"航空機の、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、推力とするとを特徴とする分散噴射型エンジン。航空機の、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、複数の小径管5から噴射するとを特徴とする分散噴射型エンジン。船舶用エンジンの、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、船尾に取り付けた複数の小径管5から噴射するとを特徴とする分散噴射型エンジン。二重反転式エンジンの軸翼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が具備されていて、ケーシング11は、該管翼10と該管タービン10bの間に、燃焼機2を取り付け、該ケーシング11は、管5aを介して複数の小径管5から噴射するとを特徴とする分散噴射型エンジン。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。請求項2の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、推力とすることで目的を達成した。請求項3の目的を達成するために、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ことで目的を達成した。請求項4の目的を達成するために、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から噴射することで目的を達成した。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。ハ請求項2の小径のアフターバーナーを噴射することで、推力を増す。ニ請求項3の噴射を小径管から出すことで、船舶にも使用できる。ホ請求項4のエンジンは、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。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。請求項2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、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。請求項3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。請求項4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、請求項2のアフターバーナー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、請求項3の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、請求項4の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。"