固定翼機に関する公知技術は以下の通りである。ここで以下の文献を参照により組み込む。
1-1 US-3,447,764(AIRCRAFT WITH JET PROPULSION ENGINE)には、ハリア戦闘攻撃機（JANE'S ALL THE WORLD'S AIRCRAFT 1993-94 pp.389-391“BAe HARRIER/BAe SEA HARRIER”）の様に、高バイパス比ターボファンエンジン（ペガサスエンジン：Jane's AERO-ENGINES ISSUE5のROLLS-ROYCE PEGASUS）から排出されるガス流の偏向による浮揚（リフト）方法が記載されている。また、Rolls-Royce plc編集“The JET ENGINE”(1986 fifth edition)、又は、その翻訳本である社団法人 日本航空技術協会発行の「ザ・ジェット・エンジン」のp.197のFig.18-18には、ペガサスエンジンから抽気した圧縮空気の噴射による姿勢制御(RCS:Reaction Control System)による方法が記載されている。
US-3,447,764 Jane's INFORMATION GROUP Inc,「JANE'S ALL THE WORLD'S AIRCRAFT」,1993-94,pp.389-391 Jane's Information Group Limited,「Jane's AERO-ENGINES」ISSUE5,March 1999 Rolls-Royce plc,「The JET ENGINE」(1986 Fifth Edition), p.197, Fig.18-18 社団法人 日本航空技術協会、「ザ・ジェット・エンジン」、p.197、Fig.18-18
1-2 フリースタイル戦闘機（JANE'S ALL THE WORLD'S AIRCRAFT 1993-94 pp.336-337のYAKOVLEV Yak-141）の様に、US-3,429,509-B (COOLING SCHEME FOR A THREE BEARING SWIVEL NOZZLE)の排気偏向ノズルを装備した低バイパス比ターボファンエンジン（Jane's AERO-ENGINES ISSUE6のR-79-300）とリフト専用のターボジェットエンジン（Jane's AERO-ENGINES ISSUE6のRD-60）双方によるリフト方法と、ターボファンエンジンから抽気した圧縮空気の噴射による姿勢制御方法が記載されている。
US-3,429,509-B Jane's INFORMATION GROUP Inc,"JANE'S ALL THE WORLD'S AIRCRAFT", 1993-94, pp.336-337 Jane's Information Group Limited,"Jane's AERO-ENGINES"ISSUE6, September 1999
1-3 US-5,209,428 (PLOPULSION SYSTEM FOR A VERTICAL AND SHORT TAKEOFF AND LANDING AIRCRAFT)及びUS-5,275,356 (PLOPULSION SYSTEM FOR A V/STOL AIRCRAFT)には、統合攻撃戦闘機(JSF:Joint Strike Fighter)のASTOVL(Advanced Short Takeoff and Vertical Landing)バージョン(JANE'S ALL THE WORLD'S AIRCRAFT 1999-2000 pp.681-683のLOCKHEED MARTIN X-35 AND JOINT STRIKE FIGHTER参照)の様に、排気偏向ノズルを装備した低バイパス比ターボファンエンジン（Jane's AERO-ENGINES ISSUE5のPRATT&WHITNEY F119参照：量産型はF135）とそれによって駆動されるリフト専用ファンの双方によるリフト方法と、ターボファンエンジンから抽気した圧縮空気の噴射による姿勢制御方法が記載されている。
US-5,209,428 US-5,275,356 Jane's INFORMATION GROUP Inc,"JANE'S ALL THE WORLD'S AIRCRAFT",1999-2000,pp.681-683 Jane's Information Group Limited,"Jane's AERO-ENGINES"ISSUE5, March 1999
上記1-1の機体は世界で初めて実用化されたV/STOL(Vertical/Short Take-Off and Landing)固定翼機であったが、高バイパス比ターボファンエンジンであるペガサスエンジンの排出ガス流の速度は超音速飛行をするには小さい為、亜音速での運用しかできなかった。その解決の為に開発されたのが、世界初の超音速V/STOL固定翼機となった上記1-2の機体である。この機体はアフターバーナ付き低バイパス比ターボファンエンジンの装着により超音速性能を得たが、離着陸時に使用するターボジェットエンジン（リフトエンジン）の排出する高速ガス流に起因する騒音及び高い排気ガス温度、並びに燃費の悪さが問題となった。このリフトエンジンの代わりに、アフターバーナ付き低バイパス比ターボファンエンジンによって駆動されるリフトファンを装着する事によって排出ガス流の速度と温度を若干低く、燃費も幾分改善したのが上記1-3の機体である。
発明の概要
本発明の特徴によれば、垂直に移動可能な飛行体は、機体とエンジンとを具えている。そのエンジンは、前記飛行体に自蔵したガス発生用原料を用いてガスを発生するガス発生装置と、前記ガスを所定の方向に排出して推進力とする第１推力装置と、前記ガスにより周囲ガスを取り入れ前記第１推力装置のガス排出方向と概ね同じ方向に増速して排出して前記推進力に加算される推進力とする第２推力装置と、を具えている。
また本発明の別の特徴によれば、垂直に移動可能な飛行体は、機体とリフトエンジンとを具えている。そのリフトエンジンは、前記飛行体に自蔵したガス発生用原料を用いてガスを発生するガス発生装置と、前記ガスを所定の方向に排出して推進力とする第１推力装置と、前記ガスにより周囲ガスを取り入れ前記第１推力装置のガス排出方向と概ね同じ方向に増速して排出して前記推進力に加算される推進力とする第２推力装置と、を具えており、前記ガス発生装置は外部仕事用ガスを発生し、前記第１推力装置は前記外部仕事用ガスによって動力を得ると共に前記外部仕事用ガスを所定の方向に排出して推進力とし、前記第２推力装置は前記動力により駆動されて周囲ガスを取り入れ圧縮し前記第１推力装置の外部仕事用ガス排出方向と概ね同じ方向に増速して排出して前記推進力に加算される推進力とするものである。
また本発明の別の特徴によれば、垂直に移動可能な飛行体は、機体と前記飛行体の主に姿勢を制御する推力を得る姿勢制御エンジンを具えている。その姿勢制御エンジンは、前記飛行体に自蔵したガス発生用原料を用いてガスを発生するガス発生装置と、前記ガスを所定の方向に排出して推進力とする第１推力装置と、前記ガスにより周囲ガスを取り入れ前記第１推力装置のガス排出方向と概ね同じ方向に増速して排出して前記推進力に加算される推進力とする第２推力装置と、を具えており、前記ガス発生装置は姿勢制御用ガスを発生し、前記第１推力装置は前記姿勢制御用ガスを所定の方向に排出して推進力とし、前記第２推力装置は前記姿勢制御用ガスにより周囲ガスを取り入れ前記第１推力装置の姿勢制御用ガス排出方向と概ね同じ方向に増速して排出して前記推進力に加算される推進力とするものである。
飛行体の内、航空機に属する通常離着陸(CTOL: Conventional Take-off and Landing)を行う従来の固定翼機には、以下の固有の問題が存在する。
2-1 翼によって揚力を発生させるのに速度が必要な為、離着陸には長大な滑走路を必要とする。この為、空港の建設には広大な用地を必要とするので、空港を最も利便性の高い都市部に設ける事は困難であり、郊外に設けられる事が多い。その空港まで移動する手間が、航空機の利便性や高速性を損なっている。
2-2 離着陸時の速度が低速な為、空力的な復元力や操舵力に乏しく不安定である。この為、離着陸時は事故発生の危険性が高い（魔の１１分間:critical eleven minutes）。
2-3 離着陸時の速度が低速な為、離着陸に必要とする時間が長い。又、航空機同士の離着陸の間隔は安全上ある程度離さざるを得ない為、単位時間内に離着陸できる航空機の数が制限される。その為、主要な空港周辺の空域は常に混雑している。加えて、搭乗時間が長く、搭乗者の快適性や高速性を損なっている。
2-4 少しでも滑走路長や離着陸に要する時間を短縮する為、CTOL固定翼機は飛行の度に急激な加減速を繰り返す。この為、搭乗者の快適性は損なわれ、機体の寿命も短くなる。又、頻繁な整備も必要となる為、維持費も高くなる。
一方、未だ軍事用でしかも限定された用途でしか実用されていない、先述のVTOL(Vertical Take-Off and Landing)固定翼機にも、以下の固有の問題が存在する。
2-5 ジェットエンジンにより浮揚する為、垂直離着陸システムが複雑となり、エンジンのサージやストールを回避しつつ機体運動と同調した高度なエンジンやRCSその他の制御を必要とする。この為、操作性や応答性が悪く、製造費も高い。
2-6垂直離着陸システムが複雑である為、故障する確率が高く、危険性が高い。又、高度な保守整備を必要とする為、維持費が高い。
2-7 機体内にシャフトやダクトを配置する為、機器や有償荷重（ペイロード）の自由度な配置が困難で、設計の自由度が低い。
2-8 高温の排出ガスを下方へ排出する為、離着陸場所が溶融防止対策が施された耐熱性を有する滑走路等に限定され、離着陸場所選定の自由度が乏しい。
2-9 地表付近では、自身で排出した高温排出ガスが撒きあがる為、それを再度自身で吸込んでしまう高温ガス再吸込(HGI: Hot Gas Ingestion)による浮揚力減少があり、危険性が高い。
2-10 地表付近では、自身で排出した燃焼後の酸素含有量が少ないガスが撒きあがる為、それを再度自身で吸込んでしまい、酸素量が不足して燃焼が継続出来ず、不意にエンジンが停止する危険性が高い。
2-11 機体のRCSに用いる圧縮空気をエンジンから抽気する為、出力の低下により余剰浮揚力が減少する。その為、ペイロードが少なくなり、経済性が悪い。
又、垂直離着陸が可能な回転翼機である従来のヘリコプタ等には、以下の固有の問題が存在する。
2-12 ロータ等が露出して回転する為、電線等の異物巻き込み等に脆弱で、運用環境が制限される。
2-13 回転中のロータ等は大きなエネルギを有している為、この破損は周囲に大きな災害を引き起こす危険性が高い。
2-14 ロータ等の回転中には人が接近する事が困難である為、人員や貨物等の迅速な積降が難しく、利便性が損なわれる。
2-15 ロータ等の回転により低周波の騒音が発生する為、搭乗者の快適性は損なわれ、運用する環境や時間も制限される。
2-16 ロータ等の円板荷重が低い為、急激な機動時には一切のコントロールが不可能となる渦輪(vortex ring)状態に突入する危険性がある。この為、機動性に難がある。
2-17 ロータ等の回転面と飛行する方向がほぼ一致する場合、ロータ等の先端速度には限界がある為、飛行速度には上限が存在する。その為、高速での移動が出来ない。
2-18 常にロータ等を駆動する動力が必要である為、燃料の消費が激しい。その為、運用費が高く、航続距離も短い。
2-19 計器飛行方式(IFR: Instrument Flight Rule)による運行が十分には機能しておらず、有視界飛行方式(VFR: Visual Flight Rule)による運行が大部分である為、悪天候時や夜間の運行が困難である。この為、運用する環境や時間が制限される。
2-20 特に日本では、ヘリポート等の設備や制度の不備等の為、緊急時にヘリコプタによる急患等の搬送ができない病院や事故現場付近への着陸が認められない場合が多い。この為、緊急医療(EMS: Emergency Medical Service)体制が不十分で、ヘリコプタの普及率も低い。
他方、固定翼機や回転翼機を問わず従来のVTOL機には、以下の固有の問題が存在する。
2-21 固定翼機では主要な推力を発生するエンジンが１つしかなく、またRCSもそのエンジンに依存している。又、回転翼機ではエンジンは複数設置する事ができても、主ロータ及びテールロータ等の飛行に最低限必要な主要部品が１つしかない。よって、これら浮揚力発生装置の故障は推力及びコントロールの喪失等の重大な事故につながる為、危険性が高い。
2-22 空気を用いた機体の機動制御を行う為、その圧縮性により応答の時間遅れが発生する。よって、応答性が悪く、突風等が吹く悪天候時や収容艦の揺動等の急激な外乱には対応できない。
更に、CTOL機やVTOL機を問わず、従来の航空機には、以下の固有の問題が存在する。
2-23 空気を吸入して燃焼を行う為、排出ガス中の酸素濃度は減少し窒素酸化物濃度は増加する。その為、地球環境が悪化する。
2-24 微細な流路で構成される空気圧縮機（コンプレッサ）が必要となる為、地表付近で多発する外部異物吸込みによるエンジン損傷(FOD: Foreign Object Damage)に脆弱である。その為、FODが生じない様に清浄に保持された滑走路等の限定された場所でしか運用できず、運用環境が制限される。
2-25 エンジン始動の際には空気を圧縮する動力が必要である為、不意にエンジンが停止した場合、迅速なエンジンの再始動が困難であり、危険性が高い。
2-26 吸入空気の温度が高い場合、タービン入口温度(TIT: Turbine Inlet Temperature)を一定とする為、燃料投入量を減少させるので出力が低下する。よって、高温地域での運用が制限される。
2-27 吸入空気の密度が低い場合、取入れられる空気量が減少する為、燃料投入量を減少させるので出力が低下する。この為、高所地域での運用が制限される。
飛行体の内、宇宙機に属する従来のロケットには、以下の固有の問題が存在する。
2-28 特に固体ロケットの排出ガスには大気汚染物質や毒性ガス等が多く含まれ、それらを大量に大気中へ排出する為、地球環境が悪化する。この為、周辺環境を汚染される射場の立地は難しく、打上頻度も限られる。又、この有害な排出ガスが特に、大気循環流動の少ない高層大気に与える影響は深刻である。
2-29 ロケットの殆どが一回限りの使用で使い捨てられる為、打上毎に新たなロケットを製作せねばならず、貴重な資源を浪費する。この為、地球環境が悪化する。
2-30 毎回新たなロケットを製作する必要がある為、製作費が高い。
2-31 ロケットの殆どが多段式であり、各段は推進剤を消費した後に切り離されて次々と廃棄される為、地上や宇宙空間に多くのゴミを発生させて地球や宇宙の環境が悪化する。特に、地球周回軌道上のゴミはデブリ（space debris）と呼ばれ、それとの衝突は人工衛星や国際宇宙ステーション（ISS: International Space Station）等の破壊や機能喪失を引き起こす重大な脅威となっている。
2-32 打上に失敗した場合、その事故機の部品の多くが回収不能である為、事故機を調査・分析して不具合の原因究明や再発防止策を講じる事が困難である。この為、事故の原因究明には時間がかかる。又、安全を見越した設計を行わねばならない為、製作費も高い。
2-33 重力損失の影響を最小限とする為、ロケットは短時間で宇宙に達する様に設計される。その際にロケットには大きな加速度が加わる為、機器類や搭載されるペイロード等には大きな力が働く。よって、機器類やペイロード等には十分な強度が要求される為、ロケットやペイロードの質量の増加を招き、製造費も高い。
2-34 高速で移動する為、緊急時の脱出や回収等が困難であるので、危険性が高い。
2-35 高速で移動する為、飛行予定経路から外れた場合の修正が困難であり、失敗した場合にはロケット自体の爆破等が行われる。この為、打上の際には予め、飛行予定経路上をクリアにしておく必要があり、関係諸国への連絡や周辺海域へ漁船等を接近させない対策が必要となる。これは、漁業補償等を必要とする為、運用費が増加する。又、漁期によって打上の時期が限定される事があり、即応性に欠ける。
2-36 大気中を高速で移動する為、空気抵抗が大きくて推進エネルギを損失するので、搭載できるペイロードが限られ、運用費が高い。
2-37 空気抵抗を少しでも小さくする為、ロケットの形状は抵抗の少ないものに限られ、設計の自由度に乏しい。
2-38 大気中を高速で移動する為、空気との摩擦によって振動が発生するので、機器類やペイロード等には十分な防振対策が要求がされる。これは、ロケットやペイロードの質量の増加を招き、製造費も高い。
2-39 ロケットは複雑なシステムである為、打上にはその機能を十全に発揮する為の複合施設である射場が必要となる。この射場の建設や維持には、莫大な資金が必要となる為、建設費や維持費が高い。
2-40 ロケットの排出ガス速度が大きい為、打上初期における推進効率が極めて悪く、多量の推進剤を必要とする。その為、推進剤の搭載量や機体サイズが大きくなる。
最後に、航空機や宇宙機を問わず飛行体には、以下の固有の問題が存在する。
2-41 エンジンや翼等に不具合が発生し、推力や揚力を喪失する等の重大な故障が発生しても、全て独力で対応しなければならない為、安全な帰還等は極めて困難である。よって、危険性が高い。
2-42 排出ガスが高速である為、高周波の騒音が発生し、空港や射場の建設や飛行空域等が制限される。
2-43 排出ガスの温度が高温な為、赤外線(IR: Infra-Red)放射が強い。この為、安価なIR誘導兵器の標的とされ易く、生存性が低い。
上記の諸問題の全て又は一部を克服した垂直離着陸が可能な飛行体を実現することが望ましい。
本発明の目的は、上記の諸問題を解決し、より安全な飛行体を実現することである。
本発明の特徴によれば、より安全な飛行体を実現できる。
本発明は、垂直離着陸が可能な航空機、飛行体との着脱と垂直離着陸が可能な航空機、地上走行と垂直離着陸が可能な航空機、リフトエンジンと飛行用エンジンが一体化した垂直離着陸が可能な航空機、ロケットブースタ、第１段ロケット、及び宇宙往還機、の各飛行体に適用可能である。
以下、図面を参照して本発明の実施形態を説明する。この実施形態に記載されている構成部品の形状や大きさ、それらの相対位置などは、この発明の範囲をそれのみに限定する意図はなく、単なる例示に過ぎない。一つの実施形態で用いられた装置等は、他の実施形態に組み合わせることが可能であり、例示した装置等以外にも同等の機能を有する装置も同様に使用可能である。
第１の実施形態
図１Ａ〜図１Ｃは、本発明の第１の実施形態による垂直に離陸及び着陸が可能な航空機１ａの垂直離着陸時における上面図と右半分を切欠いた上断面図、１Ｂ−１Ｂに沿って切欠いた側断面図、及び１Ｃ−１Ｃに沿って切欠いた正面図と正断面図をそれぞれ示している。航空機１ａは、航空機として既知の、飛行用エンジン１１６ａ１〜１１６ａ２、補助動力装置１２２ａ、ペイロード１２４ａ、燃料タンク１１０ａ等の一般的な構成要素を包括する機体１００ａに加え、本発明による、短円筒状のリフトエンジン１０２ａ１〜１０２ａ４と、直交する２つの円筒を組合せた形状の姿勢制御エンジン１０６ａ１〜１０６ａ４と、球状の酸化剤タンク１０８ａと、直方体状のコンピュータ１１４ａとを具えている。
航空機１ａが垂直に離陸及び着陸を行う際には、飛行用エンジン１１６ａ１〜１１６ａ２は停止またはアイドル状態とし、主に姿勢制御エンジン１０６ａ１〜１０６ａ４で細かな姿勢制御を行いながら、リフトエンジン１０２ａ１〜１０２ａ４が白い幅広の矢印で示される周囲の空気４０ａ１ｚ〜４０ａ４ｚを吸い込んで、白い矢印で示される増速したガス流４１ａ１ｚ〜４１ａ４ｚを排出して大まかな姿勢制御を行いながら、その反力で浮揚する。特に整備されていない平地等３８８に達した排出ガス流４１ａ１ｚ〜４１ａ４ｚは、塵埃及び砂粒、小石、氷等の異物を含んだ白い矢印で示されるガス流４４ａ１ｚ〜４４ａ４ｚとして撒き上げられ、その一部は空気４０ａ１ｚ〜４０ａ４ｚと共に再びリフトエンジン１０２ａ１〜１０２ａ４に吸入されることがある。しかしリフトエンジン１０２ａ１〜１０２ａ４は、図２で後述する通り通常のジェットエンジンとは異なって吸込んだ周囲の空気４０ａ１〜４０ａ４を高圧圧縮・燃焼する必要が無く、単に運動量を付与するだけの媒体として用いる為、高温ガス及び酸素含有量が少ないガスの再吸込みによって大幅に性能が低下することがない。また、流路が狭く繊細な通常の高圧加圧用コンプレッサが不要なので、FODに対しても極めて強靭である。航空機１ａには、独立した複数（この例では４つ）のリフトエンジン１０２ａ１〜１０２ａ４及び独立した複数（この例では４つ）の姿勢制御エンジン１０６ａ１〜１０６ａ４が設けられている。
航空機１ａが飛行するときには、リフトエンジン１０２ａ１〜１０２ａ４と姿勢制御エンジン１０６ａ１〜１０６ａ４は停止状態となり、飛行用エンジン１１６ａ１〜１１６ａ２が作動して前進方向の推進力を得、一般の固定翼機と同様にIFRにより高速で飛行する事が出来る。
この様に、主に垂直離着陸で使用するリフトエンジン１０２ａ１〜１０２ａ４及び姿勢制御エンジン１０６ａ１〜１０６ａ４と、飛行用エンジン１１６ａ１〜１１６ａ２の双方を搭載することは、使用していない一方が死重量となって従来の技術では好ましくない。しかし、本発明におけるリフトエンジン１０２ａ１〜１０２ａ４及び姿勢制御エンジン１０６ａ１〜１０６ａ４は図２及び図３で後述する通り小型軽量であり、垂直離着陸システムが単純で垂直離着陸と通常飛行との切替が簡単で、かつ自蔵したタービン駆動ガスが時々刻々と消費されて軽くなる為、その欠点を補って余りある利点を有する。更に、垂直離着陸状態から飛行状態への遷移飛行が容易で、かつ２つの離着陸モード、即ち垂直離着陸と一般航空機の様な通常離着陸と、を自由に選択できる利点もある。
図２Ａ及び図２Ｂは、航空機１ａの作動状態及び停止状態におけるリフトエンジン１０２ａ１の垂直断面図をそれぞれ示している。リフトエンジン１０２ａ２〜１０２ａ４はリフトエンジン１０２ａ１と同じ構造を有する。図において、リフトエンジン１０２ａ１の構造は基本的に回転対称であり、図を簡明にするために同じ各要素には同じ系列の符号を付している。リフトエンジン１０２ａ１は、黒い矢印で示されるタービンを駆動するガス２０ａ１を発生させる垂直な中心軸を有し下向きに円環状の開口を有する円環（アニュラ）状のタービン駆動ガス発生器２００ａ１と、ガス２０ａ１を増速・転向する同軸的な放射状の複数のタービン静翼２０８ａ１と、ガス２０ａ１から機械仕事を取り出す同軸的な放射状の複数のタービン動翼２０４ａ１と、タービン動翼２０４ａ１が破壊又は飛散してもその破片がエンジン外部に飛散するのを防止する同軸的な切頭円錐状のタービンケース２１０ａ１と、周囲の空気を吸込んで加速する同軸的な放射状の複数のファン動翼２１４ａ１と、白い矢印で示される吸込んだ空気２１ａ１の速度を圧力に変換する同軸的な放射状の複数のファン静翼２１８ａ１と、ファン動翼２１４ａ１が破壊又は飛散してもその破片をエンジン外部に飛散するのを防止する同軸的な円筒状のファンケース２２０ａ１と、ファンケース２２０ａ１内に設けられ空気２１ａ１を加速させる為に底面の開口面積が上面の開口面積より小さい同軸的な円筒（ファンケース２２０ａ１）と切頭円錐（タービンケース２１０ａ１）間で形成されるノズル２２２ａ１と、タービン動翼２０４ａ１によって回転される中心軸上のシャフト２２４ａ１と、シャフト２２４ａ１からの回転をファン動翼２１４ａ１に伝達する回転対称に歯車類が組み合わされたトランスミッション２３０ａ１と、タービンを駆動したガス２０ａ１の一部と吸入された空気２１ａ１の一部を混合させて排出ガスの温度と速度を均一にする径方向に波打つひだ状のローブ型のミキサ２３２ａ１と、発電機や電動機として作動する円柱状の回転制御モータ兼発電機２３４ａ１と、大型の飛来物がファン動翼２１４ａ１に吸込まれるのを防止する網状の異物吸込防止網２３６ａ１と、収納時には翼及び機体１００ａの上面を成し展開時には吸入された空気２１ａ１の通路となる放射状に配置された扇形状の複数の入口可動ルーバ２５０ａ１と、その入口可動ルーバ２５０ａ１を駆動する円柱状の複数の入口可動ルーバ駆動アクチュエータ２５２ａ１と、収納時には翼及び機体の下面を成し展開時には排出ガス４１ａ１の通路と成りかつその排出方向を個々に自在にコントロールする放射状に配置された扇形状の複数の排気偏向ルーバ２５４ａ１と、その推力偏向ルーバ２５４ａ１を駆動する円柱状の複数の推力偏向ルーバ駆動アクチュエータ２５６ａ１とを具えている。要するに、このリフトエンジン１０２ａ１は、後述するガス発生装置２００ａ１と、そのガス発生装置２００ａ１からのガスによりタービンを駆動して動力を得ると共にその排ガスを所定の方向に排出して推進力に利用する、つまり前記黒い矢印で示される外部仕事用のガス２０ａ１から途中で動力を得て排出する第１推力装置と、その動力によって白い矢印で示される吸込んだ周囲ガスである空気２１ａ１を前記ガス２０ａ１と概ね同じ方向に排出して推進力とする第２推力装置と、を具えるものである。
図２Ａにおいて、点火信号８０ａを受けてガス発生器２００ａ１内で酸化剤１０ａと燃料１１ａが反応して発生したガス２０ａ１は、タービン２０４ａ１及び２０８ａ１を通過することで、そのガスの持つエネルギをタービン動翼２０４ａ１に与え自身は低温低圧の状態となって、ミキサ２３２ａ１に達する。タービン動翼２０４ａ１はシャフト２２４ａ１を白い矢印の方向に回転させ、回転制御モータ兼発電機２３４ａ１とトランスミッション２３０ａ１を駆動する。トランスミッション２３０ａ１は白い矢印の方向に回転し、シャフト２２４ａ１の回転を減速・高トルク化してファン動翼２１４ａ１に伝達する。ファン２１４ａ１及び２１８ａ１は、入口可動ルーバ２５０ａ１と異物吸込防止網２３６ａ１とを通過した空気２１ａ１を吸入し圧縮する。空気２１ａ１は、ノズル２２２ａ１によって増速されてミキサ２３２ａ１に達する。ミキサ２３２ａ１では、タービンを駆動したガス２０ａ１とファン流路を通過する空気２１ａ１の一部が混合され（２５ａ１、２６ａ１）、その温度と速度を更に減じて、大量の低速ガス流を形成してリフトエンジン１０２ａ１より排出される。
リフトエンジン１０２ａ１は、少量のタービン駆動ガス２０ａ１によって大量の空気２１ａ１を低速で排出することによって浮揚力を得る利点として、従来の多量のガスを高速で排出するロケット等よりも空気の存在する範囲において経済的で推進効率も高く騒音や大気汚染物質の排出による環境の汚染も少ない。更に、ミキサ２３２ａ１によってタービン駆動ガス２０ａ１と空気２１ａ１の一部を混合し、加えて、少量・高温・高速であるタービン駆動ガス２０ａ１を、大量・低温・低速である空気２１ａ１で包み込む事によって、騒音が減少し排出ガス温度も低温とする事ができる。これらの低騒音特性により、既存の航空機と比べ、空港等周辺での離着陸時の地上騒音被害面積を大幅に小さくする事ができる。大量の空気２１ａ１を低速で排出する手段としては、ここで示した高バイパス比ターボファンに似た方法の他、例えばファンをプロペラに置き換えたターボプロップ又はコンプレッサ等の別の手段を用いてもよい。
リフトエンジン１０２ａ１は、入口可動ルーバ２５０ａ１と排気偏向ルーバ２５４ａ１が開いた状態で運転され、放射状に配置された排気偏向ルーバ２５４ａ１によって排出ガスの方向を様々に偏向することによって自在に推力の方向を変向する。
リフトエンジン１０２ａ１のタービン動翼２０４ａ１やファン動翼２１４ａ１は、タービンケース２１０ａ１やファンケース２２０ａ１によって取り囲まれている為、電線等の捲込みや飛散時の周囲被害、低周波騒音の発生等の恐れが無く、人員等も迅速に積降しが可能である。
ヘリコプタ等に比べて円板荷重が大きい為、ボルテックス・リング（vortex ring）が生じ難く、離着陸時に急激な機動を行う事ができる。
従来の技術では、ファン又はコンプレッサのストール又はサージは燃焼器に流入する空気流量を変動させ、それがタービン出力の変動を引き起こし、それが再びファン又はコンプレッサへの入力の変動となってファン又はコンプレッサのストール又はサージを招く自励的な現象が生じる。しかし、本発明ではファン２１４ａ１及び２１８ａ１を通過した空気２１ａ１はタービン２０４ａ１及び２０８ａ１には流入しない為、この自励現象は発生しない。従って、大型の鳥などの飛来物が異物吸込防止網２３６ａ１を塞いだり回転系の過回転等によってファン２１４ａ１及び２１８ａ１のストール又はサージが生じても、ファン動翼２１４ａ１の負荷が軽減してシャフト２２４ａ１の回転数が増加するだけである。従って、その回転を通常は発電機として作動している回転制御モータ兼発電機２３４ａ１の負荷で適切に調整することで安全が確保できる。更に、この回転制御モータ兼発電機２３４ａ１は、緊急時にその回転を適切に制御する事でオートローテーションを行い、接地寸前に貯蔵した回転エネルギや電力によってファン動翼２１４ａ１を駆動してフレアを掛けて、安全に着陸する事が可能となる。短時間なら電力のみでの垂直移動も可能である。
又、リフトエンジン１０２ａ１は、空気が殆どない高空においても、タービン駆動ガス２０ａ１の反力により推力を得ることができる。
図２Ｂの停止状態の時、リフトエンジン１０２ａ１は、空気２１ａ１の吸入とガス２０ａ１の発生が停止し、入口可動ルーバ２５０ａ１と排気偏向ルーバ２５４ａ１が閉じて翼及び機体の一部となる為、航空機１ａの大きな抵抗とはならない。
以上説明した通り、リフトエンジン１０２ａ１は、通常のジェットエンジンには必要不可欠で重量も容積も大きなコンプレッサやそれを駆動する高圧タービン等を必要としないので、大幅な軽量化及び小型化が可能で、タービン駆動ガス２０ａ１から得られた動力の全てを空気２１ａ１の加速に用いることができる。
図２Ｃは、図２Ａの作動状態のリフトエンジン１０２ａ１のタービン駆動ガス発生器２００ａ１の右側部分拡大垂直断面図である。ガス発生器２００ａ１は、タービン駆動ガス２０ａ１の点火に用いる円筒状の点火器２２６ａ１と、発生する流体の通路と管状の酸化剤加熱流路２７４ａ１とを内在したリフトエンジン用酸化剤分解触媒２６０ａ１と、同軸的な放射状の複数の気液分離旋回羽根２６４ａ１と同軸的な放射状の複数の気体逆旋回羽根２６６ａ１と環状で絞られた流路を持つ絞り板２６８ａ１で形成される気液分離室２６２ａ１と、管状の燃料加熱流路２７６ａ１と、円筒状の複数の燃料ノズル２７２ａ１と複数の開口部を有する環状のライナ３２８ａ１で形成される反応室２７０ａ１とを具えている。酸化剤１０ａは、リフトエンジン用酸化剤流量調整弁２８２ａ１によって流量を調整された後、酸化剤加熱流路２７４ａ１を通過して酸化剤分解物と熱交換を行って予熱され、リフトエンジン用酸化剤分解触媒２６０ａ１で酸化剤分解物に分解される。その後、酸化剤加熱流路２７４ａ１を通して酸化剤１０ａを加熱した後に、気液分離室２６２ａ１に達する。酸化剤分解物の流れ２７ａ１は気液分離旋回羽根２６４によって旋回され、密度の大きな液体成分は自身に発生する遠心力によって外周側へと分離される（２９ａ１）。密度の小さな気体成分である酸化剤分解ガス２８ａ１は、内周側に設けられた気体逆旋回羽根２６６を通過することによって旋回成分を打ち消された後、分離された液体２９ａ１が流路を通過する為の圧力差を生じさせる絞り板２６８ａ１を通過する。その後、リフトエンジン用燃料流量調整弁２８６ａ１によって流量を調整された燃料１１ａが内部を流れる燃料加熱流路２７６ａ１を予熱した後、ライナ３２８ａ１内の反応室２７０ａ１に流入し、点火器２２６ａ１によって与えられる点火信号８０ａによって燃料１１ａと反応し、タービン静翼２０８ａ１を加熱して流出する。一方、気液分離室２６２で分離された酸化剤分解物に含まれていた液体２９ａ１は、タービン静翼２０８ａ１において反応ガスと熱交換されて加熱された後（３１ａ１）、反応室２７０ａ１に流入する（３２ａ１）。この時、液体３１ａ１の温度を反応室２７０ａ１内の圧力での飽和蒸気温度以上に過熱すると、反応室２７０ａ１に流入直後、直ちに気体へと相変化する。この気体３２ａ１は、周囲の反応ガスよりより低温である為、タービン静翼２０８ａ１を包み込む様にして遮熱し、その後、反応ガスと混合しながらタービン駆動ガス２０ａ１となって下流へと流出する。
この様に、リフトエンジン１０２ａ１のタービンは、周囲空気と隔てられた清浄なタービン駆動ガス２０ａ１によって駆動されるので、周囲空気の温度や圧力、汚染度合等に重大な影響を受けることなく出力が得られ、タービンの汚染も少ないのでタービン寿命も延びてオーバホール時間間隔(TBO: Time Between Overhauls)も長くなる。その結果、エンジン１０２ａ１は、空気の希薄な高地等及び砂漠等の高温多塵地域等での運用ができ、保守整備のコストも低減できる。更にエンジン１０２ａ１は酸化剤と燃料の流量を任意に設定できるのでエンジンの迅速な起動及び停止が容易であり、タービン駆動ガスを直接増減するので応答性も良く、急激な外乱にも十分対応できる。更に、エンジン１０２ａ１は、液体の酸化剤１０ａと液体の燃料を１１ａを用いる為、高密度である事から配管が容易で必要とされる容積も僅かで済み、圧縮性を持たない事から応答性も良い。
図２Ｄは、図２Ｂの停止状態のリフトエンジン１０２ａ１の上部水平面２Ｄ−２Ｄに沿った下断面図である。タービン駆動ガス発生器２００ａ１内のライナ３２８ａ１の開口部を通して、燃料ノズル２７２ａ１が周上に等間隔で複数設けられている様子がわかる。
図２Ｅは、図２Ａの作動状態のリフトエンジン１０２ａ１の上部水平面２Ｅ−２Ｅに沿った上断面図である。ファン動翼２１４ａ１は白い矢印の向きに回転するトランスミッション２３０ａ１によって駆動される。
図２Ｆは、図２Ａのリフトエンジン１０２ａ１の下部水平面２Ｆ−２Ｆに沿った下断面図であり、タービン動翼２０４ａ１とファン静翼２１８ａ１のそれぞれを通過したガスが混合するミキサ２３２ａ１の形状が分かる。
図２Ｇは、リフトエンジン１０２ａ１の入口可動ルーバ２５０ａ１の全開状態及び全閉状態を示す上面図である。左半分の２Ａ'はリフトエンジン１０２ａ１の作動状態を表しており、放射状に分割された入口可動ルーバ２５０ａ１が入口可動ルーバ駆動アクチュエータ２５２ａ１によって全開となった状態で、その奥には異物吸入防止網２３６ａ１が配置されている。逆に右半分の２Ｂ'はリフトエンジン１０２ａ１の停止状態を表しており、放射状に分割された入口可動ルーバ２５０ａ１が入口可動ルーバ駆動アクチュエータ２５２ａ１によって全閉となり、一つの平面を形成している。
図２Ｈは、リフトエンジン１０２ａ１の排気偏向ルーバ２５４ａ１の全開状態及び全閉状態を示す下面図である。左半分の２Ａ"はリフトエンジン１０２ａ１の作動状態を表しており、放射状に分割された排気偏向ルーバ２５４ａ１が排気偏向ルーバ駆動アクチュエータ２５６ａ１によって全開となる。一方、右半分の２Ｂ"はリフトエンジン１０２ａ１の停止状態を表しており、放射状に分割された排気偏向ルーバ２５４ａ１が排気偏向ルーバ駆動アクチュエータ２５６ａ１によって全閉となり、一つの平面を形成している。
図２Ｉは、リフトエンジン１０２ａ１の排出ガスが一つの回転方向に旋回され、その逆回転方向の反力を受ける状態を示す下面図である。排気偏向ルーバ２５４ａ１は、排気偏向ルーバ駆動アクチュエータ２５６ａ１によって出口面に対して全て一様に傾く。この図の例では、全ての排気偏向ルーバ２５４ａ１が紙面時計回り方向に傾き、それに沿って白い矢印で示される排出ガス４２ａ１（図の見易さを優先する為に全ての排出ガス４２ａ１は記載していない）が旋回され、その反作用としてリフトエンジン１０２ａ１は紙面反時計回り方向への回転反力を受ける。
図２Ｊは、リフトエンジン１０２ａ１の排出ガスが一方向に偏向され、その逆方向の反力を受ける状態を示す下面図である。排気偏向ルーバ２５４ａ１は、排気偏向ルーバ駆動アクチュエータ２５６ａ１によってその一部が鏡面対称的に傾く。この図の例では、左右に位置する排気偏向ルーバ２５４ａ１の一部が排気偏向ルーバ駆動アクチュエータ２５６ａ１によって左右鏡面対称的に紙面上方向に傾いて、それに沿って白い矢印の排出ガス４３ａ１（図の見易さを優先する為に全ての排出ガス４３ａ１は記載していない）が紙面上方向に偏向され、その反作用としてリフトエンジン１０２ａ１は紙面下方向への反力を受ける。この際、左右の排気偏向ルーバ２５４ａ１によって排出ガス４３ａ１の左右への旋回は相殺され、その結果、リフトエンジン１０２ａ１は紙面下方向への反力のみを受ける。
図３Ａ及び図３Ｂは、航空機１ａの姿勢制御エンジン１０６ａ１の作動状態を示す垂直断面図及び水平断面図である。姿勢制御エンジン１０６ａ２〜１０６ａ４は姿勢制御エンジン１０６ａ１と同じ構造を有する。姿勢制御エンジン１０６ａ１は、発生する流体の通路を内在した姿勢制御エンジン用酸化剤分解触媒２６１ａ１と、円筒状の姿勢制御ガス発生器３００ａ１と、酸化剤分解物の流れを切替える酸化剤分解物切替弁３０２ａ１と、中心軸が互いに直交して内部に絞られた流路を持つ円筒状のエジェクタ３０４ａ１ａ及び３０４ａ１ｂとを具えている。酸化剤１０ａは、姿勢制御エンジン用酸化剤流量調整弁２８３ａ１によって流量を調整された後、姿勢制御ガス発生器３００ａ１内の姿勢制御エンジン用酸化剤分解触媒２６１ａ１によって分解され、酸化剤分解物となる。図３Ａにおいて、黒い矢印で表された酸化剤分解物の流れ３４ａ１ｚは、酸化剤分解物切替弁３０２ａ１によってその噴出方向が異なるノズル３４ａ１と３４ａ２の一方に切り替えられ（この例では下向きノズル３４ａ１）、エジェクタ３０４ａ１ａに達する。エジェクタ３０４ａ１ａ内では、高速で噴出する酸化剤分解物の流れ３４ａ１ｚによって白い幅広の矢印で表された周囲の空気７０ａ１ｚがエジェクタ３０４ａ１ａに吸入され、白い矢印で表された両者の混合ガス７１ａ１ｚとなって排出される。その結果、姿勢制御エンジン１０６ａ１にはその反対方向である上向きに反力が働く。又、酸化剤分解物切替弁３０２ａ１によって酸化剤分解物の流れ３４ａ１ｚの噴出方向を逆の上向きに切り替えることで、上向きノズル３４ａ２からの噴出により姿勢制御エンジン１０６ａ１に下向きの反力を働かせることもできる。
エジェクタ３０４ａ１ｂによって水平方向への姿勢制御も可能となる。図３Ｂにおいて、黒い矢印で表された酸化剤分解物の流れ３４ａ１ｙは、酸化剤分解物切替弁３０２ａ１によって噴出方向が異なるノズル３４ｂ１と３４ｂ２の一方に切り替えられ（この例では下向きノズル３４ｂ１）、エジェクタ３０４ａ１ｂに達する。エジェクタ３０４ａ１ｂ内では、高速で噴出する酸化剤分解物の流れ３４ａ１ｙによって白い幅広の矢印で表された周囲の空気７０ａ１ｙがエジェクタ３０４ａ１ｂに吸入され、白い矢印で表された両者の混合ガス７１ａ１ｙとなって排出される。その結果、姿勢制御エンジン１０６ａ１には、その反対方向である上向きに反力が働く。又、酸化剤分解物切替弁３０２ａ１によって酸化剤分解物の流れ３４ａ１ｙの噴出方向を上向きに切り替えることで、上向きノズル３４ｂ２からの噴出により姿勢制御エンジン１０６ａ１に下向きの反力を働かせることもできる。この姿勢制御エンジン１０６ａ１は、ガス噴出方向が、上、下、左、右の４方向に切り替えられることにより、４方向の推進力を選択できるものである。一方向の推力を得るための基本的な構成は、ノズルとエジェクタとからなる構成である。この基本的な構成は、要するに、姿勢制御ガスをノズルから噴出して所定の方向の推進力を得る第１推力装置と、その第１推力装置の噴出によって周囲ガスである空気をエジェクタに吸入し、両者の混合ガスとして排出して第１推力装置の推進力に加算される推進力を得る第２推力装置と、を具えるものである。
この様に、姿勢制御エンジン１０６ａ１は、非圧縮流体である酸化剤の流量の増減によって迅速に反力の増減が可能であり、応答性が良い。また、姿勢制御エンジン１０６ａ１は、少量の酸化剤分解物３４ａ１を大量の空気７０ａ１で希釈して排出することによって推力を得る為、排出するガスの温度や速度が低くなり、経済的で安全性が高く騒音も少ない。また、姿勢制御エンジン１０６ａ１は、空気が殆どない高空においても、酸化剤分解物３４ａ１の反力により推力を得ることができる。
図４Ａは、航空機１ａのピッチ軸回り運動を示す側面図である。リフトエンジン１０２ａ４及びリフトエンジン１０２ａ１によって加速された白い矢印のガス４１ａ４ａ及び４１ａ１ａの流量を、リフトエンジン１０２ａ３及び１０２ａ２によって加速された白い矢印のガス４１ａ３ａ及び４１ａ２ａの流量よりも相対的に多くするか、又は、姿勢制御エンジン１０６ａ１から白い矢印のガス７１ａ１ａを下向きに排出もしくは姿勢制御エンジン１０６ａ３から白い矢印のガス７１ａ３ａを上向きに排出するか、又はその双方を同時に行うことによって、矢印で示されたピッチ軸回り機首上げの力６００ａを航空機１ａに与えることができる（本図以降、図の見易さを優先する為に各エンジンに吸込まれる空気の流れについては記載しない）。逆に、リフトエンジン１０２ａ３及び１０２ａ２によって加速された黒い矢印のガス４１ａ３ｂ及び４１ａ２ｂの流量を、リフトエンジン１０２ａ４及び１０２ａ１によって加速された黒い矢印のガス４１ａ４ｂ及び４１ａ１ｂの流量よりも相対的に多くするか、又は、姿勢制御エンジン１０６ａ１から黒い矢印のガス７１ａ１ｂを上向きに排出もしくは姿勢制御エンジン１０６ａ３から黒い矢印のガス７１ａ３ｂを下向きに排出するか、又はその双方を同時に行うことによって、矢印で示されたピッチ軸回り機首下げの力６０２ａを航空機１ａに与えることができる。
図４Ｂは、航空機１ａのヨー軸回り運動の一例を示す上面図である。リフトエンジン１０２ａ１〜１０２ａ４から白い破線矢印のガス４２ａ１ｃ〜４２ａ４ｃを左回りに旋回させて下方に排出するか、又は、姿勢制御エンジン１０６ａ１〜１０６ａ４から白い矢印の水平面左回りにガス７１ａ１ｃ〜７１ａ４ｃを排出するか、又はその双方によって、矢印で示されたヨー軸右回りの力６０４ａを航空機１ａに与えることができる。逆に、リフトエンジン１０２ａ１〜１０２ａ４から白黒の破線矢印のガス４２ａ１ｄ〜４２ａ４ｄを右回りに旋回させて下方に排出するか、又は、姿勢制御エンジン１０６ａ１〜１０６ａ４から黒い矢印のガス７１ａ１ｄ〜７１ａ４ｄを水平面右回りに排出するか、又はその双方によって、矢印で示されたヨー軸左回りの力６０６ａを航空機１ａに与えることができる。
図４Ｃは、航空機１ａのロール軸回り運動を示す正面図である。リフトエンジン１０２ａ４と１０２ａ３によって加速された白い矢印のガス４１ａ４ｅ及び４１ａ３ｅの流量を、リフトエンジン１０２ａ１と１０２ａ２によって加速された白い矢印のガス４１ａ１ｅ及び４１ａ２ｅの流量より相対的に多くするか、又は、姿勢制御エンジン１０６ａ２から白い矢印のガス７１ａ２ｅを上向きに排出もしくは姿勢制御エンジン１０６ａ４から白い矢印のガス７１ａ４ｅを下向きに排出するか、又はその双方によって、航空機１ａにロール軸回り右ロール（図では左回り）の力６０８ａを与えることができる。逆に、リフトエンジン１０２ａ１と１０２ａ２によって加速された黒い矢印のガス４１ａ１ｆ及び４１ａ２ｆの流量を、１０２ａ４と１０２ａ３によって加速された黒い矢印のガス４１ａ４ｆ及び４１ａ３ｆの流量より相対的に多くするか、又は、姿勢制御エンジン１０６ａ２から黒い矢印のガス７１ａ２ｆを下向きに排出もしくは姿勢制御エンジン１０６ａ４から黒い矢印のガス７１ａ４ｆを上向きに排出するか、又はその双方によって、航空機１ａにロール軸回り左ロール（図では右回り）の力６１０ａを与えることができる。
この様に、航空機１ａのピッチ軸及びヨー軸、ロール軸回りの各運動は、リフトエンジン１０２ａ１〜１０２ａ４による排出ガスの流量及び方向、旋回等の調整と、姿勢制御エンジン１０６ａ１〜１０６ａ４による排出ガスの流量及び方向等の調整による独立した多重系によって制御が可能であり、その中の１系統が事故等によりその機能を喪失しても、残った他の系統がその機能を補うので、機能の冗長性が高く、高い安全性を有する。
図５Ａ及び図５Ｂは、航空機１ａの前進及び後進運動を示す側面図及び上面図である。リフトエンジン１０２ａ１〜１０２ａ４から白い矢印のガス４３ａ１ｇ〜４３ａ４ｇを後方下向きに偏向して排出するか、又は姿勢制御エンジン１０６ａ４と１０６ａ２から白い矢印のガス７１ａ４ｇと７１ａ２ｇを後方に排出するか、又はその双方によって、航空機１ａに前進する力６１２ａを与えることができる。逆に、リフトエンジン１０２ａ１〜１０２ａ４から黒い矢印のガス４３ａ１ｈ〜４３ａ４ｈを前方下向きに偏向して排出するか、又は姿勢制御エンジン１０６ａ４と１０６ａ２から黒い矢印のガス７１ａ４ｈと７１ａ２ｈを前方に排出するか、又はその双方によって、航空機１ａに後進する力６１４ａを与えることができる。
図５Ｃ及び図５Ｄは、航空機１ａの右進及び左進運動を示す正面図及び上面図である。リフトエンジン１０２ａ１〜１０２ａ４から白い矢印のガス４３ａ１ｉ〜４３ａ４ｉを下方左向きに偏向して排出するか、又は姿勢制御エンジン１０６ａ１と１０６ａ３から白い矢印のガス７１ａ１ｉと７１ａ３ｉを左向きに排出するか、又はその双方によって、航空機１ａに右進する力６１６ａを与えることができる。逆に、リフトエンジン１０２ａ１〜１０２ａ４から黒い矢印のガス４３ａ１ｊ〜４３ａ４ｊを下方右向きに偏向して排出するか、又は姿勢制御エンジン１０６ａ１と１０６ａ３から黒い矢印のガス７１ａ１ｊと７１ａ３ｊを右向きに排出するか、又はその双方によって、航空機１ａに左進する力６１８ａを与えることができる。
図５Ｅ及び図５Ｆは、航空機１ａの上昇及び下降を示す正面図及び側面図である。リフトエンジン１０２ａ１〜１０２ａ４から白い矢印のガス４１ａ１ｋ〜４１ａ４ｋの流量をホバリング時より多く排出するか、又は姿勢制御エンジン１０６ａ１〜１０６ａ４から白い矢印のガス７１ａ１ｋ〜７１ａ４ｋを下向きに排出するか、又はその双方によって、航空機１ａに上昇する力６２０ａを与えることができる。逆に、リフトエンジン１０２ａ１〜１０２ａ４から黒い矢印のガス４１ａ１ｌ〜４１ａ４ｌの流量をホバリング時より少なく排出するか、又は姿勢制御エンジン１０６ａ１〜１０６ａ４から黒い矢印のガス７１ａ１ｌ〜７１ａ４ｌを上向きに排出するか、又はその双方によって、航空機１ａに下降する力６２２ａを与えることができる。
この様に、航空機１ａの前後、左右及び上下のロール軸、ピッチ軸及びヨー軸に沿った各運動は、リフトエンジン１０２ａ１〜１０２ａ４による排出ガスの流量及び方向、旋回や偏向の方向等の調整と、姿勢制御エンジン１０６ａ１〜１０６ａ４による排出ガスの流量及び方向等の調整による独立した多重系によって制御が可能であり、その中の１系統が事故等によりその機能を喪失しても、残った他の系統がその機能を補うので、機能の冗長性が高く、高い安全性を有する。
図６Ａ〜図６Ｃは、空中で酸化剤を補給する空中給液プローブ１２６ａ、空中で燃料を補給する空中給油プローブ１２８ａ、外部酸化剤タンク１３０ａ１及び１３０ａ２、及び外部燃料タンク１３２ａ１及び１３２ａ２を装着した航空機１ａの地上待機状態での上面図、側面図及び正面図をそれぞれ示している。空中給液プローブ１２６ａや空中給油プローブ１２８ａ、外部酸化剤タンク１３０ａ、外部燃料タンク１３２ａを設けることによって、航空機１ａの航続距離の延長や搭載ペイロードの増加等が可能になる。
図７Ａ〜図７Ｃは、航空機１ａの垂直離着陸時において、１つのリフトエンジン（この例では１０４ａ１）が停止した状態における上面図、側面図及び正面図をそれぞれ例示している。この場合、航空機１ａが停止したリフトエンジン１０４ａ１を補ってバランスを保つ様に残りのリフトエンジン１０２ａ２〜１０２ａ４から白い矢印のガス４３ａ２ｍ〜４３ａ４ｍを偏向して多量に排出するか、姿勢制御エンジン１０６ａ１及び１０６ａ２から白い矢印のガス７１ａ１ｍ及び７１ａ２ｍを下向きに、姿勢制御エンジン１０６ａ３及び１０６ａ４から白い矢印のガス７１ａ３ｍ及び７１ａ４ｍを上向きに排出するか、又はその双方によって、１つのリフトエンジン１０４Ａが停止した状態であっても航空機１ａは安全な離着陸を継続することができる。
図８Ａ〜図８Ｃは、航空機１ａの垂直離陸及び着陸を説明するのに役立つ、部分断面を含む側面図及び上面図である。四角で囲んだ数字１〜１０は航空機１ａの垂直離陸及び着陸状態の過程を各々示している。
図８Ａにおいて、航空機１ａは、平地等３８８の上（４００ａ）からリフトエンジンを作動させて白い矢印のガス４１ａ１ｎ〜４１ａ４ｎを下方へ排出することによって上昇し（４０６ａ）、所定の離陸高度７００に達する（４１８ａ）。そして、リフトエンジンから白い矢印のガス４３ａ１ｏ〜４３ａ４ｏを下後方へ偏向させて排出して前進上昇に移り、飛行用エンジンから白い矢印のガス４５ａ１ａ〜４５ａ２ａを排出すると共にリフトエンジンから白い矢印のガス４３ａ１ｐ〜４３ａ４ｐの流量を減じながら下後方へ偏向させて排出して前上方へ上昇（４２２ａ）する。その後、翼に十分な揚力が発生した後でリフトエンジンを停止させ飛行用エンジンから白い矢印のガス４５ａ１ｂ〜４５ａ２ｂを排出して通常の上昇（４２４ａ）を行う。
図８Ｂは、航空機１ａの垂直離着陸時において、上空の風向きが変化した場合を示す上面図である。垂直離着陸中に白い幅広の矢印で示す風向き９０が急に変化しても、４３８ａの様にすぐに機首を風上に向けることによって、横風に煽られることなく安全で、風に正対した最適な離着陸を行うことができる。
図８Ｃにおいて、航空機１ａは飛行用エンジンから白い矢印のガス４５ａ１ｃ〜４５ａ２ｃを排出して通常の下降を行い（４２６ａ）、リフトエンジンから白い矢印のガス４３ａ１ｑ〜４３ａ４ｑの流量を増しながら下前方へ偏向させて排出すると共に飛行用エンジンから白い矢印のガス４５ａ１ｄ〜４５ａ２ｄを減じながら排出して前下方へ下降し（４２２ａ）、リフトエンジンから白い矢印のガス４３ａ１ｒ〜４３ａ４ｒの流量を更に増しながら下方へ排出させると共に飛行用エンジンを停止させて所定の着陸高度７０２に達する（４２０ａ）。その後、リフトエンジンから白い矢印のガス４１ａ１ｓ〜４１ａ４ｓの流量を調整しながら下降（４１４ａ）し、平地等３８８の上に着陸する（４００ａ）。
図９Ａは、航空機１ａのVTOL機としての運用方法を示す側面図である。平地等３８８の上（４００ａ）から垂直に離陸（４０６ａ）し、巡航飛行（４２８ａ）をした後、平地等３８８の上へ垂直に着陸（４１４ａ）する様子を表している。
図９Ｂは、航空機１ａの短距離離陸垂直着陸(STOVL: Short Take-Off and Vertical Landing)機としての運用方法を示す側面図である。平地等３８８の上（４００ａ）から短距離の滑走で離陸（４１０ａ）することによって、VTOL機としての運用に比べて長距離の巡航飛行（４２８ａ）ができ、その後、平地等３８８の上へ垂直に着陸（４１４ａ）する様子を表している。また、VTOL機としての運用と同じ距離の巡航飛行を行う場合、VTOL機としての運用に比べてより多くのペイロードを積載したり、燃料及び酸化剤の搭載量をより節約したりすることもできる。
図９Ｃは、航空機１ａの飛行途中で空中で給油や給液を受けるVTOL機としての運用方法を示す側面図である。平地等３８８の上（４００ａ）から必要最小限の燃料と酸化剤によって垂直に離陸（４０６ａ）して巡航飛行（４２８ａ）の途中、空中給油給液機４３４から燃料と酸化剤の補給を受ける（４３０ａ）ことによってVTOL機としての運用に比べて長距離の飛行を行った後、平地等３８８の上へ垂直に着陸（４１４ａ）する様子を表している。また、VTOL機としての運用と同じ距離の巡航飛行を行う場合、VTOL機としての運用に比べてより多くのペイロードを積載することができる。
図９Ｄは、航空機１ａの外部酸化剤タンク及び外部燃料タンクを利用したVTOL機としての運用方法を示す側面図である。平地等３８８の上（４０２ａ）から外部燃料タンクと外部酸化剤タンクに入った燃料と酸化剤によって垂直に離陸（４０８ａ）した後、外部燃料タンクと外部酸化剤タンクを投棄（４３６ａ）してVTOL機としての運用に比べて長距離の巡航飛行（４２８ａ）をした後、水面等３９０の上の艦船等３８６ａの上へ垂直に着陸（４１４ａ）する様子を表している。
図９Ｅは、航空機１ａの高機動飛行等を行う垂直離陸通常着陸(VTOCL: Vertical Take-Off and Conventional Landing)機としての運用方法を示す側面図である。平地等３８８の上（４００ａ）から垂直に離陸（４０６ａ）して巡航飛行（４２８ａ）後、リフトエンジンと姿勢制御エンジンを用いて高迎角飛行や失速速度以下での高機動飛行、空気の希薄な高層大気中での飛行等（４３２ａ）をした後、平地等３８８の上へ通常滑走して着陸（４１６ａ）する様子を表している。
図９Ｆは、航空機１ａのCTOL機としての運用方法を示す側面図である。平地等３８８の上（４００ａ）から通常滑走して離陸（４１２ａ）してVTOL機としての運用に比べて長距離の巡航飛行（４２８ａ）をした後、平地等３８８の上へ通常滑走して着陸（４１６ａ）する様子を表している。また、VTOL機としての運用と同じ距離の巡航飛行を行う場合、VTOL機としての運用に比べてより多くのペイロードを積載することもできる。
この様に、航空機１ａは一般の航空機と同じ離着陸も可能なので、リフトエンジンや姿勢制御エンジンが複数故障した場合でも、安全に離着陸が可能である。
図１０は、航空機１ａの流体及び電気系統のブロック図である。航空機１ａにおいて、外部酸化剤タンク１３０ａ内や予め又は空中給液プローブ１２６ａを介して酸化剤タンク１０８ａ内に貯蔵された酸化剤１０ａは、酸化剤加圧装置２８０ａによって加圧され、リフトエンジン用酸化剤流量調整弁２８２ａ１〜２８２ａ４や姿勢制御エンジン用酸化剤流量調整弁２８３ａ１〜２８３ａ４を経て、リフトエンジン１０２ａ１〜１０２ａ４のタービン駆動ガス発生器２００ａ１〜２００ａ４及び姿勢制御エンジン１０６ａ１〜１０６ａ４の姿勢制御ガス発生器３００ａ１〜３００ａ４へ供給される。一方、外部燃料タンク１３２ａ内や予め又は空中給油プローブ１２８ａを介して燃料タンク１１０ａ内に貯蔵された燃料１１ａは、燃料加圧装置２８４ａによって加圧され、リフトエンジン用燃料流量調整弁２８６ａ１〜２８６ａ４を経て、リフトエンジン１０２ａ１〜１０２ａ４のタービン駆動ガス発生器２００ａ１〜２００ａ４及び飛行用エンジン１１６ａ及び補助動力装置１２２ａへ供給される。リフトエンジン１０２ａ２〜１０２ａ４の構造はリフトエンジン１０２ａ１と同じである為、ここではリフトエンジン１０２ａ１について説明を行う。リフトエンジン１０２ａ１では、タービン駆動ガス発生器２００ａ１で発生したタービン駆動ガス２０ａ１がタービン２０２ａ１を駆動した後、ミキサ２３２ａ１に達する。タービン２０２ａ１で得られた動力は、シャフト２２４ａ１を介してトランスミッション２３０ａ１と回転制御モータ兼発電機２３４ａ１を駆動する。トランスミッション２３０ａ１はファン２１２ａ１を駆動する。ファン２１２ａ１は入口可動ルーバ２５０ａ１と異物吸入防止網２３６ａ１を通過して周囲の空気４０ａ１を吸い込む。その後、ファン２１２ａ１で加圧された空気２１ａ１はノズル２２２ａ１に達する。ノズル２２２ａ１で空気２１ａ１はその圧力を速度に変換して加速し、ミキサ２３２ａ１に達する。ミキサ２３２ａ１ではタービン駆動ガス２０ａ１と空気２１ａ１の一部が混合され、排気偏向ルーバ２５４ａ１を通過して排出される（４１ａ１）ことによって、リフトエンジン１０２ａ１に反力を発生させる。周囲空気４０ａ１中の大きな異物は異物吸入防止網２３６ａ１で捕獲されるが、その影響でファンのストール又はサージが発生しない様、回転制御モータ兼発電機２３４ａ１によってタービン２０２ａ１の負荷を調整する。タービン駆動ガス２０ａ１が発生しなくなった場合には、一時的に回転制御モータ兼発電機２３４ａ１によって、ファン２１２ａ１を駆動し、航空機１ａを可能な限り安全に着陸させる。
姿勢制御エンジン１０６ａ２〜１０６ａ４の構造は姿勢制御エンジン１０６ａ１と同じである為、ここでは姿勢制御エンジン１０６ａ１について説明を行う。姿勢制御エンジン１０６ａ１では、姿勢制御ガス発生器３００ａ１で発生した酸化剤分解物３４ａ１が酸化剤分解物切替弁３０２ａ１により流路を変更した後、エジェクタ３０４ａ１で周囲の空気７０ａ１を吸込んで排出される（７１ａ１）ことによって、反力が発生する。
指令装置２９０ａは、機体等の諸状態を検知するセンサ２９２ａの情報に応じてコンピュータ１１４ａに指令を与える。コンピュータ１１４ａはその指令に従って、制御信号８１ａによりリフトエンジン１０２ａ１〜１０２ａ４、姿勢制御エンジン１０６ａ１〜１０６ａ４、飛行用エンジン１１６ａ、補助動力装置１２２ａ、点火装置２８８ａ、操舵装置２９４ａ等を制御する。点火装置２８８ａは点火器２２６ａ１〜２２６ａ４に対して点火信号８０ａを発し、タービン駆動ガス発生器２００ａ１〜２００ａ４を点火する。
酸化剤及び燃料は、保存性及び貯蔵性の面で常温で高密度の液体であることが好ましいが、他の実施形態で説明する様にこれに限定されない。液体の酸化剤及び燃料を用いることによって、これらをエンジン１０２ａ１〜１０２ａ４及び姿勢制御エンジン１０６ａ１〜１０６ａ４へ導く配管等の容積が小さくなり、システム配置の自由度も向上する。
酸化剤の種類には、例えば、過酸化水素や硝酸、赤煙硝酸、二酸化窒素、三酸化二窒素、四酸化二窒素、五酸化二窒素、亜酸化窒素、混合窒素酸化物、三弗化塩素、弗化塩素酸等及びこれらの水溶液又は油溶液等がある。中でも過酸化水素又はその水溶液は、有害物質を一切発生しないので好ましい。様々な濃度の過酸化水素水溶液が使用できるが、その中でも重量濃度が３〜７０重量％の過酸化水素水溶液は、危険性が低く取扱いも容易である。高密度で貯蔵性もあり、入手し易い為にコストも低い。
リフトエンジン用酸化剤分解触媒２６０ａ及び姿勢制御エンジン用酸化剤分解触媒２６１ａについては、使用する酸化剤に応じて適当な触媒成分を選定する。例えば、酸化剤が過酸化水素又はその水溶液であった場合には、白金やパラジウム等の白金族やマンガン酸化物等の触媒成分を用いれば良い。又、これらの触媒を酸化剤熱分解用の加熱器に置き換える事も出来る。
燃料の種類には、エチルアルコール及びメチルアルコール等のアルコール類及びその水溶液、ジェット燃料等の炭化水素燃料（GTL: Gas To Liquid fuelを含む）、モノメチルヒドラジン等のヒドラジン類及びその水溶液及び油溶液、エチレンジアミン等のアミン類、ジボラン及びペンタボラン等のボラン類及びその水溶液及び油溶液、ジメチルエーテル等のエーテル類、アルデヒド類及びその水溶液、プロピレン類及びその水溶液、ケトン類及びその水溶液、ベンゼン類、キシレン類、トルエン類、酢酸類、ピリジン類、エステル類及びその水溶液、プロピオン酸類及びその水溶液、アクリル酸類及びその水溶液、クレオソート油類、アリニン類、ニトロベンゼン類、エチレングリコール類及びその水溶液、グリセリン類及びその水溶液、アンモニア及びその水溶液、可燃性油脂類等に加え、これらを適当に混合した燃料等がある。特に、バイオアルコール類及びその水溶液は、炭酸ガスを含む環境汚染物質を一切発生しない（1997年12月に京都開催の気候変動枠組条約第３回締約国会議の特別ルールによれば、植物類の炭酸同化作用による二酸化炭素の再放出は新たな二酸化炭素の生産とは見なされない：カーボンニュートラル）ので好ましい。灯油及びガソリン等の炭化水素燃料は、危険性が低く取扱いが容易で入手し易いのでコストも低い。近年、これらの炭化水素燃料はＧＴＬ燃料として、埋蔵量の豊富な天然ガス等の原料からも生産され始めている。
なお、第１の実施の形態においては、第１推力装置としてタービンを、第２推力装置としてファンとノズルを用いたが、その代わりに双方または一方の装置を前記ガス発生器からのガスによって動作する往復運動機関に置き換えても良い。
第２の実施形態
図１１Ａ〜図１１Ｃは、本発明の第２の実施形態による垂直離着陸が可能な航空機１ｂの垂直離着陸時における上面図と右半分を切欠いた上断面図、１１Ｂ−１１Ｂに沿って切欠いた側断面図、及び正面図と１１Ｃ−１１Ｃに沿って切欠いた正断面図をそれぞれ示している。航空機１ｂは、航空機として既知の、飛行用エンジン１１６ｂ１〜１１６ｂ２、補助動力装置１２２ｂ、ペイロード１２４ｂ、燃料タンク１１０ｂ等の一般的な構成要素を包括する機体１００ｂに加え、本発明による、短円筒状のリフトエンジン１０２ｂ１〜１０２ｂ４と、直交する２つの円筒を組合せた形状の姿勢制御エンジン１０６ｂ１〜１０６ｂ４と、球状の反応剤タンク１７８ｂと、直方体状のコンピュータ１１４ｂとを具えている。
この実施形態は、第１の実施形態と駆動ガスの発生方法が異なる。即ち、第１の実施形態が酸化剤と燃料の反応によって駆動ガスを発生していたのに対して、第２の実施形態では反応剤の反応によって駆動ガスを発生している。その他の部分は第１の実施形態と同じで同様の利点がある。
図１２Ａは、航空機１ｂの作動状態におけるリフトエンジン１０２ｂ１の垂直断面図を示している。リフトエンジン１０２ｂ２〜１０２ｂ４はリフトエンジン１０２ｂ１と同じ構造を有する。図において、リフトエンジン１０２ｂ１の構造は基本的に回転対称であり、図を簡明にするために同じ各要素には同じ系列の符号を付している。リフトエンジン１０２ｂ１は、第１の実施形態のリフトエンジン１０２ａ１と同様に、黒い矢印で示されるタービンを駆動するガス２０ｂ１を発生させる垂直な中心軸を有し下向きに円環状の開口を有する円環（アニュラ）型のタービン駆動ガス発生器２００ｂ１と、ガス２０ｂ１を増速・転向する同軸的な放射状の複数のタービン静翼２０８ｂ１と、ガス２０ｂ１から機械仕事を取り出す同軸的な放射状の複数のタービン動翼２０４ｂ１と、タービン動翼２０４ｂ１が破壊又は飛散してもその破片がエンジン外部に飛散するのを防止する同軸的な切頭円錐状のタービンケース２１０ｂ１と、周囲の空気を吸込んで加速する同軸的な放射状の複数のファン動翼２１４ｂ１と、白い矢印で示される吸込んだ空気２１ｂ１の速度を圧力に変換する同軸的な放射状の複数のファン静翼２１８ｂ１と、ファン動翼２１４ｂ１が破壊又は飛散してもその破片をエンジン外部に飛散するのを防止する同軸的な円筒状のファンケース２２０ｂ１と、ファンケース２２０ｂ１内に設けられ空気２１ｂ１を加速させる為に底面の開口面積が上面の開口面積より小さい同軸的な円筒（ファンケース２２０ｂ１）と切頭円錐（タービンケース２１０ｂ１）間で形成されるノズル２２２ｂ１と、タービン動翼２０４ｂ１によって回転される中心軸上のシャフト２２４ｂ１と、シャフト２２４ｂ１からの回転をファン動翼２１４ｂ１に伝達する回転対称に歯車類が組み合わされたトランスミッション２３０ｂ１と、タービンを駆動したガス２０ｂ１と吸入された空気２１ｂ１を混合させて排出ガスの温度と速度を均一にする径方向に波打つひだ状のローブ型のミキサ２３２ｂ１と、発電機や電動機として作動する円柱状の回転制御モータ兼発電機２３４ｂ１と、大型の飛来物がファン動翼２１４ｂ１に吸込まれるのを防止する網状の異物吸込防止網２３６ｂ１と、収納時には翼及び機体の上面を成し展開時には吸入された空気２１ｂ１の通路となる放射状に配置された扇形状の複数の入口可動ルーバ２５０ｂ１と、その入口可動ルーバ２５０ｂ１を駆動する円柱状の複数の入口可動ルーバ駆動アクチュエータ２５２ｂ１と、収納時には翼及び機体の下面を成し展開時には排出ガス４１ｂ１の通路と成りかつその排出方向を個々に自在にコントロールする放射状に配置された扇形状の複数の排気偏向ルーバ２５４ｂ１と、その推力偏向ルーバ２５４ｂ１を駆動する円柱状の複数の推力偏向ルーバ駆動アクチュエータ２５６ｂ１とを具えている。
リフトエンジン１０２ｂ１の動作はリフトエンジン１０２ａ１と同様であるから、ここでは説明を省略する。
図１２Ｂは、図１２Ａの作動状態のリフトエンジン１０２ｂ１のタービン駆動ガス発生器２００ｂ１の右側部分拡大垂直断面図である。ガス発生器２００ｂ１は、発生する流体の通路を内在したリフトエンジン用反応剤分解触媒３０８ｂ１と、管状の反応剤加熱流路３１０ｂ１と、環状の反応室２７０ｂ１とを具えている。反応剤１２ｂは、リフトエンジン用反応剤流量調整弁３１４ｂ１によって流量を調整された後、反応剤加熱流路３１０ｂ１を通過して反応剤分解物３３ｂ１と熱交換を行って予熱され、リフトエンジン用反応剤分解触媒３０８ｂ１で反応剤分解物３３ｂ１に分解され、反応剤加熱流路３１０ｂ１を通して反応剤１２ｂを加熱して反応室２７０ｂ１に達し、タービン駆動ガス２０ｂ１となって通過する。
リフトエンジン１０２ｂ１の動作はリフトエンジン１０２ａ１と同様であるから、ここでは説明を省略する。
図１３Ａ及び図１３Ｂは、航空機１ｂの姿勢制御エンジン１０６ｂ１の作動状態を示す垂直断面図及び水平断面図である。姿勢制御エンジン１０６ｂ２〜１０６ｂ４は姿勢制御エンジン１０６ｂ１と同じ構造を有する。姿勢制御エンジン１０６ｂ１は、発生する流体の通路を内在した姿勢制御エンジン用反応剤分解触媒３０９ｂ１と、円筒状の姿勢制御ガス発生器３００ｂ１と、反応剤分解物の流れを切替える反応剤分解物切替弁３１６ｂ１と、中心軸が互いに直交して内部に絞られた流路を持つ円筒状のエジェクタ３０４ｂ１ａ及び３０４ｂ１ｂとを具えている。反応剤１２ｂは、姿勢制御エンジン用反応剤流量調整弁３１５ｂ１によって流量を調整された後、姿勢制御ガス発生器３００ｂ１内の姿勢制御エンジン用反応剤分解触媒３０９ｂ１によって分解され、反応剤分解物となる。図１３Ａにおいて、黒い矢印で表された反応剤分解物の流れ３５ｂ１ｚは、反応剤分解物切替弁３１６ｂ１によってその噴出方向を切り替えられ（この例では下向き）、エジェクタ３０４ｂ１ａに達する。エジェクタ３０４ｂ１ａ内では、高速で噴出する反応剤分解物の流れ３５ｂ１ｚによって白い幅広の矢印で表された周囲の空気７０ｂ１ｚがエジェクタ３０４ｂ１ａに吸入され、白い矢印で表された両者の混合ガス７１ｂ１ｚとなって排出される。その結果、姿勢制御エンジン１０６ｂ１にはその反対方向である上向きに反力が働く。又、反応剤分解物切替弁３１６ｂ１によって反応剤分解物の流れ３５ｂ１ｚの噴出方向を上向きに切り替えることで、姿勢制御エンジン１０６ｂ１に下向きの反力を働かせることもできる。
エジェクタ３０４ｂ１ｂによって水平方向への姿勢制御も可能となる。図１３Ｂにおいて、黒い矢印で表された反応剤分解物の流れ３５ｂ１ｙは、反応剤分解物切替弁３１６ｂ１によって噴出方向を切り替えられ（この例では下向き）、エジェクタ３０４ｂ１ｂに達する。エジェクタ３０４ｂ１ｂ内では、高速で噴出する反応剤分解物の流れ３５ｂ１ｙによって白い幅広の矢印で表された周囲の空気７０ｂ１ｙがエジェクタ３０４ｂ１ｂに吸入され、白い矢印で表された両者の混合ガス７１ｂ１ｙとなって排出される。その結果、姿勢制御エンジン１０６ｂ１には、その反対方向である上向きに反力が働く。又、反応剤分解物切替弁３１６ｂ１によって反応剤分解物の流れ３５ｂ１ｙの噴出方向を上向きに切り替えることで、姿勢制御エンジン１０６ｂ１に下向きの反力を働かせることもできる。
姿勢制御エンジン１０６ｂ１の動作は、姿勢制御エンジン１０６ａ１とは姿勢制御ガスの発生方法が異なるだけで、それ以外の動作は同様である。
図１４は、航空機１ｂの流体及び電気系統のブロック図である。航空機１ｂにおいて、外部反応剤タンク１８８ｂ内や予め又は空中給液プローブ１２７ｂを介して反応剤タンク１７８ｂ内に貯蔵された反応剤１２ｂは、反応剤加圧装置３１２ｂによって加圧され、リフトエンジン用反応剤流量調整弁３１４ｂ１〜３１４ｂ４や姿勢制御エンジン用反応剤流量調整弁３１５ｂ１〜３１５ｂ４を経て、リフトエンジン１０２ｂ１〜１０２ｂ４のタービン駆動ガス発生器２００ｂ１〜２００ｂ４及び姿勢制御エンジン１０６ｂ１〜１０６ｂ４の姿勢制御ガス発生器３００ｂ１〜３００ｂ４へ供給される。一方、外部燃料タンク１３２ｂ内や予め又は空中給油プローブ１２８ｂを介して燃料タンク１１０ｂ内に貯蔵された燃料１１ｂは、燃料加圧装置２８４ｂによって加圧され、飛行用エンジン１１６ｂ及び補助動力装置１２２ｂへ供給される。リフトエンジン１０２ｂ２〜１０２ｂ４の構造はリフトエンジン１０２ｂ１と同じである為、ここではリフトエンジン１０２ｂ１について説明を行う。リフトエンジン１０２ｂ１では、タービン駆動ガス発生器２００ｂ１で発生したタービン駆動ガス２０ｂ１がタービン２０２ｂ１を駆動した後、ミキサ２３２ｂ１に達する。タービン２０２ｂ１で得られた動力は、シャフト２２４ｂ１を介してトランスミッション２３０ｂ１と回転制御モータ兼発電機２３４ｂ１を駆動する。トランスミッション２３０ｂ１はファン２１２ｂ１を駆動する。ファン２１２ｂ１は入口可動ルーバ２５０ｂ１と異物吸入防止網２３６ｂ１を通過して周囲の空気４０ｂ１を吸い込む。その後、ファン２１２ｂ１で加圧された空気２１ｂ１はノズル２２２ｂ１に達する。ノズル２２２ｂ１で空気２１ｂ１はその圧力を速度に変換して加速し、ミキサ２３２ｂ１に達する。ミキサ２３２ｂ１ではタービン駆動ガス２０ｂ１と空気２１ｂ１の一部が混合され、排気偏向ルーバ２５４ｂ１を通過して排出される（４１ｂ１）ことによって、リフトエンジン１０２ａ１に反力を発生させる。周囲空気４０ｂ１中の大きな異物は異物吸入防止網２３６ｂ１で捕獲されるが、その影響でファンのストール又はサージが発生しない様、回転制御モータ兼発電機２３４ｂ１によってタービン２０２ｂ１の負荷を調整する。タービン駆動ガス２０ｂ１が発生しなくなった場合には、一時的に回転制御モータ兼発電機２３４ｂ１によって、ファン２１２ｂ１を駆動し、航空機１ｂを可能な限り安全に着陸させる。
姿勢制御エンジン１０６ｂ２〜１０６ｂ４の構造は姿勢制御エンジン１０６ｂ１と同じである為、ここでは姿勢制御エンジン１０６ｂ１について説明を行う。姿勢制御エンジン１０６ｂ１は、姿勢制御ガス発生器３００ｂ１で発生した反応剤分解物３５ｂ１が反応剤分解物切替弁３１６ｂ１により流路を変更した後、エジェクタ３０４ｂ１で周囲の空気７０ｂ１を吸込んで排出される（７１ｂ１）ことによって、反力が発生する。
その他の流体及び電気系統のその他の動作は、第１の実施形態の場合と同様である。
反応剤は、保存性及び貯蔵性の面で常温で高密度の液体であることが好ましいが、他の実施形態も繰り返し述べる通りこれに限定されない。液体の反応剤を用いることによって配管等の容積が小さくなり、システム配置の自由度も向上する。
反応剤の種類には、例えば、過酸化水素、ヒドラジン及びその誘導体、酸化エチレン、n-プロピルナイトレート、エチルナイトレート、メチルナイトレート、ニトロメタン、テトロナイトロメタン、ニトログリセリン等及びその水溶液又は油溶液、水等がある。中でも過酸化水素又はその水溶液は、有害物質及び環境汚染物質を一切発生しないので好ましい。中でも重量濃度が３０〜８０重量％の過酸化水素水溶液は比較的危険性が低くて取り扱いも容易である。より高濃度の過酸化水素水溶液及び過酸化水素(HTP: High Test Peroxide)も、適切に取扱うことで実用に供することができる。
リフトエンジン用反応剤分解触媒３０８ｂ及び姿勢制御エンジン用反応剤分解触媒３０９ｂについては、使用する反応剤に応じて適当な触媒成分を選定する。例えば、反応剤が過酸化水素やヒドラジン類であった場合には、イリジウムやロジウム等の白金族等の触媒成分を用いれば良い。又、これらの触媒を反応剤熱分解用の加熱器に置き換える事も出来る。
第３の実施形態
図１５Ａ〜図１５Ｃは、本発明の第３の実施形態による飛行体との着脱と垂直離着陸が可能な航空機１ｃの地上待機時における上面図と右半分を切欠いた上面図、１５Ｂ−１５Ｂに沿って切欠いた側断面図、及び１５Ｃ−１５Ｃに沿って切欠いた正面図と正断面図をそれぞれ示している。航空機１ｃは、航空機として既知の一般的な構成要素を包括する機体１００ｃに加え、本発明による、ディスク状のリフトエンジン１０２ｃ１〜１０２ｃ４と、円筒状の姿勢制御エンジン１０６ｃ１〜１０６ｃ４と、直方体状のコンピュータ１１４ｃと、直方体枠状の着脱装置１３４ｃと、両端部が半球状で中央部が円筒状の反応剤タンク１７８ｃと、両端部が半球状で中央部が円筒状の分解剤タンク１９０ｃとを具えている。
図１６Ａは、作動状態における航空機１ｃのリフトエンジン１０２ｃ１の垂直断面図を示している。リフトエンジン１０２ｃ２〜１０２ｃ４はリフトエンジン１０２ｃ１と同じ構造を有する。図において、リフトエンジン１０２ｃ１の構造は基本的に回転対称であり、図を簡明にするために同じ各要素には同じ系列の符号を付している。リフトエンジン１０２ｃ１は、第１の実施形態と同様に、黒い矢印で示されるタービンを駆動するガス２０ｃ１を発生させる垂直な中心軸を有し下向きに円環状の開口を有する円環（アニュラ）型のタービン駆動ガス発生器２００ｃ１と、ガス２０ｃ１を増速・転向する同軸的な放射状の複数のタービン静翼２０８ｃ１と、ガス２０ｃ１から機械仕事を取り出す同軸的な放射状の複数のタービン動翼２０４ｃ１と、タービン動翼２０４ｃ１が破壊又は飛散してもその破片がエンジン外部に飛散するのを防止する同軸的な切頭円錐状のタービンケース２１０ｃ１と、周囲の空気を吸込んで加速する同軸的な放射状の複数のファン動翼２１４ｃ１と、白い矢印で示される吸込んだ空気２１ｃ１の速度を圧力に変換する同軸的な放射状の複数のファン静翼２１８ｃ１と、ファン動翼２１４ｃ１が破壊又は飛散してもその破片をエンジン外部に飛散するのを防止する同軸的な円筒状のファンケース２２０ｃ１と、ファンケース２２０ｃ１内に設けられ空気２１ｃ１を加速させる為に底面の開口面積が上面の開口面積より小さい同軸的な円筒（ファンケース２２０ｃ１）と切頭円錐（タービンケース２１０ｃ１）間で形成されるノズル２２２ｃ１と、タービン動翼２０４ｃ１によって回転される中心軸上のシャフト２２４ｃ１と、シャフト２２４ｃ１からの回転をファン動翼２１４ｃ１に伝達する回転対称に歯車類が組み合わされたトランスミッション２３０ｃ１と、タービンを駆動したガス２０ｃ１と吸入された空気２１ｃ１を混合させて排出ガスの温度と速度を均一にする径方向に波打つひだ状のローブ型のミキサ２３２ｃ１とを具え、さらに、この実施形態によるリフトエンジン１０２ｃ１全体を変向する円柱状のリフトエンジン変向アクチュエータ１５４ｃ１ａとを具えている。リフトエンジン１０２ｃ１のその他の動作は、第１の実施形態のリフトエンジン１０２ａ１と同様であり、再び説明することはしない。
図１６Ｂは、図１６Ａの作動状態のリフトエンジン１０２ｃ１のタービン駆動ガス発生器２００ｃ１の右側部分拡大垂直断面図である。ガス発生器２００ｃ１は、円筒状の複数のリフトエンジン用反応剤ノズル３１８ｃ１と、円筒状の複数のリフトエンジン用分解剤ノズル３３４ｃ１と、環状の反応室２７０ｃ１とを具えている。反応剤１２ｃと分解剤１３ｃは、リフトエンジン用反応剤流量調整弁３１４ｃ１とリフトエンジン用分解剤流量調整弁３３２ｃ１によってそれぞれ流量を調整された後、リフトエンジン用反応剤ノズル３１８ｃ１とリフトエンジン用分解剤ノズル３３４ｃ１を通じて反応室２７０ｃ１の中で互いに衝突し、タービン駆動ガス２０ｃ１となる反応剤分解物３３ｃ１を発生する。
図１６Ｃは、図１６Ａの作動状態のリフトエンジン１０２ｃ１のタービン駆動ガス発生器２００ｃ１の、１６Ｃ−１６Ｃに沿って切欠いた一部下断面図である。リフトエンジン用反応剤ノズル３１８ｃ１とリフトエンジン用分解剤ノズル３３４ｃ１が互いに対向して放射状に配されている様子が分かる。
図１６Ｄは、図１６Ａのリフトエンジン１０２ｃ１の航空機１ｃへの取付け部分を示す上面図である。リフトエンジン１０２ｃ１は、リフトエンジン用の変向アクチュエータ１５４ｃ１ａ及び１５４ｃ１ｂと支持腕１５２ｃ１によって航空機１ｃに取り付けられている。リフトエンジン１０２ｃ１は変向アクチュエータ１５４ｃ１ａによって支持腕１５２ｃ１に対して回転可能であり、そのリフトエンジン支持腕１５２ｃ１もリフトエンジン変向アクチュエータ１５４ｃ１ｂによって航空機１ｃに対して回転可能である。リフトエンジン１０２ｃ１は、その全体をリフトエンジン変向アクチュエータ１５４ｃ１ａ及び１５４ｃ１ｂによって変向されることによって、排出ガスの方向を様々に偏向して推力の方向を自在に変向できる。
図１７は、航空機１ｃの姿勢制御エンジン１０６ｃ１の作動状態を示す垂直断面図である。姿勢制御エンジン１０６ｃ２〜１０６ｃ４は姿勢制御エンジン１０６ｃ１と同じ構造を有する。姿勢制御エンジン１０６ｃ１は、円筒状の姿勢制御ガス発生器３００ｃ１と、円筒状の姿勢制御エンジン用反応剤ノズル３１９ｃ１と、円筒状の姿勢制御エンジン用分解剤ノズル３３５ｃ１と、円柱状の姿勢制御エンジン変向アクチュエータ３０６ｃ１と、エジェクタ３０４ｃ１とを具えている。反応剤１２ｃと分解剤１３ｃは、姿勢制御エンジン用反応剤流量調整弁３１５ｃ１と姿勢制御エンジン用分解剤流量調整弁３３３ｃ１によってそれぞれ流量を調整された後、姿勢制御ガス発生器３００ｃ１内の姿勢制御エンジン用反応剤ノズル３１８と姿勢制御エンジン用分解剤ノズル３３４とによって互いに衝突して分解され、反応剤分解物となる。その黒の矢印の反応剤分解物の流れ３５ｃ１はエジェクタ３０４ｃ１に達し、高速で噴出する反応剤分解物の流れ３５ｃ１によって白い幅広の矢印の周囲の空気７０ｃ１がエジェクタ３０４ｃ１に吸入され、白い矢印の両者の混合ガス７１ｃ１が排出される。その結果、姿勢制御エンジン１０６ｃ１には、その反対方向に反力が働く。エジェクタ３０４ｃ１は姿勢制御エンジン変向アクチュエータ３０６ｃ１によって自由に回転し、任意の方向への姿勢制御が可能である。姿勢制御エンジン１０６ｃ１は、第１の実施形態のエンジン１０６ａ１と同様の機能及び利点を有する。
図１８Ａ〜図１８Ｃは、他の航空機３８０を固定した航空機１ｃの地上等での垂直離着陸状態を示している。他の航空機３８０は、着脱装置１３４ｃによって航空機１ｃに固定されている。この様に航空機１ｃは、他の航空機３８０を固定した状態で、垂直離着陸や通常離着陸を行う事が出来る。着脱装置１３４ｃの形状を工夫する事で、他の正常な通常の航空機は勿論、重度に故障した航空機や宇宙機等の飛行体とも自在に着脱出来る。これらの飛行体を固定した状態で離着陸を行う事で、これらを安全に離着陸させることができる。
図１９Ａは、他の航空機３８０を固定した航空機１ｃのピッチ軸回り運動を示す側面図である。リフトエンジン１０２ｃ４及び１０２ｃ１によって加速された白い矢印のガス４１ｃ４ａ及び４１ｃ１ａの流量を、リフトエンジン１０２ｃ３及び１０２ｃ２によって加速された白い矢印のガス４１ｃ３ａ及び４１ｃ２ａの流量よりも相対的に多くするか、又は、姿勢制御エンジン１０６ｃ１から白い矢印のガス７１ｃ１ａを下向きに排出もしくは姿勢制御エンジン１０６ｃ３から白い矢印のガス７１ｃ３ａを上向きに排出するか、又はその双方によって、矢印で示されたピッチ軸回り機首上げの力６００ｃを他の航空機３８０を固定した航空機１ｃに与えることができる。逆に、リフトエンジン１０２ｃ３及び１０２ｃ２によって加速された黒い矢印のガス４１ｃ３ｂ及び４１ｃ２ｂの流量を、リフトエンジン１０２ｃ４及び１０２ｃ１によって加速された黒い矢印のガス４１ｃ４ｂ及び４１ｃ１ｂの流量よりも相対的に多くするか、又は、姿勢制御エンジン１０６ｃ１から黒い矢印のガス７１ｃ１ｂを上向きに排出もしくは姿勢制御エンジン１０６ｃ３から黒い矢印のガス７１ｃ３ｂを下向きに排出するか、又はその双方によって、矢印で示したピッチ軸回り機首下げの力６０２ｃを航空機３８０を固定した航空機１ｃに与えることができる。
図１９Ｂは、航空機３８０を固定した航空機１ｃのロール軸回り運動を示す正面図である。リフトエンジン１０２ｃ４及び１０２ｃ３によって加速された白い矢印のガス４１ｃ４ｃ及び４１ｃ３ｃの流量を、相対的にリフトエンジン１０２ｃ１及び１０２ｃ２によって加速された白い矢印のガス４１ｃ１ｃ及び４１ｃ２ｃの流量より多くするか、又は、姿勢制御エンジン１０６ｃ２から白い矢印のガス７１ｃ２ｃを上向きに排出もしくは姿勢制御エンジン１０６ｃ４から白い矢印のガス７１ｃ４ｃを下向きに排出するか、又はその双方によって、航空機３８０を固定した航空機１ｃにロール軸回り右ロールの力６０８ｃを与えることができる。逆に、リフトエンジン１０２ｃ１及び１０２ｃ２によって加速された黒い矢印のガス４１ｃ１ｄ及び４１ｃ２ｄの流量を、リフトエンジン１０２ｃ４及び１０２ｃ３によって加速された黒い矢印のガス４１ｃ４ｄ及び４１ｃ３ｄの流量より相対的に多くするか、又は、姿勢制御エンジン１０６ｃ２から黒い矢印のガス７１ｃ２ｄを下向きに排出もしくは姿勢制御エンジン１０６ｃ４から黒い矢印のガス７１ｃ４ｄを上向きに排出するか、又はその双方によって、航空機３８０を固定した航空機１ｃにロール軸回り左ロールの力６１０ｃを与えることができる。
図１９Ｃ及び図１９Ｄは、航空機３８０を固定した航空機１ｃのヨー軸機首右回り運動の一例を示す上面図及び側面図である。リフトエンジン１０２ｃ１〜１０２ｃ４から白い矢印のガス４１ｃ１ｅ〜４１ｃ４ｅを反時計回り下方に排出するか、又は、姿勢制御エンジン１０６ｃ１〜１０６ｃ４から白い矢印の水平面反時計回りにガス７１ｃ１ｅ〜７１ｃ４ｅを排出するか、又はその双方によって、航空機３８０を固定した航空機１ｃにヨー軸機首右回りの力６０４ｃを与えることができる。
図１９Ｅ及び図１９Ｆは、航空機３８０を固定した航空機１ｃのヨー軸機首左回り運動の一例を示す上面図及び側面図である。リフトエンジン１０２ｃ１〜１０２ｃ４から白い矢印のガス４１ｃ１ｆ〜４１ｃ４ｆを時計回り下方に排出するか、又は、姿勢制御エンジン１０６ｃ１〜１０６ｃ４から白い矢印の水平面時計回りにガス７１ｃ１ｆ〜７１ｃ４ｆを排出するか、又はその双方によって、航空機３８０を固定した航空機１ｃにヨー軸機首左回りの力６０６ｃを与えることができる。
図２０Ａは、航空機３８０を固定した航空機１ｃの前進運動を示す側面図である。リフトエンジン１０２ｃ１〜１０２ｃ４から白い矢印のガス４１ｃ１ｇ〜４１ｃ４ｇを後方下向きに排出するか、又は姿勢制御エンジン１０６ｃ４と１０６ｃ２から白い矢印のガス７１ｃ４ｇと７１ｃ２ｇを後方に排出するか、又はその双方によって、航空機１ｃに前進する力６１２ｃを与えることができる。
図２０Ｂは、航空機３８０を固定した航空機１ｃの後進運動を示す側面図である。リフトエンジン１０２ｃ１〜１０２ｃ４から白い矢印のガス４１ｃ１ｈ〜４１ｃ４ｈを前方下向きに排出するか、又は姿勢制御エンジン１０６ｃ４と１０６ｃ２から白い矢印のガス７１ｃ４ｈと７１ｃ２ｈを前方に排出するか、又はその双方によって、航空機１ｃに後進する力６１４ｃを与えることができる。
図２０Ｃは、航空機３８０を固定した航空機１ｃの右進運動を示す正面図である。リフトエンジン１０２ｃ１〜１０２ｃ４から白い矢印のガス４１ｃ１ｉ〜４１ｃ４ｉを下方左向きに偏向して排出するか、又は姿勢制御エンジン１０６ｃ１と１０６ｃ３から白い矢印のガス７１ｃ１ｉと７１ｃ３ｉを左向きに排出するか、又はその双方によって、航空機３８０を固定した航空機１ｃに右進する力６１６ｃを与えることができる。
図２０Ｄは、航空機３８０を固定した航空機１ｃの左進運動を示す正面図である。リフトエンジン１０２ｃ１〜１０２ｃ４から白い矢印のガス４１ｃ１ｊ〜４１ｃ４ｊを下方右向きに偏向して排出するか、又は姿勢制御エンジン１０６ｃ１と１０６ｃ３から白い矢印のガス７１ｃ１ｊと７１ｃ３ｊを右向きに排出するか、又はその双方によって、航空機３８０を固定した航空機１ｃに左進する力６１８ｃを与えることができる。
図２０Ｅは、航空機３８０を固定した航空機１ｃの上昇を示す正面図である。リフトエンジン１０２ｃ１〜１０２ｃ４から白い矢印の４１ｃ１ｋ〜４１ｃ４ｋの流量をホバリング時より多く排出するか、又は姿勢制御エンジン１０６ｃ１〜１０６ｃ４から白い矢印のガス７１ｃ１ｋ〜７１ｃ４ｋを下向きに排出するか、又はその双方によって、航空機３８０を固定した航空機１ｃに上昇する力６２０ｃを与えることができる。
図２０Ｆは、航空機３８０を固定した航空機１ｃの下降を示す正面図である。リフトエンジン１０２ｃ１〜１０２ｃ４から白い矢印の４１ｃ１ｌ〜４１ｃ４ｌの流量をホバリング時より少なく排出するか、又は姿勢制御エンジン１０６ｃ１〜１０６ｃ４から白い矢印のガス７１ｃ１ｌ〜７１ｃ４ｌを上向きに排出するか、又はその双方によって、航空機３８０を固定した航空機１ｃに下降する力６２２ｃを与えることができる。
図２１Ａおよび図２１Ｂは、飛行体との着脱と垂直離着陸が可能な航空機１ｃ及び航空機３８０の垂直離陸及び着陸を説明するのに役立つ側面図である。四角で囲んだ数字１〜１０は飛行体と着脱可能な航空機１ｃ及び航空機３８０の垂直離陸及び着陸状態の過程を各々示している。
図２１Ａにおいて、航空機３８０を固定した航空機１ｃは、平地等３８８の上（４４０ｃ）からリフトエンジンを作動させて白い矢印のガス４１ｃ１ｍ〜４１ｃ４ｍを下方へ排出することによって上昇し（４４２ｃ）、所定の離陸高度７００に達する（４４６ｃ）。次いで、リフトエンジンから白い矢印のガス４１ｃ１ｎ〜４１ｃ４ｎを下後方へ排出して前進上昇に移り、航空機３８０から白い矢印のガス４６ｃ１ａ〜４６ｃ２ａを徐々に排出すると共にリフトエンジンから白い矢印のガス４１ｃ１ｏ〜４１ｃ４ｏを下後方へ排出して前上方へ上昇し、航空機３８０の翼に十分な揚力が発生した後に着脱装置１３４ｃにより航空機３８０を飛行体と着脱可能な垂直離着陸航空機１ｃから脱離させ（４５０ｃ）、飛行体と着脱可能な垂直離着陸航空機１ｃはリフトエンジンから白い矢印のガス４１ｃ１ｐ〜４１ｃ４ｐを後方へ排出させて飛行を行い（４５６ｃ）、航空機３８０は白い矢印のガス４６ｃ１ｂ〜４６ｃ２ｂを排出して通常の上昇（４５２）を継続する。
図２１Ｂにおいて、航空機３８０は白い矢印のガス４６ｃ１ｃ〜４６ｃ２ｃを排出して通常の下降を行い（４５４）、飛行体と着脱可能な航空機１ｃはリフトエンジンから白い矢印のガス４１ｃ１ｑ〜４１ｃ４ｑを後方へ排出させて飛行している（４５６ｃ）。航空機３８０は白い矢印のガス４６ｃ１ｄ〜４６ｃ２ｄを徐々に減じ、飛行体と着脱可能な航空機１ｃはその航空機３８０の動きに合わせて白い矢印のガス４１ｃ１ｒ〜４１ｃ４ｒを前下方へ調整しながら排出して下降し、航空機３８０と接する（４５０ｃ）。次いで、着脱装置１３４ｃにより航空機３８０を飛行体と着脱可能な垂直離着陸航空機１ｃとを固定させて、白い矢印のガス４１ｃ１ｓ〜４１ｃ４ｓを前前方へ調整しながら排出して前進速度を減じながら所定の着陸高度７０２に達する（４４８ｃ）。その後、航空機３８０を固定した航空機１ｃは白い矢印のガス４１ｃ１ｔ〜４１ｃ４ｔの流量を調整しながら下降（４４４ｃ）して平地等３８８の上に着陸する（４４０ｃ）。
図２２は、航空機１ｃの流体及び電気系統のブロック図である。航空機１ｃにおいて、反応剤タンク１７８ｃに貯蔵された反応剤１２ｃは、反応剤加圧装置３１２ｃによって加圧され、リフトエンジン用反応剤流量調整弁３１４ｃ１〜３１４ｃ４や姿勢制御エンジン用反応剤流量調整弁３１５ｃ１〜３１５ｃ４を経て、リフトエンジン１０２ｃ１〜１０２ｃ４のタービン駆動ガス発生器２００ｃ１〜２００ｃ４及び姿勢制御エンジン１０６ｃ１〜１０６ｃ４の姿勢制御ガス発生器３００ｃ１〜３００ｃ４へ供給される。一方、分解剤タンク１９０ｃに貯蔵された分解剤１３ｃは、分解剤加圧装置３３０ｃによって加圧され、リフトエンジン用分解剤流量調整弁３３２ｃ１〜３３２ｃ４や姿勢制御エンジン用分解剤流量調整弁３３３ｃ１〜３３３ｃ４を経て、リフトエンジン１０２ｃ１〜１０２ｃ４のタービン駆動ガス発生器２００ｃ１〜２００ｃ４及び姿勢制御エンジン１０６ｃ１〜１０６ｃ４の姿勢制御ガス発生器３００ｃ１〜３００ｃ４へ供給される。リフトエンジン１０２ｃ２〜１０２ｃ４の構造はリフトエンジン１０２ｃ１と同じである為、ここではリフトエンジン１０２ｃ１について説明を行う。リフトエンジン１０２ｃ１では、タービン駆動ガス発生器２００ｃ１で発生したタービン駆動ガス２０ｃ１がタービン２０２ｃ１を駆動した後、ミキサ２３２ｃ１に達する。タービン２０２ｃ１で得られた動力は、シャフト２２４ｃ１とトランスミッション２３０ｃ１を介してファン２１２ｃ１を駆動する。ファン２１２ｃ１は周囲の空気４０ｃ１を吸い込む。ファン２１２ｃ１で加圧された空気２１ｃ１はノズル２２２ｃ１に達する。ノズル２２２ｃ１で空気２１ｃ１はその圧力を速度に変換して加速し、ミキサ２３２ｃ１に達する。ミキサ２３２ｃ１ではタービン駆動ガス２０ｃ１と空気２１ｃ１の一部が混合されて排出される（４１ｃ１）ことによって、リフトエンジン１０２ｃ１に反力を発生させる。
姿勢制御エンジン１０６ｃ２〜１０６ｃ４の構造は姿勢制御エンジン１０６ｃ１と同じである為、ここでは姿勢制御エンジン１０６ｃ１について説明を行う。姿勢制御エンジン１０６ｃ１では、姿勢制御ガス発生器３００ｃ１で発生した反応剤分解物３５ｃ１がエジェクタ３０４ｃ１で周囲の空気７０ｃ１を吸込んで排出される（７１ｃ１）ことによって、反力が発生する。エジェクタ３０４ｃ１は姿勢制御エンジン変向アクチュエータ３０６ｃ１によって自在にその方向を変向することができる。
指令装置２９０ｃは、機体等の諸状態を検知するセンサ２９２ｃの情報に応じてコンピュータ１１４ｃに指令を与える。コンピュータ１１４ｃはその指令に従って、航空機３８０の挙動を監視する監視装置２９６ｃの情報に応じて、制御信号８１ｃによりリフトエンジン１０２ｃ１〜１０２ｃ４、姿勢制御エンジン１０６ｃ１〜１０６ｃ４、着脱装置１３４ｃ、操舵装置２９４ｃ等を制御する。
反応剤及び分解剤は、保存性及び貯蔵性の面で常温で高密度の液体であることが好ましいが、これに限定されない。液体の反応剤及び分解剤を用いることによって、これらをエンジン１０２ｃ１〜１０２ｃ４及び姿勢制御エンジン１０６ｃ１〜１０６ｃ４へ導く配管等の容積が小さくなり、システム配置の自由度も向上する。
反応剤の種類には、例えば、過酸化水素又はその水溶液、ヒドラジン及びその誘導体等がある。前述したように、重量濃度が３０〜８０重量％の過酸化水素水溶液又はより高濃度の過酸化水素水溶液及び過酸化水素は実用上有利である。
分解剤の種類には、反応剤が過酸化水素又はその水溶液である場合にはヨウ化カリウム、過マンガン酸塩及びその水溶液等、アルカリ性溶液、カタラーゼ、ペルオキシターゼ等の酵素アルカリ性溶液等でよい。
第４の実施形態
図２３Ａ〜図２３Ｃは、本発明の第４の実施形態による地上走行と垂直離着陸が可能な航空機１ｄの地上走行時における上面図と右半分を切欠いた上断面図、２３Ｂ−２３Ｂに沿って切欠いた側断面図、及び２３Ｃ−２３Ｃに沿って切欠いた正面図と正断面図をそれぞれ示している。航空機１ｄは、航空機の一般的な構成要素である燃料タンク１１０ｄ等及び自動車の一般的な構成要素である駆動輪１４４ｄ等を包括する機体１００ｄに加え、本発明による、薄い矩形状のリフトエンジン１０２ｄ１〜１０２ｄ３と、直方体状のコンピュータ１１４ｄと、直方体状の走行兼飛行用エンジン１１８ｄと、ディスク状の飛行用ファン１３８ｄ１〜１３８ｄ２と、直方体状の動力切替装置１４２ｄと、矩形状の救護ベット１４６ｄと、両端部が半球状で中央部が円筒状の圧縮酸化ガスボンベ１９２ｄと、両端部が半球状で中央部が円筒状の圧縮燃料ガスボンベ３５６ｄとを具えている。走行兼飛行用エンジン１１８ｄで発生した動力は、動力切替装置１４２ｄを介して駆動輪１４４ｄに伝達され、平地等３８８の上を走行できる。地上走行を行う為、航空機１ｄの翼及びリフトエンジン１０２ｄ１〜１０２ｄ３は折り畳まれた状態である。
航空機１ｄは、自動車と垂直離着陸航空機が融合した飛行体であり、ヘリポート等の設備を持たない消防署、病院、僻地等に配備することができる。航空機１ｄを用いれば、一刻を争う重傷者や急病人に過度な負担をかけることなく、救急車やEMSヘリコプタ等の従来の輸送機関を用いるよりも迅速に搬送することができる。航空機１ｄは、通常のヘリコプタでは進入不可能な瓦礫の散乱する被災地や火災現場、高層ビル等でも運用することができる。
図２４Ａ〜図２４Ｃは、航空機１ｄの垂直離着陸時における上面図と右半分を切欠いた上断面図、２４Ｂ−２４Ｂに沿って切欠いた側断面図、及び２４Ｃ−２４Ｃに沿って切欠いた正面図と正断面図をそれぞれ示している。垂直離着陸を行う為、航空機１ｄの翼及びリフトエンジン１０２ｄ１〜１０２ｄ３は展開されて作動した状態である。
図２５Ａ〜図２５Ｃは、航空機１ｄの飛行状態の上面図と右半分を切欠いた上断面図、２５Ｂ−２５Ｂに沿って切欠いた側断面図、及び２５Ｃ−２５Ｃに沿って切欠いた正面図と正断面図をそれぞれ示している。走行兼飛行用エンジン１１８ｄで発生した動力は、動力切替装置１４２ｄを介して飛行用ファン１３８ｄ１〜１３８ｄ２に伝達され作動している。飛行を行う為、有害な抵抗にならない様に航空機１ｄのリフトエンジン１０２ｄ１〜１０２ｄ３は折り畳まれ、駆動輪１４４ｄも格納された状態である。
図２６Ａ〜図２６Ｃは、航空機１ｄの作動状態におけるリフトエンジン１０２ｄ１の垂直断面図と水平断面図、２６Ｃ−２６Ｃで切り欠いた垂直断面図をそれぞれ示している。リフトエンジン１０２ｄ２〜１０２ｄ３はリフトエンジン１０２ｄ１と同じ構造を有する。図において、リフトエンジン１０２ｄ１の構造は基本的に回転対称であり、図を簡明にするために同じ各要素には同じ系列の符号を付している。リフトエンジン１０２ｄ１は、黒い矢印で示されるタービンを駆動するガス２０ｄ１を発生させる円筒（キャン）状のタービン駆動ガス発生器２００ｄ１ａ〜２００ｄ１ｄと、タービン駆動ガス発生器２００ｄ１ａ〜２００ｄ１ｄで発生したガス２０ｄ１を集合する垂直な中心軸を有し下向きに円環状の開口を有する円環（アニュラ）状のタービン駆動ガスマニホールド３５２ｄ１と、各タービン駆動ガス発生器２００ｄ１ａ〜２００ｄ１ｄに設けられたタービン駆動ガス２０ｄ１の点火に用いる円柱状の点火器２２６ｄ１ａ〜２２６ｄ１ｄと燃料ガス１５ｄを噴射する円柱状のリフトエンジン用燃料ノズル２７２ｄ１ａ〜２７２ｄ１ｄと複数の開口部を有する円筒状のライナ３２８ｄ１ａ〜３２８ｄ１ｄと、発生したガス２０ｄ１を増速・転向する同軸的な放射状の複数のタービン静翼２０８ｄ１と、そのガス２０ｄ１から機械仕事を取り出す同軸的な放射状の複数のタービン動翼２０４ｄ１と、その動翼２０４ｄ１及びファン動翼２１４ｄ１が破壊又は飛散してもその破片がエンジン外部に飛散するのを防止する同軸的な円筒状のタービンケース２１０ｄ１と、タービン動翼２０４ｄ１を駆動した後のガス２０ｄ１の偏った流れを軸方向に修正する同軸的な放射状の複数の偏向翼２４０ｄ１と、ガス２０ｄ１の持つ速度を圧力に変換させる為に底面の開口面積が上面の開口面積より大きい同軸的な円筒（タービンケース２１０ｄ１）と逆切頭円錐間で形成されるディフューザ２４２ｄ１と、周囲空気を吸込んで加速する同軸的な放射状の複数のファン動翼２１４ｄ１と、白い矢印の吸込んだ空気２１ｄ１の速度を圧力に変換する同軸的な放射状の複数のファン静翼２１８ｄ１と、空気２１ｄ１を加速させる為に底面の開口面積が上面の開口面積より小さい同軸的な逆切頭円錐状のノズル２２２ｄ１と、タービン動翼２０４ｄ１及びファン動翼２１４ｄ１の回転中心となる同軸的なシャフト２２４ｄ１と、可動部を持ちリフトエンジン１０２ｄ１を支えるリフトエンジン支持腕１５２ｄ１と、リフトエンジン１０２ｄ１の方向を変向させるリフトエンジン変向アクチュエータ１５４ｄ１ａ〜１５４ｄ１ｂとを具えている。
酸化ガス１４ｄと燃料ガス１５ｄは、酸化ガス流量調整弁３３８ｄ１及び燃料ガス流量調整弁３５０ｄ１によって流量を各々調整された後、ガス発生器２００ｄ１ａ〜２００ｄ１ｄ内に達する。燃料ガス１５ｄはリフトエンジン用燃料ノズル２７２ｄ１ａ〜２７２ｄ１ｄを通過してライナ３２８ｄ１ａ〜３２８ｄ１ｄに噴射され、そこで点火信号８０ｄを受けた点火器２２６ｄ１ａ〜２２６ｄ１ｄによって酸化ガス１４ｄと反応し、タービン駆動ガス２０ｄ１を発生する。タービン駆動ガス２０ｄ１の流れは、タービン駆動ガスマニホールド３５２ｄ１で合流した後、タービン２０４ｄ１及び２０８ｄ１を通過することで、そのガス自身の持つエネルギを減少させて偏向翼２４０ｄ１にて偏った流れを軸方向に修正された後、ディフューザ２４２ｄ１にて残った過剰な速度エネルギも圧力エネルギに変換されてから、リフトエンジン１０２ｄ１より排出される。タービン動翼２０４ｄ１は同じシャフト２２４ｄ１を回転中心とするファン動翼２１４ｄ１に動力を伝達し、ファン２１４ｄ１及び２１８ｄ１にて空気２１ｄ１を吸入し圧縮する。その空気２１ｄ１は、ノズル２２２ｄ１によって増速された後、リフトエンジン１０２ｄ１より排出される。
図２７Ａは、航空機１ｄのピッチ軸回り運動を示す側面図である。リフトエンジン１０２ｄ１によって加速された白い矢印のガス４１ｄ１ａの流量を、リフトエンジン１０２ｄ３とその対称位置にあるリフトエンジン１０２ｄ２によって加速された白い矢印のガス４１ｄ３ａ及び４１ｄ２ａの流量よりも相対的に多くすることによって、矢印で示されたピッチ軸回り機首上げの力６００ｄを航空機１ｄに与えることができる。逆に、リフトエンジン１０２ｄ３と１０２ｄ２によって加速された黒い矢印のガス４１ｄ３ｂ及び４１ｄ２ｂの流量を、リフトエンジン１０２ｄ１によって加速された黒い矢印のガス４１ｄ１ｂの流量よりも相対的に多くすることによって、矢印で示されたピッチ軸回り機首下げの力６０２ｄを航空機１ｄに与えることができる。
図２７Ｂ〜図２７Ｄは、航空機１ｄのヨー軸機首右回り運動を示す上面図及び側面図、正面図である。リフトエンジン１０２ｄ１〜１０２ｄ３から白い矢印のガス４１ｄ１ｃ〜４１ｄ３ｃを反時計回り下方に排出することによって、矢印で示されたヨー軸機首右回りの力６０４ｄを航空機１ｄに与えることができる。
図２７Ｅ〜図２７Ｇは、航空機１ｄのヨー軸機首左回り運動を示す上面図、側面図及び正面図である。リフトエンジン１０２ｄ１〜１０２ｄ３から白い矢印のガス４１ｄ１ｄ〜４１ｄ３ｄを時計回り下方に排出することによって、矢印で示されたヨー軸機首左回りの力６０６ｄを航空機１ｄに与えることができる。
図２７Ｈは、航空機１ｄのロール軸回り運動を示す正面図である。リフトエンジン１０２ｄ３によって加速された白い矢印のガス４１ｄ３ｅの流量を、相対的にリフトエンジン１０２ｄ２によって加速された白い矢印のガス４１ｄ２ｅの流量より多くすることによって、航空機１ｄにロール軸回り右ロールの力６０８ｄを与えることができる。逆に、リフトエンジン１０２ｄ２によって加速された黒い矢印のガス４１ｄ２ｆの流量を、１０２ｄ３によって加速された黒い矢印のガス４１ｄ３ｆの流量より相対的に多くすることによって、航空機１ｄにロール軸回り左ロールの力６１０ｄを与えることができる。
図２８Ａ及び図２８Ｂは、航空機１ｄの前進運動を示す側面図及び上面図である。リフトエンジン１０２ｄ１〜１０２ｄ３から白い矢印のガス４１ｄ１ｇ〜４１ｄ３ｇを後方下向きに排出することによって、航空機１ｄに前進する力６１２ｄを与えることができる。
図２８Ｃ及び図２８Ｄは、航空機１ｄの後進運動を示す側面図及び上面図である。リフトエンジン１０２ｄ１〜１０２ｄ３から白い矢印のガス４１ｄ１ｈ〜４１ｄ３ｈを前方下向きに排出することによって、航空機１ｄに後進する力６１４ｄを与えることができる。
図２８Ｅ及び図２８Ｆは、航空機１ｄの右進運動を示す正面図及び上面図である。リフトエンジン１０２ｄ１〜１０２ｄ３から白い矢印のガス４１ｄ１ｉ〜４１ｄ３ｉを下方左向きに偏向して排出することによって、航空機１ｄに右進する力６１６ｄを与えることができる。
図２８Ｇ及び図２８Ｈは、航空機１ｄの左進運動を示す正面図及び上面図である。リフトエンジン１０２ｄ１〜１０２ｄ３から白い矢印のガス４１ｄ１ｊ〜４１ｄ３ｊを下方右向きに偏向して排出することによって、航空機１ｄに左進する力６１８ｄを与えることができる。
図２８Ｉ及び図２８Ｊは、航空機１ｄの上昇を示す正面図及び側面図である。リフトエンジン１０２ｄ１〜１０２ｄ３から白い矢印の４１ｄ１ｋ〜４１ｄ３ｋの流量をホバリング時より多く排出することによって、航空機１ｄに上昇する力６２０ｄを与えることができる。一方、リフトエンジン１０２ｄ１〜１０２ｄ３から黒い矢印の４１ｄ１ｌ〜４１ｄ３ｌの流量をホバリング時より少なく排出することによって、航空機１ｄに下降する力６２２ｄを与えることができる。
図２９Ａ及び図２９Ｂは、航空機１ｄの垂直離陸及び着陸を説明するのに役立つ。四角で囲んだ数字１〜１２は航空機１ｄの地上走行状態から垂直離陸状態を経て飛行状態へ、及び飛行状態から垂直着陸状態を経て地上走行状態へ移行する過程を示している。
図２９Ａにおいて、航空機１ｄは、平地等３８８の上を駆動輪等を使って地上走行し（４６０ｄ）、離陸地点に達してリフトエンジンを展開する（４６２ｄ）。次いでリフトエンジンを作動させて白い矢印のガス４１ｄ１ｍ〜４１ｄ３ｍを下方へ排出することによって上昇し、建築物等に干渉しない高度で翼を展開（４６４ｄ）した後、所定の離陸高度７００に達する（４６８ｄ）。そして、リフトエンジンから白い矢印のガス４１ｄ１ｎ〜４１ｄ３ｎを下後方へ排出して前進上昇に移り、飛行用ファンから白い矢印のガス４８ｄ１ａ〜４８ｄ２ａを徐々に排出すると共にリフトエンジンから白い矢印のガス４１ｄ１ｏ〜４１ｄ３ｏの流量を徐々に減じながら下後方へ排出して前上方へ上昇し（４７２ｄ）、やがて、航空機１ｄのリフトエンジンは停止後に折りたたまれ、白い矢印のガス４８ｄ１ｂ〜４８ｄ２ｂを排出して通常の飛行（４７４ｄ）を行う。
図２９Ｂにおいて、航空機１ｄは飛行用ファンから白い矢印のガス４８ｄ１ｃ〜４８ｄ２ｃを排出して通常の飛行を行い（４７４ｄ）、その白い矢印のガス４８ｄ１ｄ〜４８ｄ２ｄを徐々に減じ、リフトエンジンから白い矢印のガス４１ｄ１ｐ〜４１ｄ３ｐを前下方へ徐々に増しながら排出して下降する（４７２ｄ）。その後、飛行用ファンを停止しリフトファンから白い矢印のガス４１ｄ１ｑ〜４１ｄ３ｑを前下方へ排出して所定の着陸高度７０２に達する（４７０ｄ）。その後、航空機１ｄは白い矢印のガス４１ｄ１ｒ〜４１ｄ３ｒの流量を調整しながら、建築物等に干渉しない高度で翼を折りたたみながら下降（４６６ｄ）して平地等３８８の上に着陸（４６２ｄ）した後、リフトエンジンを折りたたんでから平地等３８８の上を駆動輪等を使って地上走行を行う（４６０ｄ）。
図３０は、航空機１ｄの流体及び電気系統のブロック図である。航空機１ｄにおいて、圧縮酸化ガスボンベ１９２ｄ内に貯蔵された酸化ガス１４ｄは、酸化ガス減圧装置３３６ｄによって減圧され、リフトエンジン１０２ｄ１〜１０２ｄ３の酸化ガス流量調整弁３３８ｄ１〜３３８ｄ３で流量を調整された後、タービン駆動ガス発生器２００ｄ１〜２００ｄ３へ供給される。又、圧縮燃料ガスボンベ３５６ｄ内に貯蔵された燃料ガス１５ｄは、燃料ガス減圧装置３５８ｄによって減圧され、リフトエンジン１０２ｄ１〜１０２ｄ３の燃料ガス流量調整弁３５０ｄ１〜３５０ｄ３で流量を調整された後、タービン駆動ガス発生器２００ｄ１〜２００ｄ３へ供給される。一方、燃料タンク１１０ｄに貯蔵された燃料１１ｄは、燃料加圧装置２８４ｄによって加圧されて走行兼飛行用エンジン１１８ｄへ供給される。リフトエンジン１０２ｄ１〜１０２ｄ３の構造はリフトエンジン１０２ｄ１と同じである為、ここではリフトエンジン１０２ｄ１について説明を行う。リフトエンジン１０２ｄ１では、タービン駆動ガス発生器２００ｄ１で発生したタービン駆動ガス２０ｄ１がタービン２０２ｄ１を駆動した後、偏向翼２４０ｄ１を通過してディフューザ２４２ｄ１に達して排出される（４１ｄ１）。タービン２０２ｄ１で得られた動力は、シャフト２２４ｄ１を介してファン２１２ｄ１を駆動し、周囲の空気４０ｄ１を吸い込む。ファン２１２ｄ１で加圧された空気２１ｄ１はノズル２２２ｄ１に達し、その圧力を速度に変換した後に排出される（４１ｄ１）。リフトエンジン１０２ｄ１〜１０２ｄ３はそれぞれがリフトエンジン支持腕１５２ｄ１〜１５２ｄ３とリフトエンジン変向アクチュエータ１５４ｄ１ａ〜１５４ｄ３ａ及び１５４ｄ１ｂ〜１５４ｄ３ｂを介して航空機１ｄに接続され、その推力面を自在に変向することができる。
指令装置２９０ｄは、機体等の情報を検知するセンサ２９２ｄの情報に応じてコンピュータ１１４ｄに指令を与える。コンピュータ１１４ｄはその指令に従って、制御信号８１ｄによりリフトエンジン１０２ｄ１〜１０２ｄ３、走行兼飛行用エンジン１１８ｄ、動力切替装置１４２ｄ、操舵装置２９４ｄ、点火装置２８８ｄ等を制御する。点火装置２８８ｄは点火器２２６ｄ１〜２２６ｄ３に対して点火信号８０ｄを発し、タービン駆動ガス発生器２００ｄ１〜２００ｄ３を点火する。動力切替装置１４２ｄでは、走行兼飛行用エンジン１１８ｄからの動力を飛行状態や走行状態に応じて、飛行用ファン１３８ｄ又は駆動輪１４４ｄに切り替える。
酸化ガスや燃料ガスはより高い圧力で圧縮・充填されることで、圧縮酸化ガスボンベ１９２ｄや圧縮燃料ガスボンベ３５６ｄの容積が小さくなる。
酸化ガスの種類には、例えば、酸素や空気等がある。空気は機上にコンプレッサ等を持ち込むだけで容易に再充填を行える利点がある。
燃料ガスの種類には、例えば、水素や天然ガス、プロパン、メタン等がある。水素と酸素の組み合わせは有害物質を一切発生しない利点がある。
万一の場合、酸化ガスや燃料ガスのかわりに空気やヘリウムガス等の圧縮ガスを用い、ガスの膨張力だけを利用して短時間の垂直離着陸を行う事も可能である。
燃料の種類には、ガソリン等の炭化水素燃料（GTLを含む）、炭化水素燃料とアルコール類及びその水溶液との混合燃料等がある。特に、バイオアルコール類及びその水溶液との混合燃料は、炭酸ガスを含む環境汚染物質の発生が少ない。灯油及びガソリン等の炭化水素燃料は、危険性が低く取り扱いが容易で、入手し易い為にコストも低い。
第５の実施形態
図３１Ａ〜図３１Ｃは、本発明の第５の実施形態によるリフトエンジンと飛行用エンジンが一体化した垂直離着陸が可能な航空機１ｅの地上等での垂直離陸時における上面図と右半分を切欠いた上断面図、３１Ｂ−３１Ｂに沿って切欠いた側断面図、及び３１Ｃ−３１Ｃに沿って切欠いた正面図と正断面図をそれぞれ示している。航空機１ｅは、航空機の一般的な構成要素である燃料タンク１１０ｅ等を包括する機体１００ｅに加え、本発明による、算盤珠状のリフト兼飛行用エンジン１４０ｅと、直交する２つの円筒を十字に組合せた形状の姿勢制御エンジン１０６ｅ１〜１０６ｅ４と、直方体状の酸化剤タンク１０８ｅと、直方体状のコンピュータ１１４ｅと、可尭する管状のフレキシブルダクト１５０ｅ１〜１５０ｅ３と、可変する矩形状の可変空気取入口ランプ１６０ｅと、排出ガスの喉部と出口部の面積が可変する切頭円錐状の可変面積排気偏向ノズル１７４ｅ１〜１７４ｅ３と、可動する殻状の排気ノズル収容扉１９８ｅ１及び１９８ｅ３と、可動する殻状のフレキシブルダクト収容扉２４６ｅと、筒状のアフターバーナ２５８ｅと、稼動する円板状の空気流量調整弁３４４ｅ１〜３４４ｅ３と、筒状のダクト３４６ｅ１〜３４６ｅ３とを具えている。可変空気取入口ランプ１６０ｅから取入れられた空気４９ｅｚがリフト兼飛行用エンジン１４０ｅで圧縮され、空気流量調整弁３４４ｅ１と３４４ｅ３によって流量を調整された後、ダクト３４６ｅ１と３４６ｅ３、フレキシブルダクト１５０ｅ１と１５０ｅ３、可変面積排気偏向ノズル１７４ｅ１と１７４ｅ３を順に通過して排出される（５０ｅ１ｚと５０ｅ３ｚ）。又、リフト兼飛行用エンジン１４０ｅを駆動したガスもアフターバーナ２５８ｅ（この時は非燃焼）、フレキシブルダクト１５０ｅ２、可変面積排気偏向ノズル１７４ｅ２を順に通過して排出される（５０ｅ２ｚ）。これらの排出ガス５０ｅ１ｚ〜５０ｅ３ｚが平地等３８８で撒き上げられて（５１ｅ１ｚ〜５１ｅ３ｚ）その一部が再び空気４９ｅｚに混入しても、リフト兼飛行用エンジン１４０ｅはその影響を殆ど受ける事無く自在にその出力を調整できる為、安全な垂直離着陸が可能である。図３１Ｂ及び図３１Ｃでは、排気ノズル収容扉１９８ｅ１及び１９８ｅ３と、フレキシブルダクト収容扉２４６ｅが開き、可変面積排気偏向ノズル１７４ｅ１〜１７４ｅ３が下方へ露出している状態が分かる。ランプ１６０ｅ及び排気ノズル１７４ｅ１〜１７４ｅ３は飛行速度及び使用状況に応じて、適切にその形状を変更する。航空機１ｅは、リフトエンジンと飛行用エンジンを一体化して軽量化した飛行体であり、機敏な機動及び超音速での飛行等ができる。
図３２Ａ〜図３２Ｂは、航空機１ｅの垂直離着陸状態と飛行状態におけるリフト兼飛行用エンジン１４０ｅ及び関連要素の動作を説明する水平断面図をそれぞれ示している。リフト兼飛行用エンジン１４０ｅは、タービン駆動ガス発生器２００ｅと、燃焼器２９８ｅと、円柱状の点火器２２６ｅ１〜２２６ｅ２と、円筒状の燃料ノズル２７２ｅ１〜２７２ｅ３と、酸化剤ノズル２７８ｅと、回転軸を有する半算盤珠状のタービン動翼２０４ｅと、周上に流路を持つ複数のタービン静翼２０８ｅと、タービン動翼２０４ｅ１に連結している同軸的な半算盤珠状のコンプレッサ動翼３６２ｅと、周上に流路を持つ複数のコンプレッサ静翼３６４ｅと、網状の分散板２２８ｅと、楔状の複数の保炎器３４８ｅとを具えている。前記コンプレッサ動翼３６２ｅ及びコンプレッサ静翼３６４ｅで構成されるコンプレッサは、高圧圧縮用のファンである。
航空機１ｅの垂直離着陸時におけるエンジン１４０ｅ及び関連要素の作動を説明する。図３２Ａにおいて、自己着火性を持つ酸化剤１０ｅと燃料１１ｅの流れは、リフトエンジン用酸化剤流量調整弁２８２ｅ及びリフトエンジン用燃料流量調整弁２８６ｅ１によってそれぞれ流量を調整された後、タービン駆動ガス発生器２００ｅ１内で酸化剤ノズル２７８と燃料ノズル２７２を通じて互いに衝突し、黒い矢印のタービン駆動ガス２０ｅｚを発生させる。ガス２０ｅｚはタービン静翼２０８ｅを通して白い矢印の方向へタービン動翼２０４ｅを駆動した後、フレキシブルダクト１５０ｅ２によって下方（紙面裏向き）へと偏向されて可変面積排気偏向ノズル１７４ｅ２を通過して外部へ排出される（図３１Ｂ及び図３１Ｃの５０ｅ２ｚ）。一方、タービン動翼２０４ｅで得られた動力は、白い矢印の方向へコンプレッサ動翼３６２ｅを駆動する。可変空気取入口ランプ１６０ｅを通過して吸込まれた白い矢印で表される空気４９ｅｚは、コンプレッサ３６２ｅ及び３６４ｅによって圧縮（２３ｅ１ｚ〜２３ｅ３ｚ）され、空気流量調整弁３４４ｅ１〜３４４ｅ３に達する。ここで、空気流量調整弁３４４ｅ２は閉鎖されている為にダクト３４６ｅ２内の白い矢印の空気２４ｅ２ｚは止められ、代わりに開放されている空気流量調整弁３４４ｅ１及び３４４ｅ３を白い矢印の空気２３ｅ１ｚ及び２３ｅ３ｚが通過する。空気２３ｅ１ｚ及び２３ｅ３ｚはダクト３４６ｅ１及び３４６ｅ３を通過し、フレキシブルダクト１５０ｅ１及び１５０ｅ３によって下方（紙面裏向き）へと偏向されて可変面積排気偏向ノズル１７４ｅ１及び１７４ｅ３を通過して外部へそれぞれ排出される（図３１Ｂ及び図３１Ｃの５０ｅ１ｚ及び５０ｅ３ｚ）。航空機１ｅはこれらのガス及び空気の流れの反力を受け、上方（紙面表向き）の力を得て垂直離着陸を行う。
次に、航空機１ｅの飛行時におけるリフト兼飛行用エンジン１４０ｅ及び関連要素の作動を説明する。図３２Ｂにおいて、可変空気取入口ランプ１６０ｅを通過した白い矢印の空気４９ｅｙは、コンプレッサ３６２ｅ及び３６４ｅによって圧縮され、空気流量調整弁３４４ｅ１〜３４４ｅ３に達する。ここで、空気流量調整弁３４４ｅ１及び３４４ｅ３は閉鎖されている為に白い矢印の空気２４ｅ１ｙ及び２４ｅ３ｙは止められ、代わりにダクト３４６ｅ２を通って開放されている空気流量調整弁３４４ｅ２を白い矢印の空気２３ｅ２ｙが通過する。空気２３ｅ２ｙは分散板２２８ｅによって空間的に均一な流れに整流された後、燃焼器２９８ｅに達する。燃焼器２９８ｅでは、燃料１１ｅがリフトエンジン用燃料流量調整弁２８６ｅ２によって流量を調整された後、燃料ノズル２７２ｅ２を通じて吹込まれ、点火信号８０ｅを受けた点火器２２６ｅ１によって空気２３ｅ２ｙと反応して、タービン駆動ガス２０ｅｙが発生する。タービン駆動ガス２０ｅｙはタービン静翼２０８ｅを通して白い矢印の方向へタービン動翼２０４ｅを駆動した後、アフターバーナ２５８ｅに達する。一方、タービン動翼２０４ｅで得られた動力は、白い矢印の方向へコンプレッサ動翼３６２ｅを駆動する。 アフターバーナ２５８ｅでは、燃料１１ｅがリフトエンジン用燃料流量調整弁２８６ｅ３によって流量を調整された後、火炎を安定して保持する保炎器３４８ｅの下流に位置する燃料ノズル２７２ｅ３から加えられ、点火信号８０ｅを受けた点火器２２６ｅ２によって空気２０ｅ１と反応を行う。その後、フレキシブルダクト１５０ｅ２を通過して後方（紙面右向き）へ可変面積排気偏向ノズル１７４ｅ２を通じて外部へ排出される（５０ｅ２ｙ）。航空機１ｅはこのガス５０ｅ２ｙの流れの反力を受け、前方（紙面左向き）の力を得て飛行を行う。なお、タービン駆動ガス発生器２００ｅを、リフト兼飛行用エンジン１４０ｅの始動用スタータとしても用いることができる。なお、このリフト兼飛行用エンジン１４０ｅは、酸化剤１０ｅを用いずに燃料１１ｅのみで垂直離着陸を行ったり（燃焼器２９８ｅからタービン駆動ガス２０ｅ１ｚを発生する）、逆に酸化剤１０ｅと燃料１１ｅを用いて飛行を行ったり（タービン駆動ガス発生器２９８からタービン駆動ガス２０ｅ１ｙを発生する）する事もできる。
図３３Ａ〜図３３Ｂは、航空機１ｅの姿勢制御エンジン１０６ｅ１の作動状態を示す垂直断面図及び３３Ｂ−３３Ｂに沿った別断面での垂直断面図である。姿勢制御エンジン１０６ｅ２〜１０６ｅ４は姿勢制御エンジン１０６ｅ１と同じ構造を有する。姿勢制御エンジン１０６ｅ１は、円筒状の姿勢制御ガス発生器３００ｅ１と、円筒状の姿勢制御エンジン用酸化剤ノズル２７９ｅ１と、円筒状の姿勢制御エンジン用燃料ノズル２７３ｅ１と、反応ガスの流れを切替える反応ガス切替弁３５４ｅ１と、直交する２つの円筒を十字に組合せた形状のエジェクタ３０４ｅ１とを具えている。酸化剤１０ｅと燃料１１ｅは、姿勢制御エンジン用酸化剤流量調整弁２８３ｅ１と姿勢制御エンジン用燃料流量調整弁３８７ｅ１でそれぞれ流量を調整された後、姿勢制御ガス発生器３００ｅ１内の姿勢制御エンジン用酸化剤ノズル２７９ｅ１及び姿勢制御エンジン用燃料ノズル２７３ｅ１から噴射されて互いに衝突し、反応ガス３０ｅ１となる。黒の矢印で示される反応ガスの流れ３０ｅ１は、反応ガス切替弁３５４ｅ１によってその噴出方向を切り替えられてエジェクタ３０４ｅ１にする。エジェクタ３０４ｅ１内では、高速で噴出する反応ガスの流れ３０ｅ１によって白い幅広の矢印の周囲の空気７０ｅ１がエジェクタ３０４ｅ１の３方向から吸入され、白い矢印の両者の混合ガス７１ｅ１となって排出される。その結果、姿勢制御エンジン１０６ｅ１には、その反対方向に反力が働く。反応ガス切替弁３５４ｅ１を切り替えることによって、任意の方向への姿勢制御が可能である。この様に、姿勢制御エンジン１０６ｅ１は、酸化剤と燃料の流量の増減によって迅速に反力の増減が可能であることから、その応答性が良い。また、姿勢制御エンジン１０６ｅ１は、少量の反応ガス３０ｅ１を大量の空気７０ｅ１で希釈して排出することによって推力を得る為、排出温度も排出速度も低くなり騒音も少ない。
図３４Ａは、航空機１ｅのピッチ軸回り運動を示す側面図である。リフト兼飛行用エンジン１４０ｅ等によって加速された白い矢印のガス５０ｅ３ａ及び５０ｅ１ａの流量を、白い矢印のガス５０ｅ２ａの流量よりも相対的に多くするか、又は、姿勢制御エンジン１０６ｅ１から白い矢印のガス７１ｅ１ａを下向きに排出もしくは姿勢制御エンジン１０６ｅ３から白い矢印のガス７１ｅ３ａを上向きに排出するか、又はその双方によって、矢印で示されたピッチ軸回り機首上げの力６００ｅを航空機１ｅに与えることができる。逆に、リフト兼飛行用エンジン１４０ｅ等によって加速された黒い矢印のガス５０ｅ２ｂの流量を、黒い矢印のガス５０ｅ３ｂ及び５０ｅ１ｂの流量よりも相対的に多くするか、又は、姿勢制御エンジン１０６ｅ１から黒い矢印のガス７１ｅ１ｂを上向きに排出もしくは姿勢制御エンジン１０６ｅ３から黒い矢印のガス７１ｅ３ｂを下向きに排出するか、又はその双方によって、矢印で示されたピッチ軸回り機首下げの力６０２ｅを航空機１ｅに与えることができる。
図３４Ｂ〜図３４Ｄは、航空機１ｅのヨー軸機首右回り運動の一例を示す上面図、側面図及び正面図である。リフト兼飛行用エンジン１４０ｅ等から白い矢印のガス５０ｅ１ｃ〜５０ｅ３ｃを反時計回り下方に排出するか、又は、姿勢制御エンジン１０６ｅ１〜１０６ｅ４から水平面反時計回りに白い矢印のガス７１ｅ１ｃ〜７１ｅ４ｃを排出するか、又はその双方によって、矢印で示されたヨー軸機首右回りの力６０４ｅを航空機１ｅに与えることができる。
図３４Ｅ〜図３４Ｇは、航空機１ｅのヨー軸機首左回り運動の一例を示す上面図、側面図及び正面図である。リフト兼飛行用エンジン１４０ｅ等から白い矢印のガス５０ｅ１ｄ〜５０ｅ３ｄを時計回り下方に排出するか、又は、姿勢制御エンジン１０６ｅ１〜１０６ｅ４から水平面時計回りに白い矢印のガス７１ｅ１ｄ〜７１ｅ４ｄを排出するか、又はその双方によって、矢印で示されたヨー軸機首左回りの力６０６ｅを航空機１ｅに与えることができる。
図３４Ｈは、航空機１ｅのロール軸回り運動を示す側面図である。リフト兼飛行用エンジン１４０ｅ等によって加速された白い矢印のガス５０ｅ３ｅの流量を相対的に白い矢印のガス５０ｅ１ｅの流量より多くするか、又は、姿勢制御エンジン１０６ｅ２から白い矢印のガス７１ｅ２ｅを上向きに排出もしくは姿勢制御エンジン１０６ｅ４から白い矢印のガス７１ｅ４ｅを下向きに排出するか、又はその双方によって、航空機１ｅにロール軸回り右ロールの力６０８ｅを与えることができる。逆に、リフト兼飛行用エンジン１４０ｅ等によって加速された黒い矢印のガス５０ｅ１ｆの流量を相対的に黒い矢印のガス５０ｅ３ｆの流量より相対的に多くするか、又は、姿勢制御エンジン１０６ｅ２から黒い矢印のガス７１ｅ２ｆを下向きに排出もしくは姿勢制御エンジン１０６ｅ４から黒い矢印のガス７１ｅ４ｆを上向きに排出するか、又はその双方によって、航空機１ｅにロール軸回り左ロールの力６１０ｅを与えることができる。
図３５Ａは、航空機１ｅの前進運動を示す側面図である。リフト兼飛行用エンジン１４０ｅ等から白い矢印のガス５０ｅ１ｇ〜５０ｅ３ｇを後方下向きに排出するか、又は姿勢制御エンジン１０６ｅ４及び１０６ｅ２から白い矢印のガス７１ｅ４ｇと７１ｅ２ｇを後方に排出するか、又はその双方によって、航空機１ｅに前進する力６１２ｅを与えることができる。
図３５Ｂは、航空機１ｅの後進運動を示す側面図である。リフト兼飛行用エンジン１４０ｅ等から白い矢印のガスガス５０ｅ１ｈ〜５０ｅ３ｈを前方下向きに排出するか、又は姿勢制御エンジン１０６ｅ４及び１０６ｅ２から白い矢印のガス７１ｅ４ｈと７１ｅ２ｈを前方に排出するか、又はその双方によって、航空機１ｅに後進する力６１４ｅを与えることができる。
図３５Ｃは、航空機１ｅの右進運動を示す正面図である。リフト兼飛行用エンジン１４０ｅ等から白い矢印のガス５０ｅ１ｉ〜５０ｅ３ｉを下方左向きに偏向して排出するか、又は姿勢制御エンジン１０６ｅ１及び１０６ｅ３から白い矢印のガス７１ｅ１ｉと７１ｅ３ｉを左向きに排出するか、又はその双方によって、航空機１ｅに右進する力６１６ｅを与えることができる。
図３５Ｄは、航空機１ｅの左進運動を示す正面図である。リフト兼飛行用エンジン１４０ｅ等から白い矢印のガス５０ｅ１ｊ〜５０ｅ３ｊを下方右向きに偏向して排出するか、又は姿勢制御エンジン１０６ｅ１及び１０６ｅ３から白い矢印のガス７１ｅ１ｊと７１ｅ３ｊを右向きに排出するか、又はその双方によって、航空機１ｅに左進する力６１８ｅを与えることができる。
図３５Ｅは、航空機１ｅの上昇運動を示す正面図である。リフト兼飛行用エンジン１４０ｅ等から白い矢印のガス５０ｅ１ｋ〜５０ｅ３ｋの流量をホバリング時より多く排出するか、又は姿勢制御エンジン１０６ｅ１〜１０６ｅ４から白い矢印のガス７１ｅ１ｋ〜７１ｅ４ｋを下向きに排出するか、又はその双方によって、航空機１ｅに上昇する力６２０ｅを与えることができる。
図３５Ｆは、航空機１ｅの下降運動を示す正面図である。リフト兼飛行用エンジン１４０ｅ等から白い矢印のガス５０ｅ１ｌ〜５０ｅ３ｌの流量をホバリング時より少なく排出するか、又は姿勢制御エンジン１０６ｅ１〜１０６ｅ４から白い矢印のガス７１ｅ１ｌ〜７１ｅ４ｌを上向きに排出するか、又はその双方によって、航空機１ｅに下降する力６２２ｅを与えることができる。
この様に、航空機１ｅは、第１の実施形態の航空機１ａと同様の利点を有する。
図３６は、航空機１ｅの流体及び電気系統のブロック図である。航空機１ｅにおいて、外部酸化剤タンク１３０ｅ内や予め又は空中給液プローブ１２６ｅを介して酸化剤タンク１０８ｅ内に貯蔵された酸化剤１０ｅは、酸化剤加圧装置２８０ｅによって加圧され、リフトエンジン用酸化剤流量調整弁２８２ｅや姿勢制御エンジン用酸化剤流量調整弁２８３ｅ１〜２８３ｅ４を経て、リフト兼飛行用エンジン１４０ｅのタービン駆動ガス発生器２００ｅ及び姿勢制御エンジン１０６ｅ１〜１０６ｅ４の姿勢制御ガス発生器３００ｅ１〜３００ｅ４へ供給される。一方、外部燃料タンク１３２ｅ内や予め又は空中給油プローブ１２８ｅを介して燃料タンク１１０ｅ内に貯蔵された燃料１１ｅは、燃料加圧装置２８４ｅによって加圧され、リフトエンジン用燃料流量調整弁２８６ｅ１〜２８６ｅ３や姿勢制御エンジン用燃料流量調整弁２８７ｅ１〜２８７ｅ４を経て、リフト兼飛行用エンジン１４０ｅのタービン駆動ガス発生器２００ｅ及び燃焼器２９８ｅ、アフターバーナ２５８ｅ、及び姿勢制御エンジン１０６ｅ１〜１０６ｅ４の姿勢制御ガス発生器３００ｅ１〜３００ｅ４へ供給される。リフト兼飛行用エンジン１４０ｅでは、タービン駆動ガス発生器２００ｅ又は燃焼器２９８ｅで発生したタービン駆動ガス２０ｅがタービン２０２ｅを駆動した後、アフターバーナ２５８ｅに達する。タービン２０２ｅで得られた動力はコンプレッサ３６０ｅを駆動し、周囲の空気４９ｅを可変空気取入口ランプ１６０ｅを通じて吸い込む。その後、コンプレッサ３６０ｅで加圧された空気２２ｅは空気流量調整弁３４４ｅ１〜３４４ｅ３に達し、流量を調整された後で下流に位置する燃焼器２９８ｅ又はフレキシブルダクト１５０ｅ１及び１５０ｅ３へ導かれる。燃焼器２９８ｅでは空気２２ｅに燃料１１ｅが投入された後、点火器２２６ｅ１によって反応が行われる。空気２２ｅはフレキシブルダクト１５０ｅ１及び１５０ｅ３で適切に方向を偏向された後、可変面積排気偏向ノズル１７４ｅ１及び１７４ｅ３で加速された後に外部へ排出される（５０ｅ１、５０ｅ３）。一方、アフターバーナ２５８ｅでは必要に応じてタービン駆動ガス２０ｅに再び燃料１１ｅが投入され、点火器２２６ｅ２によって反応が行われる。その後、このガスはフレキシブルダクト１５０ｅ２で適切に方向を偏向された後、可変面積排気偏向ノズル１７４ｅ２で加速された後に外部へ排出される（５０ｅ２）。飛行形態に応じて、排気ノズル収容扉１９８ｅ１及び１９８ｅ３及びフレキシブルダクト収容扉２４６ｅが開閉する。
姿勢制御エンジン１０６ｅ２〜１０６ｅ４の構造は姿勢制御エンジン１０６ｅ１と同じである為、ここでは姿勢制御エンジン１０６ｅ１について説明を行う。姿勢制御エンジン１０６ｅ１では、姿勢制御ガス発生器３００ｅ１で発生した反応ガス３０ｅ１が反応ガス切替弁３５４ｅ１により流路を変更した後、エジェクタ３０４ｅ１で周囲の空気７０ｅ１を吸込んで排出される（７１ｅ１）ことによって、反力を発生させる。
指令装置２９０ｅは、機体等の情報を検知するセンサ２９２ｅの情報に応じてコンピュータ１１４ｅに指令を与える。コンピュータ１１４ｅはその指令に従って、制御信号８１ｅによりリフト兼飛行用エンジン１４０ｅ及び姿勢制御エンジン１０６ｅ１〜１０６ｅ４、点火装置２８８ｅ、操舵装置２９４ｅ等を制御する。点火装置２８８ｅは点火器２２６ｅ１〜２２６ｅ２に対して点火信号８０ｅを発し、燃焼器２９８ｅ及びアフターバーナ２５８ｅを点火する。
酸化剤及び燃料は、自己着火性を持ち、保存性及び貯蔵性の面で常温で高密度の液体であることが好ましいが、これに限定されない。液体の酸化剤及び燃料を用いることによって、これらをエンジン１４０ｅ及び姿勢制御エンジン１０６ｅ１〜１０６ｅ４へ導く配管等の容積が小さくなり、システム配置の自由度も向上する。
酸化剤と燃料の組合せには、例えば、酸化剤が三弗化塩素の場合の燃料にはアンモニア及びその水溶液、アリニン類、エチルアルコール及びメチルアルコール等のアルコール類及びその水溶液、モノメチルヒドラジン等のヒドラジン類及びその水溶液及び油溶液、ジェット燃料等の炭化水素燃料（含GTL: Gas To Liquid fuel）等があり、燃料がアリニン類及びモノメチルヒドラジン等のヒドラジン類及びその水溶液及び油溶液等の場合の酸化剤には白煙硝酸又はその水溶液及び赤煙硝酸、四酸化二窒素等がある。
第６の実施形態
図３７Ａ〜図３７Ｂは、本発明の第６の実施形態によるロケットブースタ１ｆ１〜１ｆ４及びロケット３８２の発射時における側面図及び上面図をそれぞれ示している。大きさの異なる円筒を組合せた形状のロケットブースタ１ｆ１〜１ｆ４は既存のロケット３８２を取り囲むように配され、分離装置１３６ｆによってロケット３８２と固定されており、ロケットブースタ１ｆ１〜１ｆ４で生じた推力がロケット３８２に伝わる。
ブースタ１ｆ１〜１ｆ４は、ロケット３８２を打ち上げる際に大気圏内で推力を発生する飛行体であり、既存のロケットブースタより騒音及び大気汚染物質が大幅に削減される。ブースタ１ｆ１〜１ｆ４は、既存のロケットブースタの様に高速の排出ガスを多量に噴出することにより加速して大気圏内を高速で突き抜けるのではなく、周囲の大量の空気を燃焼させずに低速で噴出するので加速は緩やかで、ロケット等の構造重量を削減でき、搭載衛星等に与える望ましくない加速度及び振動等も最小限にできる。それは、大気圏内での移動速度も遅いので、一定高度に到達する迄の時間は長くなるが、ロケットに生じる空気抵抗及び空力加熱は少なく、構造体及びフェアリング等をより一層軽量化でき、最後まで高い推進効率を維持できる。低速なので制御や軌道修正も容易で、回収して再利用することもできる。
図３８は、作動状態のロケットブースタ１ｆ１の側断面図を示している。ロケットブースタ１ｆ２〜１ｆ４はロケットブースタ１ｆ１と同じ構造を有する。ロケットブースタ１ｆ１は、球状の酸化剤タンク１０８ｆ１と、折りたたんで収納が可能な直方体状のパラシュート１４８ｆ１と、タービン駆動用のガス２０ｆ１を発生させ垂直な中心軸を有し下向きの円環状の開口を有する頂部円錐円筒（キャン）状のタービン駆動ガス発生器２００ｆ１と、中空の竹輪状の固体燃料１９４ｆ１と、点火信号８０ｆによって点火する円柱状の点火器２２６ｆ１と、酸化剤１０ｆ１を分散する円筒状の酸化剤ノズル２７８ｆ１と、ガス２０ｆ１を増速・転向する同軸的な放射状の複数のタービン静翼２０８ｆ１と、ガス２０ｆ１から機械仕事を取り出す同軸的な放射状の複数のタービン動翼２０４ｆ１と、タービン動翼２０４ｆ１が破壊又は飛散してもその破片がエンジン外部に飛散するのを防止する同軸的な切頭円錐状のタービンケース２１０ｆ１と、周囲の空気を吸込んで加速する同軸的な放射状の複数のファン動翼２１４ｆ１と、白い矢印で示される吸込んだ空気２１ｆ１の速度を圧力に変換する同軸的な放射状の複数のファン静翼２１８ｆ１と、ファン動翼２１４ｆ１が破壊又は飛散してもその破片をエンジン外部に飛散するのを防止する同軸的な円筒状のファンケース２２０ｆ１と、ファンケース２２０ｆ１内に設けられ空気２１ｆ１を加速させる為に底面の開口面積が上面の開口面積より小さい同軸的な円筒（ファンケース２２０ｆ１）と切頭円錐（タービンケース２１０ｆ１）間で形成されるノズル２２２ｆ１と、タービン動翼２０４ｆ１によって回転される中心軸上のシャフト２２４ｆ１と、シャフト２２４ｆ１からの回転をファン動翼２１４ｆ１に伝達する回転対称に歯車類が組み合わされたトランスミッション２３０ｆ１と、タービンを駆動したガス２０ｆ１の一部と吸入された空気２１ｆ１の一部を混合させて排出ガスの温度と速度を均一にする径方向に波打つひだ状のローブ型のミキサ２３２ｆ１と、発電機や電動機として作動する円柱状の回転制御モータ兼発電機２３４ｆ１と、周囲空気の流れの向きを変えることにより推力の変向が可能な放射状の複数の排気偏向ルーバ２５４ｆ１と、排気偏向ルーバ２５４ｆ１を駆動する駆動アクチュエータ２５６ｆ１と、排気ノズルの喉部及び出口部の面積を任意に変更可能な可変面積排気ノズル１６６ｆ１と、可変面積排気ノズル１６６ｆ１を駆動する駆動アクチュエータ１６８ｆ１とを具えている。
酸化剤１０ｆは、リフトエンジン用酸化剤流量調整弁２８２ｆ１によって流量を調整された後、タービン駆動ガス発生器２００ｆ１内部の酸化剤ノズル２７８ｆ１によって分散され、点火信号８０ｆを受けた点火器２２６ｆ１によって供給されたエネルギによって固体燃料１９４ｆ１表面で反応し、タービン駆動ガス２０ｆ１を発生する。ガス２０ｆ１はタービン２０４ｆ１及び２０８ｆ１を通過することで、ガス自身の持つエネルギを減少させて低温低圧の状態となってミキサ２３２ｆ１に達する。タービン動翼２０４ｆ１はシャフト２２４ｆ１と回転制御モータ兼発電機２３４ｆ１を回転させ、トランスミッション２３０ｆ１によってその回転を減じてファン動翼２１４ｆ１を駆動し、ファン２１４ｆ１及び２１８ｆ１によって空気２１ｆ１を吸入し圧縮する。空気２１ｆ１は、ノズル２２２ｆ１によって増速されて排気偏向ルーバ２５４ｆ１に達し、空気２１ｆ１の流れの向きを変えることにより推力の変向を行った後、ミキサ２３２ｆ１に達する。タービンを駆動したガス２０ｆ１の一部（２５ｆ１）は、ミキサ２３２ｆ１によってファン流路を通過する空気２１ｆ１の一部（２６ｆ１）と混合され、その温度と速度を更に減じて、大量の低速ガス流を形成してロケットブースタ１ｆ１より排出される。シャフト２２４ｆ１の回転は回転制御モータ兼発電機２３４ｆ１の負荷で適切に調整される。ロケットブースタ１ｆ１は、少量のタービン駆動ガス２０ｆ１によって大量の空気２１ｆ１を低速で排出することによって推力を得るので、従来のロケットよりも経済性が高く、推進効率も高く、排出するガス２０ｆ１の量及び騒音も少ない。大量の空気２１ｆ１を低速で排出する手段として、ターボプロップ又はコンプレッサ等を用いてもよい。ロケットブースタ１ｆ１は、空気が希薄な高空等であっても、その前進速度に応じて可変面積排気ノズル１６６ｆ１の喉部及び出口部の面積を適切に変更することで効率良く推力を得ることができ、その方向は排気偏向ルーバ２５４ｆ１を適切に制御したり、他のロケットブースタ１ｆ２〜１ｆ４との間で、推力を協調制御することによって自在に変えることができる。
図３９は、ロケットブースタ１ｆ１〜１ｆ４とロケット３８２の発射方法を説明するのに役立つ側面図である。四角で囲んだ数字１〜３はロケットブースタ１ｆ１〜１ｆ４とロケット３８２の発射の順番を示している。ロケットブースタ１ｆ１〜１ｆ４とロケット３８２は互いに固定された状態で、平地等３８８の上（４８０ｆ）から白い矢印のガス５３ｆを下方へ排出することによって上昇（４８２ｆ）した後、分離装置１３６ｆによってロケットブースタ１ｆ１〜１ｆ４とロケット３８２は互いに分離する。ロケット３８２はガス５５ｆを排出して上昇を続け（４８４ｆ）、使用後のロケットブースタ１ｆ１〜１ｆ４はパラシュート１４８ｆを展開して緩やかに降下（４８６ｆ）し、回収されて再利用される。
図４０は、ロケットブースタ１ｆ１〜１ｆ４の流体及び電気系統のブロック図である。ロケットブースタ１ｆ２〜１ｆ４の構造はロケットブースタ１ｆ１と同じである為、ここではロケットブースタ１ｆ１とその関連部品について説明を行う。ロケットブースタ１ｆ１において、予め酸化剤タンク１０８ｆ１に貯蔵された酸化剤１０ｆ１は、酸化剤加圧装置２８０ｆ１によって加圧されて酸化剤流量調整弁２８２ｆ１で流量を調整された後、タービン駆動ガス発生器２００ｆ１へ供給される。ガス発生器２００ｆ１で発生したタービン駆動ガス２０ｆ１がタービン２０２ｆ１を駆動した後、ミキサ２３２ｆ１に達する。タービン２０２ｆ１で得られた動力は、シャフト２２４ｆ１を介してトランスミッション２３０ｆ１と回転制御モータ兼発電機２３４ｆ１を駆動する。トランスミッション２３０ｆ１はファン２１２ｆ１を駆動する。ファン２１２ｆ１は周囲の空気５２ｆ１を吸い込み、加圧された空気２１ｆ１はノズル２２２ｆ１に達する。ノズル２２２ｆ１で空気２１ｆ１はその圧力を速度に変換して加速され、排気偏向ルーバ２５４ｆ１によって推力を変向した後、ミキサ２３２ｆ１に達する。ミキサ２３２ｆ１ではタービン駆動ガス２０ｆ１と空気２１ｆ１の一部が混合され、可変面積排気ノズル１６６ｆ１を通過して排出される（５３ｆ１）。ファンのストール及びサージが発生しない様、回転制御モータ兼発電機２３４ｆ１によってシャフト２２４ｆ１の負荷を調整する。タービン駆動ガス２０ｆ１が発生しなくなった場合には、一時的に回転制御モータ兼発電機２３４ｆ１によって、ファン２１２ｆ１を駆動し、ロケットブースタ１ｆ１〜１ｆ４とロケット３８２を可能な限り安全に軟着陸させる。これは通常のロケットブースタ及びロケットの様に、高速で大気圏を突き抜ける方式では、到底実現し得ない回収方法である。
指令装置２９０ｆは、機体等の情報を検知するセンサ２９２ｆの情報に応じてコンピュータ１１４ｆに指令を与える。コンピュータ１１４ｆはその指令に従って、制御信号８１ｆによりロケットブースタ１ｆ１〜１ｆ４及びパラシュート１４８ｆ１〜１４８ｆ４、分離装置１３６ｆ、点火装置２８８ｆ等を制御する。点火装置２８８ｆは点火器２２６ｆ１〜２２６ｆ４に対して点火信号８０ｆを発し、タービン駆動ガス発生器２００ｆ１を点火する。
酸化剤と燃料の組合せとしては、取扱いや貯蔵等が容易で、発生するガスの分子量が低いものが望ましい。酸化剤としては、過酸化水素及びその水溶液、硝酸又はその水溶液、赤煙硝酸又はその水溶液、二酸化窒素、四酸化二窒素等がある。固体燃料には、コンポジット型等の燃料、例えば、ポリブタジェン系及びポリウレタン系、ポリエステル系、ポリサルファイド系、ポリエチレン系、ゴム系、ビニール系等がある。従来の固体ロケット用燃料に多用されるアルミニウム等の金属類の添加はタービン（２０２ｆ）等を傷める為、余り好ましくない。
第７の実施形態
図４１Ａ〜図４１Ｂは、本発明の第７の実施形態による第１段ロケット１ｇと第２段以降のロケット３８４の発射時における側面図及び上面図をそれぞれ示している。大小の円筒が組み合わされた形状の第１段ロケット１ｇは、既存の第２段以降のロケット３８４の下段に固定されており、第１段ロケット１ｇで生じた推力は第２段以降のロケット３８４に伝わる。
第１段ロケット１ｇは大気圏内で推力を発生する飛行体であり、既存のロケット及びロケットブースタより騒音及び大気汚染物質が大幅にされる。第１段ロケット１ｇは、周囲の大量の空気を燃焼させずに低速で噴出するので加速は緩やかで、ロケット等の構造重量の削減でき、搭載衛星等に与える望ましくない力等も最小限にできる。それは、大気圏内での移動速度も遅いので、一定高度に到達する迄の時間は長くなるが、ロケットに生じる空気抵抗及び空力加熱は少なく、最後まで高い推進効率を維持することができる。低速なので制御や軌道修正も容易で、使い捨て構造とすることによって低コストになる。
図４２は、作動状態の第１段ロケット１ｇの側断面図を示している。第１段ロケット１ｇは、直方体状の複数の分離装置１３６ｇと、タービン駆動用のガス２０ｇを発生させ垂直な中心軸を有し下向きの円環状の開口を有する円筒（キャン）状のタービン駆動ガス発生器２００ｇと、円柱状の固体燃料１９４ｇと、点火信号８０ｇによって点火する円柱状の複数の点火器２２６ｇと、ガス２０ｇから機械仕事を取り出す同軸的な放射状の複数のタービン動翼２０４ｇと、同じくガス２０ｇから機械仕事を取り出すタービン動翼２０４ｇとは逆回転して機械仕事を取り出す同軸的な放射状の複数のタービン動翼２０６ｇと、タービン動翼２０４ｇ及び２０６ｇが破壊又は飛散してもその破片がエンジン外部に飛散するのを防止する同軸的な切頭円錐状のタービンケース２１０ｇと、白い矢印の空気２１ｇを加圧する同軸的な放射状の複数のファン動翼２１４ｇと、同じく空気２１ｇを加圧するファン動翼２１４ｇとは逆回転する同軸的な放射状の複数のファン動翼２１６ｇと、ファン動翼２１４ｇ及び２１６ｇが破壊又は飛散してもその破片をエンジン外部に飛散するのを防止する同軸的な円筒状のファンケース２２０ｇと、ファンケース２２０ｇ内に設けられ空気２１ｇを加速させる為に底面の開口面積が上面の開口面積より小さい同軸的な円筒（ファンケース２２０ｇ）と切頭円錐（タービンケース２１０ｇ）間で形成されるノズル２２２ｇと、タービン動翼２０４ｇ及び２０６ｇの回転中心となる中心軸上のシャフト２２４ｇと、速度エネルギを圧力エネルギに変換する同軸的な切頭円錐状のディフューザ２４２ｇと、排気ノズルの出口部の方向を任意に変更することが可能な排気偏向ノズル１７０ｇと、排気偏向ノズル１７０ｇを駆動する駆動アクチュエータ１７２ｇとを具えている。
タービン駆動ガス発生器２００ｇ内部において、点火器２２６ｇによって固体燃料１９４ｇが反応し、タービン駆動ガス２０ｇを発生する。ガス２０ｇはタービン２０４ｇ及び２０６ｇを通過することにより、そのガス自身の持つエネルギを減少させて低温低圧の状態となってディフューザ２４２ｇに達し、残った速度エネルギの一部を圧力エネルギに変換する。タービン動翼２０４ｇはシャフト２２４ｇを回転中心としてファン動翼２１４ｇを駆動し、タービン動翼２０６ｇはシャフト２２４ｇを回転中心としてファン動翼２１４ｇとは逆方向にファン動翼２１６ｇを駆動することにより、空気２１ｇを吸入し圧縮する。空気２１ｇは、ノズル２２２ｇによって増速される。空気２１ｇとディフューザ２４２ｇを通過したタービン駆動ガス２０ｇは大量の低速ガス流を形成して、排気偏向ノズル１７０ｇにて推力を任意に変向された後、排出される。第１段ロケット１ｇは、第６の実施形態のロケットブースタ１ｆ１と同様の利点を有する。大量の空気２１ｇを低速で排出する手段として、ファンをプロペラに置き換えたターボプロップ又はコンプレッサ等を用いてもよい。タービン動翼２０４ｇと２０６ｇ又は、ファン動翼２１４ｇと２１６ｇの様に、互いに逆方向に回転する動翼によって機械仕事を吸収及び付加することによって、軸方向の距離を短かくし構造も簡単になり、回転数も低くできるので、その小型化及び軽量化に寄与する。
図４３は、第１段ロケット１ｇと第２段以降のロケット３８４の発射方法を説明するのに役立つ側面図である。四角で囲んだ数字１〜３は第１段ロケット１ｇと第２段以降のロケット３８４の発射の順番を示している。第１段ロケット１ｇと第２段以降のロケット３８４は互いに固定された状態で、平地等３８８の上（４９０ｇ）から白い矢印のガス５７ｇを下方へ排出することによって上昇（４９２ｇ）した後、分離装置１３６ｇによって第１段ロケット１ｇと第２段以降のロケット３８４は互いに分離する。第２段以降のロケット３８４はガス５５ｇを排出して上昇を続け（４９４ｇ）、使用後の第１段ロケット１ｇは投棄（４９６ｇ）され、大気との摩擦で燃え尽きるか海洋上に破棄される。
図４４は、第１段ロケット１ｇの流体及び電気系統のブロック図である。第１段ロケット１ｇにおいて、タービン駆動ガス発生器２００ｇで発生したタービン駆動ガス２０ｇはタービン２０２ｇを駆動し、ディフューザ２４２ｇを通過してその速度を圧力に変換する。タービン２０２ｇで得られた動力は、シャフト２２４ｇを介してファン２１２ｇを駆動する。ファン２１２ｇは周囲の空気５６ｇを吸い込み、加圧された空気２１ｇはノズル２２２ｇに達する。ノズル２２２ｇで空気２１ｇはその圧力を速度に変換して加速される。ディフューザ２４２ｇやノズル２２２ｇ１を通過したガス２０ｇや空気５６ｇは、排気偏向ノズル１７０ｇにて推力を任意に変向された後、第１段ロケット１ｇより排出される（５７ｇ）。
指令装置２９０ｇは、機体等の情報を検知するセン類２９２ｇの情報に応じてコンピュータ１１４ｇに指令を与える。コンピュータ１１４ｇはその指令に従って、制御信号８１ｇにより第１段ロケット１ｇの各部及び分離装置１３６ｇ、点火装置２８８ｇ等を制御する。点火装置２８８ｇは点火器２２６ｇに対して点火信号８０ｇを発し、タービン駆動ガス発生器２００ｇを点火する。
使用する燃料は、取扱いや貯蔵等が容易で、発生するガスの分子量が低いものが望ましい。固体燃料には、既存のダブルベース型及びコンポジット型燃料、ＧＡＰ(Glycidyl Azide Polymer)等の高エネルギポリマー等がある。従来の固体ロケット用燃料に多用されるアルミニウム等の金属類の添加はタービン（２０２ｇ）等を傷める為、余り好ましくない。
第８の実施形態
図４５Ａ〜図４５Ｂは、本発明の第８の実施形態による宇宙往還機１ｈの打上時（５３２ｈ）における側面図及び上面図を示している。宇宙往還機１ｈは、周囲の大量の空気５９ｈｚを取り込んで加速して排出（６０ｈｚ）する事により、その反動によって上昇する。この図では、宇宙往還機１ｈが垂直に離発着するように描かれているが、通常の航空機のように水平に離発着してもよい。
宇宙往還機１ｈは、地上から飛び立って衛星軌道に達した後に再び地上へ帰着できる飛行体であり、単段式宇宙往還機(SSTO: Single Stage to Orbit)の一種である。宇宙往還機１ｈは、空気密度の大きい大気内ではリフトエンジンモードで低速上昇し、その密度が低下するに従ってガスジェネレータサイクルATR(Air Turbo Ram)モード又はエキスパンダーサイクルATRモードに適宜移行して増速し、大気圏突破後は速やかにロケットモードに移行して最終的に必要な軌道速度を得る。この方式により、大気中の酸素のみならず空気そのものを反動を得る質量として最大限に利用できるので、従来のロケット等に比べて搭載する推進剤質量を減らすことができる。将来、例えば月及び火星、軌道上等での推進剤の生産が可能になれば、そこで推進剤を補給することによって大量のペイロードを積載して地球と宇宙間を往還することができる。各速度領域において最適な推進モードを選択する事によって、最後まで高い推進効率を維持できる。宇宙往還機１ｈは繰り返し再利用することにより低コスト及び省資源化することができ、排出される環境汚染物質も僅かであり、推進剤の選定によっては無害となる。
図４６Ａは、地上等における打上待機時（５３０ｈ）における宇宙往還機１ｈの側断面図を示している。宇宙往還機１ｈは、直交する２つの円筒を十字に組合せた形状の姿勢制御エンジン１０６ｈ１〜１０６ｈ５と、折りたたんで収納が可能な半四角推状のパラシュート１４８ｈと、有償荷重である直方体状の複数のペイロード１２４ｈ１〜１２４ｈ２と、ペイロード１２４ｈを格納する四角錐状の複数のフェアリング１５６ｈ１〜１５６ｈ２と、フェアリング１５６ｈを開閉する直方体状の複数のフェアリング駆動アクチュエータ１５８ｈ１〜１５８ｈ２と、形状を変更することで効率良く空気を取り入れることができる矩形の複数の可変空気取入口ランプ１６０ｈ１〜１６０ｈ４と、可変空気取入口ランプ１６０ｈ１〜１６０ｈ４を変形する直方体状の複数の可変空気取入口ランプ駆動アクチュエータ１６２ｈ１〜１６２ｈ４と、断熱の為に中央部に設けられた低温の燃料を貯蔵する直方体状の低温燃料タンク１２０ｈと、断熱の為に低温燃料タンク１２０ｈを取り囲む様に設けられた低温の酸化剤を貯蔵する直方体状の低温酸化剤タンク１１２ｈと、断熱の為に低温酸化剤タンク１１２ｈを取り囲む様に設けられた反応剤を貯蔵する直方体状の反応剤タンク１７８ｈと、タービン駆動ガスを発生させる垂直な中心軸を有し下向きの円環状の開口を有する鈍頭円筒（キャン）状のタービン駆動ガス発生器２００ｈと、点火信号によって点火エネルギを発生する円柱状の複数の点火器２２６ｈ１〜２２６ｈ２と、燃料を分散する円筒形の複数の燃料ノズル２７２ｈ１〜２７２ｈ２と、酸化剤を分散する円筒形の複数の酸化剤ノズル２７８ｈ１〜２７８ｈ２と、タービン駆動ガスを増速・転向する同軸的な放射状の複数のタービン静翼２０８ｈと、タービン駆動ガスから機械仕事を取り出す同軸的な放射状の複数のタービン動翼２０４ｈと、タービン動翼２０４ｈが破壊又は飛散してもその破片が外部に飛散するのを防止する同軸的な切頭円錐状のタービンケース２１０ｈと、周囲の空気を吸込んで加速し翼の取付角度が変更可能な同軸的な放射状の複数の取付角度可変ファン動翼３２０ｈと、取付角度可変ファン動翼３２０ｈの取付角度を変更する円柱状の複数のファン動翼取付角度変更アクチュエータ３２２ｈと、吸込んだ空気の速度を圧力に変換し翼の取付角度が変更可能な同軸的な放射状の複数の取付角度可変ファン静翼３２４ｈと、取付角度可変ファン静翼３２４の取付角度を変更する円柱状の複数のファン静翼取付角度変更アクチュエータ３２６ｈと、取付角度可変ファン動翼３２０ｈが破壊又は飛散してもその破片をエンジン外部に飛散するのを防止する同軸的な円筒状のファンケース２２０ｈと、ファンケース２２０ｈ内に設けられ空気を加速させる為に底面の開口面積が上面の開口面積より小さい同軸的な円筒（ファンケース２２０ｈ）と切頭円錐（タービンケース２１０ｈ）間で形成されるノズル２２２ｈと、タービン動翼２０４ｈによって回転される中心軸上のシャフト２２４ｈと、シャフト２２４ｈからの回転を取付角度可変ファン動翼３２０ｈに伝達する回転対称に歯車類が組み合わされたトランスミッション２３０ｈと、タービンを駆動したガスの一部と吸入された空気の一部を混合させて排出ガスの温度と速度を均一にする径方向に波打つひだ状のローブ型のミキサ２３２ｈと、発電機や電動機として作動する円柱状の回転制御モータ兼発電機２３４ｈと、タービン駆動ガスの速度エネルギを圧力エネルギに変換する切頭円錐状のディフューザ２４２ｈと、宇宙往還機１ｈの速度が低速で空気取入口の面積が小さい場合には開き速度が高速で空気が余分なら排出する殻状の補助空気取入兼空気排出扉１６４ｈと、周囲流体を冷却し酸化剤を加熱する管状の複数の酸化剤加熱流路２７４ｈ１〜２７４ｈ２と、周囲流体を冷却し燃料を加熱する管状の複数の燃料加熱流路２７６ｈ１〜２７６ｈ２と、大気圏内ではラム燃焼器となり大気圏外ではロケット燃焼器となる円筒状のラム兼ロケット燃焼器１８０ｈと、ラム兼ロケット燃焼器１８０ｈ内で生じた火炎の再循環領域を形成する楔状の複数の保炎器１８２ｈと、排気ノズルの喉部及び出口部の面積を任意に変更し及び出口部の方向を任意に変更可能な可変面積排気偏向ノズル１７４ｈと、可変面積排気偏向ノズル１７４ｈを駆動する直方体状の複数の駆動アクチュエータ１７６ｈと、折りたたんで収納が可能で使用時には展開して浮力を確保する球状の複数の浮力ブイ１８４ｈとを具えている。
最も低温となる燃料貯蔵用の低温燃料タンク１２０ｈを中心に、その周囲に低温酸化剤貯蔵用の低温酸化剤タンク１１２ｈ、及びその外に反応剤貯蔵用の反応剤タンク１７８ｈを配することによって、断熱材等の使用を節約でき燃料及び酸化剤の蒸発損耗も小さくできる。更に、反応性に富む燃料や反応剤を低温に保つことで安全性も高めることができる。
図４６Ｂは、宇宙往還機１ｈの大気圏内亜音速飛行時５３４ｈ（図の左側）と大気圏内遷音速飛行時５３６ｈ（図の右側）における側断面図を示している。大気圏内亜音速飛行状態５３４ｈにおいて、燃料１１ｈと酸化剤１０ｈは、ファン３２０ｈ及び３２４ｈの上流に配された燃料加熱流路２７６ｈ１と酸化剤加熱流路２７４ｈ１によって周囲空気６３ｈを冷却してラム兼ロケット燃焼器１８０ｈ内に配された燃料加熱流路２７６ｈ２と酸化剤加熱流路２７４ｈ２によって予熱された後、タービン駆動ガス発生器２００ｈ内部で燃料ノズル２７２ｈ１と酸化剤ノズル２７８ｈ１からそれぞれ供給され、点火器２２６ｈ１に供給されたエネルギ８０ｈによって反応してタービン駆動ガス２０ｈａを発生する。ガス２０ｈａはタービン２０４ｈ及び２０８ｈを通過することにより、そのガス自身の持つエネルギを減少させて低温低圧の状態となってディフューザ２４２ｈに達し、残った速度エネルギの一部を圧力エネルギに変換する。タービン動翼２０４ｈはシャフト２２４ｈと回転制御モータ兼発電機２３４ｈを回転させ、トランスミッション２３０ｈによってその回転を減じて取付角度可変ファン動翼３２０ｈを駆動し、ファン３２０ｈ及び３２４ｈにて可変空気取入口ランプ１６０ｈ１ａ〜１６０ｈ４ａ及び補助空気取入兼空気排出扉１６４ｈａを通過し燃料１１ｈ及び酸化剤１０ｈで予冷された空気６３ｈを吸入し圧縮する。ファン３２０ｈ及び３２４ｈは各翼の取付角度変更アクチュエータ３２２ｈ及び３２６ｈによって飛行速度等に合わせてその取付角度を適切に変更される。ファンを通過した空気２１ｈａは、ノズル２２２ｈによって増速されてミキサ２３２ｈに達する。ガス２０ｈａの一部はミキサ２３２ｈによってファン流路を通過する空気２１ｈａの一部と混合され、その温度と速度を更に減じて、大量の低速ガス流を形成して燃料１１ｈと酸化剤１０ｈを加熱した後で可変面積排気偏向ノズル１７４ｈａを通過して宇宙往還機１ｈより排出される（６４ｈ）。ファン３２０ｈ及び３２４ｈを通過した空気２１ｈはタービン２０４ｈ及び２０８ｈ側には流入しない。シャフト２２４ｈの回転は回転制御モータ兼発電機２３４ｈの負荷で適切に調整される。宇宙往還機１ｈは、少量のタービン駆動ガス２０ｈによって大量の空気２１ｈを低速で排出することによって推力を得るので、従来のロケットよりも経済性が高くて推進効率も高く、排出するガス６４ｈの量及び騒音も少ない（リフトエンジンモード）。大量の空気２１ｈを低速で排出する手段として、ファンをプロペラに置き換えたターボプロップ又はコンプレッサ等を用いてもよい。宇宙往還機１ｈは、空気が希薄な高空等であっても、可変面積排気偏向ノズル１７４ｈの喉部及び出口部の面積を適切に変更することで効率良く推力を得ることができ、その出口部の方向を適切に制御することができる。大気圏内遷音速飛行状態５３６ｈにおいては、燃料１１ｈと酸化剤１０ｈはファン３２０ｈ及び３２４ｈの上流に配された燃料加熱流路２７６ｈ１と酸化剤加熱流路２７４ｈ１によって周囲空気６５ｈを冷却してラム兼ロケット燃焼器１８０ｈ内に配された燃料加熱流路２７６ｈ２と酸化剤加熱流路２７４ｈ２によって予熱された後タービン駆動ガス発生器２００ｈ内部で燃料ノズル２７２ｈ１と酸化剤ノズル２７８ｈ１から供給され、点火器２２６ｈが点火信号８０ｈによって作動してタービン駆動ガス２０ｈｂとなる。ガス２０ｈｂはタービン２０４ｈ及び２０８ｈを通過することで、そのガス自身の持つエネルギを減少させて低温低圧の状態となってディフューザ２４２ｈに達し、残った速度エネルギの一部を圧力エネルギに変換する。タービン動翼２０４ｈはシャフト２２４ｈと回転制御モータ兼発電機２３４ｈを回転させ、トランスミッション２３０ｈによってその回転を減じて取付角度可変ファン動翼３２０ｈを駆動し、ファン３２０ｈ及び３２４ｈによって可変空気取入口ランプ１６０ｈ１ｂ〜１６０ｈ４ｂ及び補助空気取入兼空気排出扉１６４ｈｂを通過し燃料１１ｈ及び酸化剤１０ｈで予冷された空気６５ｈを吸入し圧縮する。ファンを通過した空気２１ｈｂは、ノズル２２２ｈによって増速されてミキサ２３２ｈに達する。ガス２０ｈｂの一部はミキサ２３２ｈによってファン流路を通過する空気２１ｈｂの一部と混合された後、ラム兼ロケット燃焼器１８０ｈ内で点火器２２６ｈ２のエネルギにより空気２１ｈｂとガス２０ｈｂの混合ガスが反応してラム燃焼を行い、高温高速ガス流６６ｈを形成して燃料１１ｈと酸化剤１０ｈを加熱した後に可変面積排気偏向ノズル１７４ｈｂを通過して排出される（ガスジェネレータサイクルATRモード）。
図４６Ｃは、大気圏内超音速飛行状態５３８ｈ（左側）と大気圏外飛行状態５４０ｈ（右側）における宇宙往還機１ｈの側断面図を示している。大気圏内超音速飛行状態５３８ｈにおいて、燃料１１ｈはファン３２０ｈ及び３２４ｈの上流に配された燃料加熱流路２７６ｈ１によって周囲空気６７ｈを冷却してラム兼ロケット燃焼器１８０ｈ内に配された燃料加熱流路２７６ｈ２によって予熱された後タービン駆動ガス発生器２００ｈ内部で燃料ノズル２７２ｈ１から供給され、タービン駆動ガス２０ｈｃとなる。ガス２０ｈｃは、図６Ｂの飛行状態５３４ｈと同様に、ディフューザ２４２ｈに達する。タービン動翼２０４ｈはシャフト２２４ｈと回転制御モータ兼発電機２３４ｈを回転させ、取付角度可変ファン動翼３２０ｈを駆動し、ファン３２０ｈ及び３２４ｈにてランプ１６０ｈ１ｃ〜１６０ｈ４ｃを通過し燃料１１ｈで予冷された空気６７ｈを吸入し圧縮する。この際に余分な空気６２ｈは、補助空気取入兼空気排出扉１６４ｈｃから排出される。ファンを通過した空気２１ｈｃは、ノズル２２２ｈによって増速されてミキサ２３２ｈに達する。ガス２０ｈｃの一部はミキサ２３２ｈによってファン流路を通過する空気２１ｈｃの一部と混合された後、ラム兼ロケット燃焼器１８０ｈ内で点火器２２６ｈ２のエネルギにより空気２１ｈｃとガス２０ｈｃの混合ガスが反応してラム燃焼を行い、高温高速ガス流６８ｈを形成して燃料１１ｈを加熱した後で可変面積排気偏向ノズル１７４ｈｃを通過して排出される（エキスパンダーサイクルATRモード）。大気圏外飛行状態５４０ｈにおいては、ランプ１６０ｈ１ｄ〜１６０ｈ４ｄ及び扉１６４ｈｄが完全に閉じられ、ラム兼ロケット燃焼器１８０ｈ内で燃料加熱流路２７６ｈ２と酸化剤加熱流路２７４ｈ２によって熱交換された燃料１１ｈと酸化剤１０ｈが燃料ノズル２７２ｈ２と酸化剤ノズル２７８ｈ２から供給されて点火器２２６ｈ２が作動してロケット燃焼を行い、可変面積排気偏向ノズル１７４ｈｄからガス６９ｈを排出する（ロケットモード）。なお、大気圏内遷音速飛行状態５３６ｈと大気圏内超音速飛行状態５３８ｈでは、ガスジェネレータサイクルATRモードとエキスパンダーサイクルATRモードの双方をどの順番（又はどちらか一方）で用いても良く、大気圏外飛行状態５４０ｈであるロケットモードとの切替のタイミングも与えられたタスクによって適切に定めることができる。
図４６Ｄは、大気圏外ペイロード積降状態５４２ｈ（左側）と大気圏突入状態５４４ｈ（右側）の宇宙往還機１ｈの側断面図を示している。宇宙往還機１ｈはペイロード積降状態５４２ｈにおいて、フェアリング１５６ｈ１ｅ〜１５６ｈ２ｅを開閉してペイロード１２４ｈ１の積降を行う。大気圏突入状態５４４ｈでは、フェアリング１５６ｈ１ｆ〜１５６ｈ２ｆを含む全ての開口部を閉じた状態で自重による自由落下を利用して、大気圏への突入を行う。
図４７Ａ及び図４７Ｂは、宇宙往還機１ｈの打上及び帰還を説明するのに役立つ側面図である。四角で囲んだ数字１〜１２は宇宙往還機１ｈの打上及び帰還の順番を示している。平地等３８８の上に配置された宇宙往還機１ｈ（５００ｈ）は、大気圏内において、リフトエンジンモードで白い矢印のガス６４ｈを低速で大量に下方へ排出することによって亜音速で上昇（５０２ｈ）した後、ガスジェネレータサイクルATRモードに移行して黒の矢印のガス６６ｈを後方へ排出することによって遷音速で前進上昇（５０４ｈ）を続け、次にエキスパンダーサイクルATRモードに移行して黒の矢印のガス６８ｈを後方へ排出することによって超音速で更に前進上昇（５０６ｈ）を行う。その後大気圏外に達したら、宇宙往還機１ｈ（５０８ｈ）は、ロケットモードに移行して黒の矢印のガス６９ｈを後方へ排出することによって上昇を続けると共に軌道方向への加速も併せて行って軌道に到達し、ペイロードの積み下ろしを行う（５１０ｈ）。
帰還する際に軌道上の宇宙往還機１ｈは、姿勢制御エンジン１０６ｈ２〜１０６ｈ５から白い矢印のガス７１ｈ２〜７１ｈ５を排出することによって軌道速度を減じ（５１８ｈ）、自由落下を行って大気圏に突入する（５１２ｈ）。その後、大気圏内に到達したら、宇宙往還機１ｈは大気中の空気を利用し、エキスパンダーサイクルATRモード（５０６ｈ）又はガスジェネレータサイクルATRモード（５０４ｈ）に移行した後、リフトエンジンモード（５０２ｈ）によって安全な速度で降下を続け、平地等３８８の上に着陸を行う(５００ｈ)。打上時や帰還時に動力飛行を行うことによって、高いクロスレンジ能力及び航続能力を有する。
図４７Ｃは、宇宙往還機１ｈの非常時の帰還を説明するのに役立つ側面図である。四角で囲んだ数字１３〜１４は宇宙往還機１ｈの陸上又は水上への帰還の過程を示している。宇宙往還機１ｈの打上中及び帰還中（図４７Ａ及び図４７Ｂの四角で囲んだ数字２〜１１の間）に非常事態が発生して動力飛行の継続が困難となった場合にパラシュート１４８ｈを展開して減速降下（５１４ｈ）し、降下地点が陸上の場合はそのまま、水上の場合は浮力ブイ１８４ｈを展開（５１６ｈ）して救助を待つことができる。この様に宇宙往還機１ｈは、従来のロケット等とは違って大気圏内を航空機の様に移動するので、非常時でも空気力を用いた安全な帰還を行うことができる。
図４８Ａ及び図４８Ｂは、宇宙往還機１ｈの姿勢制御エンジン１０６ｈ１の作動状態を示す垂直断面図及び４８Ｂ−４８Ｂに沿った別断面での垂直断面図である。姿勢制御エンジン１０６ｈ２〜１０６ｈ５は姿勢制御エンジン１０６ｈ１と同じ構造を有する。姿勢制御エンジン１０６ｈ１は、円筒状の姿勢制御ガス発生器３００ｈ１と、発生する流体の通路を内在した姿勢制御エンジン用反応剤分解触媒３０９ｈ１と、反応剤分解物の流れを切替える反応剤分解物切替弁３１６ｈ１と、直交する２つの円筒を十字に組合せた形状のエジェクタ３０４ｈ１とを具えている。反応剤１２ｈは、姿勢制御エンジン用反応剤流量調整弁３１５ｈ１によって流量を調整された後、姿勢制御ガス発生器３００ｈ１内の姿勢制御エンジン用反応剤分解触媒３０９ｈ１によって分解されて反応剤分解物となる。黒の矢印の反応剤分解物の流れ３４ｈ１は、反応剤分解物切替弁３１６ｈ１によってその噴出方向を切り替えられ、エジェクタ３０４ｈ１に達し、高速で噴出する反応剤分解物の流れ３４ｈ１によって白い幅広の矢印の周囲の空気７０ｈ１がエジェクタ３０４ｈ１に吸入され、白い矢印の両者の混合ガス７１ｈ１となって排出される。その結果、姿勢制御エンジン１０６ｈ１には、その反対方向に反力が働く。反応剤分解物切替弁３１６ｈ１を切り替えることによって、任意の方向への姿勢制御が可能である。
図４９は、宇宙往還機１ｈの流体及び電気系統のブロック図である。宇宙往還機１ｈにおいて、低温酸化剤タンク１１２ｈ内に貯蔵された酸化剤１０ｈは、酸化剤加圧装置２８０ｈによって加圧され、酸化剤バイパス弁３４０ｈを経て酸化剤加熱流路２７４ｈ１〜２７４ｈ２にて周囲の空気及びガスと熱交換を行った後、酸化剤流量調整弁２８２ｈ１〜２８２ｈ２を経てタービン駆動ガス発生器２００ｈ及びラム兼ロケット燃焼器１８０ｈへ供給される。一方、低温燃料タンク１２０ｈ内に貯蔵された燃料１１ｈは、燃料加圧装置２８４ｈによって加圧され、燃料バイパス弁３４２ｈを経て燃料加熱流路２７６ｈ１〜２７６ｈ２にて周囲の空気及びガスと熱交換を行った後、燃料流量調整弁２８６ｈ１〜２８６ｈ２を経てタービン駆動ガス発生器２００ｈ及びラム兼ロケット燃焼器１８０ｈへ供給される。タービン駆動ガス発生器２００ｈで発生したタービン駆動ガス２０ｈがタービン２０２ｈを駆動した後、ディフューザ２４２ｈを経てミキサ２３２ｈに達する。タービン２０２ｈで得られた動力は、シャフト２２４ｈとトランスミッション２３０ｈを介してファン２１２ｈを駆動する。ファン２１２ｈはその翼の取付角度を各翼の取付角度変更アクチュエータ３２２ｈ及び３２６ｈによって適切に調整して、周囲の空気５９ｈをその流速に合わせて可変空気取入口ランプ１６０ｈ及び補助空気取入兼空気排出扉１６４ｈを調整して吸い込む。吸込まれた空気は酸化剤加熱流路２７４ｈ１及び燃料加熱流路２７６ｈ１で冷却され充填効率を高めた後ファン２１２ｈに達して加圧され（２１ｈ）ノズル２２２ｈに達する。ノズル２２２ｈで空気２１ｈはその圧力を速度に変換して加速し、ミキサ２３２ｈに達する。ミキサ２３２ｈではタービン駆動ガス２０ｈの一部と空気２１ｈの一部が混合され、ラム兼ロケット燃焼器１８０ｈへ達する。ここで飛行状態に応じて酸化剤１０ｈ及び燃料１１ｈが追加されて燃焼した後、再び酸化剤加熱流路２７４ｈ２及び燃料加熱流路２７６ｈ２を加熱し、可変面積排気偏向ノズル１７４ｈを通過して排出される（６０ｈ）。回転制御モータ兼発電機２３４ｈによってシャフト２２４ｈの負荷を調整し、ストール及びサージ等を回避する。タービン駆動ガス２０ｈが発生しなくなった場合には、一時的に回転制御モータ兼発電機２３４ｈによって、ファン２１２ｈを駆動し、宇宙往還機１ｈを可能な限り安全に着陸させる。
反応剤タンク１７８ｈ内に貯蔵された反応剤１２ｈは、反応剤加圧装置３１２ｈによって加圧され、姿勢制御エンジン用反応剤流量調整弁３１５ｈ１〜３１５ｈ５を経て姿勢制御エンジン１０６ｈ１〜１０６ｈ５の姿勢制御ガス発生器３００ｈ１〜３００ｈ５へ供給される。姿勢制御ガス発生器３００ｈ１〜３００ｈ５で発生した反応剤分解物３４ｈ１〜３４ｈ５が反応剤分解物切替弁３１６ｈ１〜３１６ｈ５により流路を変更した後、エジェクタ３０４ｈ１〜３０４ｈ５で周囲の空気７０ｈ１〜７０ｈ５を吸込んで排出される（７１ｈ１〜７１ｈ５）ことによって、反力を発生させる。
指令装置２９０ｈは、機体等の情報を検知するセンサ２９２ｈの情報に応じてコンピュータ１１４ｈに指令を与える。コンピュータ１１４ｈはその指令に従って、制御信号８１ｈにより宇宙往還機１ｈの各部及び姿勢制御エンジン１０６ｈ１〜１０６ｈ５、パラシュート１４８ｈ、フェアリング１５６ｈを開閉するフェアリング駆動アクチュエータ１５８ｈ、浮力ブイ１８４ｈ、点火装置２８８ｈ、操舵装置２９４ｈ等を制御する。点火装置２８８ｈは点火器２２６ｈ１〜ｈ２に対して点火信号８０ｈを発し、タービン駆動ガス発生器２００ｈ及びラム兼ロケット燃焼器１８０ｈを点火する。
酸化剤には、液体酸素、液体弗素及び二弗化酸素等の弗素酸化物等がある。燃料には、液体水素等がある。液体酸素と液体水素の組合せは、発生する水蒸気の分子量が小さい点と有害物質及び環境汚染物質を一切発生しない点で魅力的である。
反応剤の種類には、例えば、過酸化水素又はその水溶液、ヒドラジン及びその誘導体、酸化エチレン、n-プロピルナイトレート、エチルナイトレート、メチルナイトレート、ニトロメタン、テトロナイトロメタン、ニトログリセリン等がある。中でも過酸化水素又はその水溶液は、有害物質及び環境汚染物質を一切発生しない。前述したように、重量濃度が３０〜８０重量％の過酸化水素水溶液又はより高濃度の過酸化水素水溶液及び過酸化水素は実用上有利である。
姿勢制御エンジン用反応剤分解触媒３０９ｈについては、使用する反応剤に応じて適当な触媒成分を選定する。例えば、反応剤が過酸化水素又はその水溶液であった場合には、白金やパラジウム等の白金族やマンガン酸化物等の触媒成分を用いれば良い。又、これらの触媒を反応剤熱分解用の加熱器に置き換える事も出来る。
以上説明した実施形態は典型例として挙げたに過ぎず、その各実施形態の構成要素を組み合わせること、その変形およびバリエーションは当業者にとって明らかであり、当業者であれば本発明の原理および請求の範囲に記載した発明の範囲を逸脱することなく上述の実施形態の種々の変形を行えることは明らかである。
図１Ａ〜図１０は本発明の第１の実施形態を示す。図１Ａ〜図１Ｃは、航空機の垂直離着陸時における上面図と右半分を切欠いた上断面図、１Ｂ−１Ｂに沿って切欠いた側断面図、及び１Ｃ−１Ｃに沿って切欠いた正面図と正断面図をそれぞれ示している。 図２Ａ及び図２Ｂは、航空機１ａの作動状態及び停止状態におけるリフトエンジンの垂直断面図をそれぞれ示している。 図２Ｃは、図２Ａの作動状態のリフトエンジンのタービン駆動ガス発生器の右側部分拡大垂直断面図である。図２Ｄは、図２Ｂの停止状態のリフトエンジンの上部水平面２Ｄ−２Ｄに沿った下断面図である。図２Ｅは、図２Ａの作動状態のリフトエンジンの上部水平面２Ｅ−２Ｅに沿った上断面図である。 図２Ｆは、図２Ａのリフトエンジンの下部水平面２Ｆ−２Ｆに沿った下断面図であり、図２Ｇは、リフトエンジンの入口可動ルーバの全開状態及び全閉状態を示す上面図である。 図２Ｈは、リフトエンジンの排気偏向ルーバの全開状態及び全閉状態を示す下面図である。図２Ｉは、リフトエンジンの排出ガスの逆回転方向の反力を受ける状態を示す下面図である。 図２Ｊは、リフトエンジンの排出ガスが偏向され、その逆方向の反力を受ける状態を示す下面図である。 図３Ａ及び図３Ｂは、航空機の姿勢制御エンジンの作動状態を示す垂直断面図及び水平断面図である。 図４Ａは、航空機のピッチ軸回り運動を示す側面図である。図４Ｂは、航空機１ａのヨー軸回り運動の一例を示す上面図である。図４Ｃは、航空機のロール軸回り運動を示す正面図である。 図５Ａ及び図５Ｂは、航空機の前進及び後進運動を示す側面図及び上面図である。図５Ｃは、航空機の右進及び左進運動を示す正面図である。 図５Ｄは、航空機の右進及び左進運動を示す上面図である。図５Ｅ及び図５Ｆは、航空機１ａの上昇及び下降を示す正面図及び側面図である。 図６Ａ〜図６Ｃは、空中で酸化剤を補給する空中給液プローブ１２６ａ、空中で燃料を補給する空中給油プローブ、外部酸化剤タンク、及び外部燃料を装着した航空機の地上待機状態での上面図、側面図及び正面図をそれぞれ示している。 図７Ａ〜図７Ｃは、航空機１ａの垂直離着陸時において、１つのリフトエンジンが停止した状態における上面図、側面図及び正面図をそれぞれ例示している。 図８Ａ〜図８Ｂは、航空機の垂直離陸及び着陸を説明する部分断面を含む側面図及び上面図である。 図８Ｃは、航空機の垂直着陸を説明する部分断面を含む側面図である。 図９Ａは、航空機のVTOL機としての運用方法を示す側面図である。図９Ｂは、航空機のSTOVL機としての運用方法を示す側面図である。図９Ｃは、航空機の飛行途中で空中で給油や給液を受けるVTOL機としての運用方法を示す側面図である。図９Ｄは、航空機の外部酸化剤タンク及び外部燃料タンクを利用したVTOL機としての運用方法を示す側面図である。図９Ｅは、航空機の高機動飛行等を行うVTOCL機としての運用方法を示す側面図である。図９Ｆは、航空機のCTOL機としての運用方法を示す側面図である。 図１０は、航空機の流体及び電気系統のブロック図である。 図１１Ａ〜図１４は本発明の第２の実施形態を示す。図１１Ａ〜図１１Ｃは、航空機の垂直離着陸時における上面図と右半分を切欠いた上断面図、１１Ｂ−１１Ｂに沿って切欠いた側断面図、及び正面図と１１Ｃ−１１Ｃに沿って切欠いた正断面図をそれぞれ示している。 図１２Ａは、航空機１ｂの作動状態におけるリフトエンジンの垂直断面図を示している。図１２Ｂは、図１２Ａの作動状態のリフトエンジンのタービン駆動ガス発生器の右側部分拡大垂直断面図である。 図１３Ａ及び図１３Ｂは、航空機の姿勢制御エンジンの作動状態を示す垂直断面図及び水平断面図である。 図１４は、航空機の流体及び電気系統のブロック図である。 図１５Ａ〜図２２は本発明の第３の実施形態を示す。図１５Ａ〜図１５Ｃは、航空機の地上待機時における上面図と右半分を切欠いた上面図、１５Ｂ−１５Ｂに沿って切欠いた側断面図、及び１５Ｃ−１５Ｃに沿って切欠いた正面図と正断面図をそれぞれ示している。 図１６Ａは、作動状態における航空機のリフトエンジンの垂直断面図を示している。 図１６Ｂは、図１６Ａの作動状態のリフトエンジンのタービン駆動ガス発生器の右側部分拡大垂直断面図である。図１６Ｃは、図１６Ａの作動状態のリフトエンジンのタービン駆動ガス発生器の、１６Ｃ−１６Ｃに沿って切欠いた一部下断面図である。図１６Ｄは、図１６Ａのリフトエンジンの航空機への取付け部分を示す上面図である。 図１７は、航空機の姿勢制御エンジンの作動状態を示す垂直断面図である。 図１８Ａ〜図１８Ｃは、他の航空機を固定した航空機の地上等での垂直離着陸状態を示している。 図１９Ａは、他の航空機を固定した航空機のピッチ軸回り運動を示す側面図である。図１９Ｂは、航空機を固定した航空機のロール軸回り運動を示す正面図である。図１９Ｃ及び図１９Ｄは、航空機を固定した航空機のヨー軸機首右回り運動の一例を示す上面図及び側面図である。図１９Ｅ及び図１９Ｆは、航空機３８０を固定した航空機１ｃのヨー軸機首左回り運動の一例を示す上面図及び側面図である。 図２０Ａは、航空機を固定した航空機の前進運動を示す側面図である。図２０Ｂは、航空機を固定した航空機の後進運動を示す側面図である。図２０Ｃは、航空機を固定した航空機の右進運動を示す正面図である。図２０Ｄは、航空機を固定した航空機の左進運動を示す正面図である。図２０Ｅは、航空機を固定した航空機の上昇を示す正面図である。図２０Ｆは、航空機を固定した航空機の下降を示す正面図である。 図２１Ａおよび図２１Ｂは、飛行体との着脱と垂直離着陸が可能な航空機及び航空機の垂直離陸及び着陸を説明する側面図である。 図２２は、航空機の流体及び電気系統のブロック図である。 図２３〜図３０は本発明の第４の実施形態を示す。図２３Ａ〜図２３Ｃは、地上走行と垂直離着陸が可能な航空機の地上走行時における上面図と右半分を切欠いた上断面図、２３Ｂ−２３Ｂに沿って切欠いた側断面図、及び２３Ｃ−２３Ｃに沿って切欠いた正面図と正断面図をそれぞれ示している。 図２４Ａ〜図２４Ｃは、航空機の垂直離着陸時における上面図と右半分を切欠いた上断面図、２４Ｂ−２４Ｂに沿って切欠いた側断面図、及び２４Ｃ−２４Ｃに沿って切欠いた正面図と正断面図をそれぞれ示している。 図２５Ａ〜図２５Ｃは、航空機の飛行状態の上面図と右半分を切欠いた上断面図、２５Ｂ−２５Ｂに沿って切欠いた側断面図、及び２５Ｃ−２５Ｃに沿って切欠いた正面図と正断面図をそれぞれ示している。 図２６Ａ〜図２６Ｃは、航空機の作動状態におけるリフトエンジンの垂直断面図と水平断面図、２６Ｃ−２６Ｃで切り欠いた垂直断面図をそれぞれ示している。 図２７Ａは、航空機のピッチ軸回り運動を示す側面図である。図２７Ｂ〜図２７Ｄは、航空機のヨー軸機首右回り運動を示す上面図及び側面図、正面図である。図２７Ｅ〜図２７Ｇは、航空機のヨー軸機首左回り運動を示す上面図、側面図及び正面図である。図２７Ｈは、航空機のロール軸回り運動を示す正面図である。 図２８Ａ及び図２８Ｂは、航空機の前進運動を示す側面図及び上面図である。図２８Ｃ及び図２８Ｄは、航空機の後進運動を示す側面図及び上面図である。図２８Ｅ及び図２８Ｆは、航空機の右進運動を示す正面図及び上面図である。 図２８Ｇ及び図２８Ｈは、航空機の左進運動を示す正面図及び上面図である。 図２８Ｉ及び図２８Ｊは、航空機の上昇を示す正面図及び側面図である。 図２９Ａ及び図２９Ｂは、航空機の垂直離陸及び着陸を説明する説明図である。 図３０は、航空機の流体及び電気系統のブロック図である。 図３１Ａ〜図３６は本発明の第５の実施形態を示す。図３１Ａ〜図３１Ｃは、リフトエンジンと飛行用エンジンが一体化した航空機の地上等での垂直離陸時における上面図と右半分を切欠いた上断面図、３１Ｂ−３１Ｂに沿って切欠いた側断面図、及び３１Ｃ−３１Ｃに沿って切欠いた正面図と正断面図をそれぞれ示している。 図３２Ａ〜図３２Ｂは、航空機の垂直離着陸状態と飛行状態におけるリフト兼飛行用エンジン及び関連要素の動作を説明する水平断面図をそれぞれ示している。 図３３Ａ〜図３３Ｂは、航空機の姿勢制御エンジンの作動状態を示す垂直断面図及び３３Ｂ−３３Ｂに沿った別断面での垂直断面図である。 図３４Ａは、航空機のピッチ軸回り運動を示す側面図である。図３４Ｂ〜図３４Ｄは、航空機のヨー軸機首右回り運動の一例を示す上面図、側面図及び正面図である。図３４Ｅ及び図３４Ｆは、航空機のヨー軸機首左回り運動の一例を示す上面図及び側面図である。 図３４Ｇは、航空機のヨー軸機首左回り運動の一例を示す正面図である。図３４Ｈは、航空機のロール軸回り運動を示す側面図である。 図３５Ａは、航空機の前進運動を示す側面図である。図３５Ｂは、航空機の後進運動を示す側面図である。図３５Ｃは、航空機の右進運動を示す正面図である。図３５Ｄは、航空機の左進運動を示す正面図である。図３５Ｅは、航空機の上昇運動を示す正面図である。図３５Ｆは、航空機の下降運動を示す正面図である。 図３６は、航空機の流体及び電気系統のブロック図である。 図３７Ａ〜図４０は本発明の第６の実施形態を示す。図３７Ａ〜図３７Ｂは、ロケットブースタ及びロケットの発射時における側面図及び上面図をそれぞれ示している。 図３８は、作動状態のロケットブースタの側断面図を示している。 図３９は、ロケットブースタとロケットの発射方法を説明する側面図である。 図４０は、ロケットブースタの流体及び電気系統のブロック図である。 図４１Ａ〜図４４は本発明の第７の実施形態を示す。図４１Ａ〜図４１Ｂは、第１段ロケットと第２段以降のロケットの発射時における側面図及び上面図をそれぞれ示している。 図４２は、作動状態の第１段ロケットの側断面図を示している。 図４３は、第１段ロケットと第２段以降のロケットの発射方法を説明する側面図である。 図４４は、第１段ロケットの流体及び電気系統のブロック図である。 図４５Ａ〜図４９は本発明の第８の実施形態を示す。図４５Ａ〜図４５Ｂは、宇宙往還機１ｈの打上時における側面図及び上面図を示している。 図４６Ａは、地上等における打上待機時における宇宙往還機の側断面図を示している。 図４６Ｂは、宇宙往還機の大気圏内亜音速飛行時（図の左側）と大気圏内遷音速飛行時（図の右側）における側断面図を示している。 図４６Ｃは、大気圏内超音速飛行状態（左側）と大気圏外飛行状態（右側）における宇宙往還機の側断面図を示している。 図４６Ｄは、大気圏外ペイロード積降状態（左側）と大気圏突入状態（右側）の宇宙往還機の側断面図を示している。 図４７Ａは、宇宙往還機の打上を説明する側面図である。 図４７Ｂは、宇宙往還機帰還を説明する側面図である。図４７Ｃは、宇宙往還機の非常時の帰還を説明する側面図である。 図４８Ａ及び図４８Ｂは、宇宙往還機の姿勢制御エンジンの作動状態を示す垂直断面図及び４８Ｂ−４８Ｂに沿った別断面での垂直断面図である。 図４９は、宇宙往還機の流体及び電気系統のブロック図である。

Claims (46)

  1. 機体とエンジンとを具えた飛行体であって、
    前記エンジンは、前記飛行体に自蔵したガス発生用原料を用いてガスを発生するガス発生装置と、前記ガスを所定の方向に排出して推進力とする第１推力装置と、前記ガスにより周囲ガスを取り入れ前記第１推力装置のガス排出方向と概ね同じ方向に増速して排出して前記推進力に加算される推進力とする第２推力装置と、を具える飛行体。
  2. 前記エンジンが前記飛行体の主に垂直方向の推進力を得るリフトエンジンであって、
    前記リフトエンジンにおいて、前記ガス発生装置は外部仕事用ガスを発生し、前記第１推力装置は前記外部仕事用ガスによって動力を得ると共に前記外部仕事用ガスを所定の方向に排出して推進力とし、前記第２推力装置は前記動力により駆動されて周囲ガスを取り入れ圧縮し前記第１推力装置の外部仕事用ガス排出方向と概ね同じ方向に増速して排出して前記推進力に加算される推進力とする、請求項１に記載の飛行体。
  3. 前記ガス発生用原料は、燃料や燃料ガス、酸化剤、酸化ガス、反応剤、反応ガス、分解剤、分解ガス、圧縮ガスの中から選択したものである、請求項１記載の飛行体。
  4. 前記第１推力装置は、動力を得るタービンを有し、前記第２推力装置は、前記タービンにより得た動力によって駆動されるファンと、前記ファンの下流に設けたノズルとを有する、請求項２に記載の飛行体。
  5. 前記タービンの動翼が前記ファンの動翼の外周に配置された、請求項４に記載の飛行体。
  6. 前記タービンは、複数の第１の動翼と、その第１の動翼と逆方向に回転する複数の第２の動翼とを含み、前記ファンは、前記タービンの複数の第１の動翼に連結された複数の第１の動翼と、前記タービンの複数の第２の動翼に連結された複数の第２の動翼とを含む、請求項４に記載の飛行体。
  7. 前記ファンは、前記複数の静翼の取付角度が変更可能である、請求項４に記載の飛行体。
  8. 前記ファンは、前記複数の動翼の取付角度が変更可能である、請求項４に記載の飛行体。
  9. 前記タービンの動翼が取り付けられ前記ファンの動翼と連結されたシャフトを具える、請求項４に記載の飛行体。
  10. 前記シャフトに連結され前記タービンの動翼の回転を減じて前記ファンの動翼に伝達するトランスミッションを具える、請求項９に記載の飛行体。
  11. 前記シャフト、前記トランスミッションから選択された１つに連結され、回転の制御と発電との少なくとも一方を行う装置を具える、請求項１０に記載の飛行体。
  12. 前記第１推力装置と前記第２推力装置の下流に設けられて前記前記第１推力装置と前記第２推力装置から排出されたガスの少なくとも一部を混合するミキサを具える、請求項１に記載の飛行体。
  13. 前記第２推力装置の周囲ガスを取入れる部分に異物の吸込みを防止する網を具える、請求項１に記載の飛行体。
  14. 前記第２推力装置の周囲ガスを取入れる部分に開閉可能な複数のルーバを具える、請求項１に記載の飛行体。
  15. 前記第２推力装置の周囲ガスを取入れる部分に開閉と形状の変更が可能な複数の周囲ガス取入口ランプを具える、請求項１に記載の飛行体。
  16. 前記エンジンのガスを排出する部分に開閉と排出ガスの方向変更が可能な複数のルーバを具える、請求項１に記載の飛行体。
  17. 前記エンジンのガスを排出する部分に最小断面積部分の断面積変更が可能なノズルを具える、請求項１に記載の飛行体。
  18. 前記エンジンのガスを排出する部分に排出ガスの方向変更が可能なノズルを具える、請求項１に記載の飛行体。
  19. 前記第２推力装置の下流に複数の変向翼を具える、請求項１に記載の飛行体。
  20. 前記機体に対して前記エンジンの向きを変更する装置を具える、請求項１に記載の飛行体。
  21. 前記エンジンが飛行体の主に姿勢を制御する推進力を得る姿勢制御エンジンであって、
    前記姿勢制御エンジンにおいて、前記ガス発生装置は姿勢制御用ガスを発生し、前記第１推力装置は前記姿勢制御用ガスを所定の方向に排出して推進力とし、前記第２推力装置は前記姿勢制御用ガスにより周囲ガスを取り入れ前記第１推力装置の姿勢制御用ガス排出方向と概ね同じ方向に増速して排出して前記推進力に加算される推進力とする、請求項１に記載の飛行体。
  22. 前記姿勢制御エンジンにおいて、前記姿勢制御ガス発生装置が発生するガスによって周囲ガスを増速するエジェクタを具える、請求項２１に記載の飛行体。
  23. 前記姿勢制御エンジンにおいて、前記姿勢制御ガス発生装置から発生するガスの排出方向を切り替える切替弁と、所定の方向を向いた複数の前記エジェクタと、を具えるものである、請求項２２に記載の飛行体。
  24. 前記ガス発生装置において、前記ガス発生用原料の分解触媒を用いる、請求項１に記載の飛行体。
  25. 前記ガス発生装置において、前記ガス発生用原料の熱分解用の加熱器を用いる、請求項１に記載の飛行体。
  26. 前記ガス発生装置において、前記ガス発生用原料の加熱流路を用いる、請求項１に記載の飛行体。
  27. 前記ガス発生装置において、前記ガス発生用原料のノズルを用いる、請求項１に記載の飛行体。
  28. 前記ガス発生装置において、前記ガス発生用原料の液体成分を分離する気液分離装置を用いる、請求項１に記載の飛行体。
  29. 前記ガス発生装置において、出口側が絞られた流路を持つ絞り板を用いる、請求項１に記載の飛行体。
  30. 前記ガス発生装置において、ライナで形成される反応室を用いる、請求項１に記載の飛行体。
  31. 前記ガス発生装置において、点火器を用いる、請求項１に記載の飛行体。
  32. 前記タービンの下流に位置する第１ダクトと、前記ファンの下流に位置する第２ダクトと、前記第２ダクトに設けたガス流量調整用の第１弁と、を具える請求項４記載の飛行体。
  33. 前記ファンと前記タービンの間に位置する燃焼器と、前記第１弁を前記流量調整機能に加えて閉鎖機能を有するものとし、前記ファンと前記燃焼器を接続する第３ダクトと、を具える請求項３２記載の飛行体。
  34. 前記第１推力装置の下流に設けられ前記ガス発生用原料を加熱する装置を具える、請求項１に記載の飛行体。
  35. 前記第２推力装置の上流に設けられ周囲ガスの温度を低下する装置を具える、請求項１に記載の飛行体。
  36. 前記燃料として、アルコール類、炭化水素燃料、ヒドラジン類、アミン類、ボラン類、エーテル類、アルデヒド類、プロピレン類、ケトン類、ベンゼン類、キシレン類、トルエン類、酢酸類、ピリジン類、エステル類、プロピオン酸類、アクリル酸類、クレオソート油類、アリニン類、ニトロベンゼン類、エチレングリコール類、グリセリン類、アンモニア、可燃性油脂類、上記燃料の水溶液、上記燃料の油溶液、液体水素、ポリブタジェン系、ポリウレタン系、ポリエステル系、ポリサルファイド系、ポリエチレン系、ゴム系、ビニール系の各コンポジット型燃料、ダブルベース型燃料、高エネルギポリマー、の中から選択された１以上のものを用いる、請求項３に記載の飛行体。
  37. 前記燃料ガスとして、水素、炭化水素ガス、の中から選択された１以上のものを用いる、請求項３に記載の飛行体。
  38. 前記酸化剤として、過酸化水素、硝酸、赤煙硝酸、一酸化二窒素、二酸化窒素、三酸化二窒素、四酸化二窒素、五酸化二窒素、亜酸化窒素、混合窒素酸化物、二弗化酸素、弗素酸化物、三弗化塩素、弗化塩素酸、液体酸素、液体弗素、上記酸化剤の水溶液、上記酸化剤の油溶液、臭素、ヨウ素、の中から選択された１以上のものを用いる、請求項３に記載の飛行体。
  39. 前記酸化ガスとして、酸素、弗素、塩素、空気、の中から選択された１以上のものを用いる、請求項３に記載の飛行体。
  40. 前記反応剤として、過酸化水素、ヒドラジン、ヒドラジン誘導体、酸化エチレン、n-プロピルナイトレート、エチルナイトレート、メチルナイトレート、ニトロメタン、テトロナイトロメタン、ニトログリセリン、上記反応剤の水溶液、上記反応剤の油溶液、水、氷の中から選択された１以上のものを用いる、請求項３に記載の飛行体。
  41. 前記分解剤として、ヨウ化カリウム、過マンガン酸塩、酵素、上記分解剤の水溶液、上記分解剤の油溶液、アルカリ性溶液の中から選択された１以上のものを用いる、請求項３に記載の飛行体。
  42. 前記圧縮ガスとして、ヘリウム、ネオン、アルゴン、クリプトン、キセノン、ラドン、窒素、空気、水蒸気、の中から選択された１以上のものを用いる、請求項３に記載の飛行体。
  43. 前記反応ガスとして、オゾン、アセチレン、ジボラン、エチレン、酸化エチレン、弗化エチレン、酸化窒素化合物、ハイドレート類の中から選択された１以上のものを用いる、請求項３に記載の飛行体。
  44. 前記分解ガスとして、オゾン、弗素ガス、一酸化炭素、塩化水素化合物の中から選択された１以上のものを用いる、請求項３に記載の飛行体。
  45. 前記エンジンに使用するガスとして、当量比付近で反応したガスを用いる、請求項１に記載の飛行体。
  46. ガス発生用原料を用いて外部仕事用ガスを発生するガス発生装置と、前記外部仕事用ガスによって動力を得ると共に前記外部仕事用ガスを所定の方向に排出して推進力とする第１推力装置と、前記動力により駆動されて周囲ガスを取り入れ圧縮し前記第１推力装置の外部仕事用ガス排出方向と概ね同じ方向に増速して排出して前記推進力に加算される推進力とする第２推力装置と、を具える飛行体用リフトエンジン。

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Families Citing this family (38)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8636241B2 (en) * 2005-04-20 2014-01-28 Richard H. Lugg Hybrid jet/electric VTOL aircraft
DE102006056355A1 (de) * 2006-11-29 2008-06-05 Airbus Deutschland Gmbh Antriebsvorrichtung zum Betrieb mit mehreren Kraftstoffen für ein Flugzeug
DE102006056356A1 (de) * 2006-11-29 2008-06-05 Airbus Deutschland Gmbh Antriebsvorrichtung mit mehreren Energiewandlern für ein Flugzeug
GB0714751D0 (en) * 2007-07-26 2007-09-05 Robinson Nicholas P Vortex ring cushion projector
CN101633408A (zh) * 2008-07-23 2010-01-27 刘新广 飞碟
US8128019B2 (en) * 2008-12-12 2012-03-06 Honeywell International Inc. Hybrid power for ducted fan unmanned aerial systems
WO2013105926A1 (en) 2011-03-22 2013-07-18 Aerovironment Inc. Invertible aircraft
US20130092799A1 (en) * 2011-10-17 2013-04-18 Yu Tian Fixed-wing and electric multi-rotor composite aircraft
DE102012022915A1 (de) * 2012-11-02 2014-05-08 Karl Milton Halbow Gegenstand der Erfindung ist das Computerprogramm, welches die Arbeitsweise von Zusatzmotoren bei Großflugzeugen mit Düsenmotoren koordiniert, um durch Drosselung der Fluggeschwindigkeit den Fluglärm zu verringern und die Flugsicherheit zu gewährleisten
US9022312B2 (en) * 2012-12-03 2015-05-05 Patrick A. Kosheleff Fly-in landing pad for lift-fan aircraft
FR3005377B1 (fr) * 2013-05-02 2016-09-16 Labinal Ensemble de distribution de puissance electrique pour un avion
US9783291B2 (en) * 2014-04-18 2017-10-10 Propulsive Wing, LLC Hybrid axial/cross-flow fan multi-rotor aerial vehicle
BR112016025875B1 (pt) * 2014-05-07 2022-08-23 XTI Aircraft Company Aeronave de vtol
US10710713B2 (en) * 2014-07-18 2020-07-14 Pegasus Universal Aerospace (Pty) Ltd. Vertical take-off and landing aircraft
US10046853B2 (en) * 2014-08-19 2018-08-14 Aergility LLC Hybrid gyrodyne aircraft employing a managed autorotation flight control system
US11034443B2 (en) 2015-06-12 2021-06-15 Sunlight Aerospace Inc. Modular aircraft assembly for airborne and ground transport
US9714090B2 (en) 2015-06-12 2017-07-25 Sunlight Photonics Inc. Aircraft for vertical take-off and landing
US9541924B2 (en) 2015-06-12 2017-01-10 Sunlight Photonics Inc. Methods and apparatus for distributed airborne transportation system
EP3124379B1 (de) * 2015-07-29 2019-05-01 Airbus Defence and Space GmbH Hybrid-elektrischer antriebsstrang für vtol drohnen
RU2610244C1 (ru) * 2015-08-27 2017-02-08 Александр Поликарпович Лялин Система для осуществления вертикального взлета реактивного самолета
ES2580252B2 (es) * 2015-10-05 2017-03-17 Defensya Ingeniería Internacional, S.L. Dispositivo de realidad aumentada haptico para facilitar las acciones sobre una pértiga de repostaje en vuelo
WO2018099856A1 (en) * 2016-11-29 2018-06-07 Pfammatter Thomas Electrical vertical take-off and landing aircraft
ES2724724B2 (es) * 2018-03-07 2021-07-07 Karim Ismael Santos Sistema de vigilancia aerea de accion-reaccion
CN108952998B (zh) * 2018-07-12 2020-11-10 珠海市蓝鹰贸易有限公司 喷气式航空发动机矢量喷管及航空发动机
EP3650358A1 (en) * 2018-11-06 2020-05-13 Pangea Aerospace, S.L. Return to base space launch vehicles, systems and methods
JP6883867B2 (ja) * 2018-12-26 2021-06-09 中松　義郎 ローコストロケット
DE102019107593A1 (de) * 2019-03-25 2020-10-01 LIFT Holding GmbH Flugvorrichtung
CN109826721A (zh) * 2019-04-03 2019-05-31 中南大学 一种提供空气和富燃燃气的装置及其发动机
US11829161B2 (en) 2019-04-26 2023-11-28 Aergility Corporation Hybrid gyrodyne aircraft
US12006067B2 (en) * 2019-05-30 2024-06-11 Launch On Demand Corporation Launch on demand
US11180243B2 (en) 2019-06-05 2021-11-23 Anchor Concrete Inc. Rotary engine/centrifugal fan aircraft propulsion
US11447261B2 (en) * 2020-01-24 2022-09-20 Disney Enterprises, Inc. Untethered robot with hybrid air and water power for hovering and quick airborne movements
JP2022054657A (ja) 2020-09-28 2022-04-07 株式会社Subaru 垂直離着陸航空機および翼装置
KR20220111784A (ko) 2021-02-02 2022-08-10 현대자동차주식회사 수직 이착륙 비행체의 파워트레인 제어 시스템 및 방법
CN113202631A (zh) * 2021-04-26 2021-08-03 于力 一种涡轮轴及涡轮螺旋桨发动机用补氧装置及其工作方法
IT202100023033A1 (it) * 2021-09-06 2023-03-06 Greensky S R L Aeromobile provvisto di ali portanti per il volo di crociera
CN114313233B (zh) * 2022-02-10 2024-04-26 中国商用飞机有限责任公司 带有转向轮的多轮起落架和具有多轮起落架的飞机
US11732698B1 (en) * 2022-08-08 2023-08-22 Hamilton Sundstrand Corporation Ram air turbine deployment actuator heater

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH05262293A (ja) * 1992-03-17 1993-10-12 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 航空機の推進装置
JP2003137192A (ja) * 2001-10-31 2003-05-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 垂直離着陸機

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3146590A (en) * 1962-03-12 1964-09-01 Gen Electric Power system with energy dividing means
DE1531473B1 (de) * 1967-11-21 1970-04-02 Ver Flugtechnische Werke Strahlablenkeinrichtung fuer ein Schubrohr
US3910529A (en) * 1973-10-01 1975-10-07 Hawker Siddeley Aviation Ltd Auxillary engine placement for STOL aircraft
US4022405A (en) * 1976-03-25 1977-05-10 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Fan lift-cruise v/stol aircraft
DE3909050C1 (ja) * 1989-03-18 1990-08-16 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De
JPH0893556A (ja) * 1994-09-29 1996-04-09 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd エアターボラムジェットエンジン用ガス発生器
JPH09133048A (ja) * 1995-11-09 1997-05-20 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 表面張力型タンクの推進剤捕集装置
JPH1182173A (ja) * 1997-09-02 1999-03-26 Fuji Heavy Ind Ltd エゼクタロケット

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH05262293A (ja) * 1992-03-17 1993-10-12 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 航空機の推進装置
JP2003137192A (ja) * 2001-10-31 2003-05-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 垂直離着陸機

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WO2006103774A1 (ja) 2006-10-05
US20080169375A1 (en) 2008-07-17

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