JP2015183680A - 燃焼器、ジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法 - Google Patents

Abstract

【課題】エンジン性能の向上、エンジン設計の簡素化、安定的な着火、保炎及び点火器の小型化に寄与する燃焼器、ジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの作動方法を提供する。
【解決手段】ジェットエンジンの燃焼器７は、燃料噴射器６２と、空気と燃料との混合気に着火するための点火器６１と、保炎部６６、６６’とを備えている。点火器６１は、保炎部６６、６６’内に配置される。点火器６１作動後に、点火器６１は消失し、消失後の空間が保炎空間６７、６７’として機能する。
【選択図】図１０

Description

本発明は、燃焼器、ジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法に関する。

音速より速く飛しょうする機体のジェットエンジンとして、ターボジェットエンジン（ターボファンエンジン等を含む）、ラムジェットエンジン、スクラムジェットエンジンが知られている。これらは空気を取り入れて作動するジェットエンジンであり、特にラムジェットエンジン、スクラムジェットエンジンでは取り入れた空気の速度は飛しょう速度に強く依存する。

図１、図２は、ジェットエンジンの燃焼器の構成を模式的に示す概略断面図である。前記燃焼器は、燃料噴射器と、点火器とを備えている。燃料噴射器は、前記燃焼器の壁に設けられている。燃料噴射器は、空間１５０へ向けて燃料を噴射する。点火器は、火炎を空間１５０に向けて放射する（図１）。点火器により生成された火炎は、主流空気と前記燃料との混合気を着火させる。着火により生成された炎は、保炎器まで伝播し、保炎器において炎は保炎される。保炎器で保炎された炎は、主流空気と前記燃料との混合気を燃焼させる（図２）。そして、燃焼ガスは、燃焼器後方のノズルから排出され、ジェットエンジンは推力を得る。

前記混合気への着火方法としては、燃焼器の壁面に設けられた深い凹部等に小型の固体ロケットモータ点火器を設置し、点火器から発生する火炎を用いて混合気を着火させる方法が知られている（図１）。着火に際しては、点火器から発生する火炎を空間１５０に向けて勢い良く放射し、かつ固体燃料の充填率を高めるために、点火器が設置される凹部は、深さの深い形状が採用される。一般的には、前記凹部の前記主流空気の流れ方向に沿った最長長さをｌ、前記凹部の最大深さをｄとしたとき、前記長さｌと前記深さｄとは、ｌ＜ｄを満たすように構成される。

点火器により生成された火炎は、混合気を燃焼させることで、矢印１６０に沿って伝播する。そして、伝播した炎は、保炎器内で保炎される。

そして、保炎メカニズムとしては、燃焼器の壁面に設けられた浅い凹部等により、混合気の低速領域を形成し、当該低速領域を用いて保炎する方法が知られている（図２）。一般的には、前記凹部の前記主流空気の流れ方向に沿った最長長さをＬ、前記凹部の最大深さをＤとしたとき、前記長さＬと前記深さＤとは、Ｌ＞Ｄを満たすように構成される。

関連する技術として、特公平６−６０５９７号公報に、スクラムジェット燃焼器の点火、保炎法が開示されている。

特公平６−６０５９７号公報

第１に、従来のジェットエンジンの作動方式では、点火器設置用の凹部と、保炎器用の凹部とが別々に設けられているために、これらの設置スペースの確保という問題がある。第２に、点火器設置用の凹部近傍と、保炎器用の凹部との両方に、燃焼に適した空気／燃料比の混合気を送り込む必要があるため、エンジンの設計が複雑化するとの問題がある。第３に、従来のジェットエンジンの作動方式では、点火器により生成された火炎を、保炎器用の凹部まで、伝播させる必要がある。そして、炎を伝播させることに伴い、着火および保炎が不安定化するとの問題がある。このため、伝播中に炎が失火しないようにするために、点火器の出力を大きく必要があり、点火器が大型化するとの問題がある。第４に、点火器作動後に、点火器が消失することにより生成される空洞（点火器が設置されていた凹部）が、空気力学的な観点からみて、有害形状になるとの問題がある。例えば、当該空洞の存在により、流体流れに擾乱が生じ、又は、衝撃波が発生し、その結果、エンジン性能は低下する。

したがって、本発明の目的は、点火器作動後に、点火器が消失することにより生成される空洞を保炎器（保炎空間）として活用することで、エンジン性能の向上及びエンジン設計の簡素化に寄与する燃焼器、ジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの作動方法を提供することにある。また、着火から保炎までに火炎の伝播を不要とすることで、安定的な着火、保炎及び点火器の小型化に寄与する燃焼器、ジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの作動方法を提供することにある。

この発明のこれらの目的とそれ以外の目的と利益とは以下の説明と添付図面とによって容易に確認することができる。

以下に、発明を実施するための形態で使用される番号・符号を用いて、課題を解決するための手段を説明する。これらの番号・符号は、特許請求の範囲の記載と発明を実施するための形態との対応関係の一例を示すために、参考として、括弧付きで付加されたものである。よって、括弧付きの記載により、特許請求の範囲は、限定的に解釈されるべきではない。

本発明の１つの観点において、燃焼器は、インレット（６）から取り込まれた空気を用いて燃料を燃焼する燃焼器（７）である。また、前記燃料を噴射する噴射器（６２）と、前記燃焼器（７）の壁面に設けられた保炎部（６６、６６’）であって、前記噴射器（６２）から噴射された前記燃料の燃焼に用いる炎を維持するための保炎部（６６、６６’）と、前記空気と前記燃料との混合気に着火するための点火器（６１）と、を備える。さらに、前記点火器（６１）は、前記保炎部（６６、６６’）内に設置され、消失により前記保炎部（６６、６６’）内に保炎空間（６７、６７’）を形成するように構成されている。

上記燃焼器において、前記点火器（６１）は、燃焼により消失して前記保炎部（６６、６６’）内に保炎空間（６７、６７’）を形成するように構成された固体ロケットモータであってもよい。

上記燃焼器において、前記燃焼器（７）の壁面に設けられた保炎部（６６、６６’）は、前記燃焼器の壁面に設けられた保炎用凹部（６６）であってもよい。

上記燃焼器において、前記保炎用凹部（６６）の前記取り込まれた空気の主流方向に沿った最長長さをＬ、前記凹部の最大深さをＤとしたとき、前記長さＬと前記深さＤとは、Ｌ＞Ｄを満たすように設定されていてもよい。

上記燃焼器において、前記点火器（６１）は、前記保炎用凹部（６６）の全体に設置されていてもよい。

上記燃焼器において、前記点火器（６１）は、前記保炎用凹部（６６）の一部に設置されており、前記保炎用凹部（６６）のうち前記点火器（６１）が設置されていない部分が存在していてもよい。

上記燃焼器において、前記点火器（６１）の周囲の少なくとも一部は、前記燃焼器（７）の壁面とは異なるバリア材（６８）で覆われていてもよい。

上記燃焼器において、前記点火器（６１）と前記燃焼器（７）の壁面との間に前記バリア材（６８）の一部が挿入されていてもよい。

上記燃焼器において、前記点火器は、前記インレットから取り込まれた前記空気の圧縮により生じる熱および圧力により自動的に発火して作動するように構成されていてもよい。

本発明の他の１つの観点において、ジェットエンジン（２）は、燃焼器（７）と、前記燃焼器（７）の前方に配置されたインレット（６）と、前記燃焼器（７）の後方に配置されたノズル（８）とを備える。燃焼器（７）は、上記段落に記載されているもののいずれかである。

本発明の更に他の１つの観点において、飛しょう体（１）は、ジェットエンジン（２）と、前記ジェットエンジン（２）とは別に設けられ、前記ジェットエンジン（２）の作動前に作動して前記飛しょう体（１）に推力を付与する推力付与装置（５）とを備える。

本発明の更に他の１つの観点において、ジェットエンジンの動作方法は、空気を取り込むインレット（６）と、前記空気を用いて燃料を燃焼させ燃焼ガスを生成する燃焼器（７）と、前記燃焼ガスを前記ジェットエンジン（２）の後方から送出するノズル（８）とを具備するジェットエンジン（２）の動作方法である。ここで、前記燃焼器（７）は、前記燃料を噴射する噴射器（６２）と、前記燃焼器（７）の壁面に設けられた保炎部（６６、６６’）であって、前記噴射器（６２）から噴射された前記燃料の燃焼に用いる炎を維持するための保炎部（６６、６６’）と、前記保炎部（６６、６６’）内に設置された点火器（６１）であって、前記空気と前記燃料との混合気に着火するための点火器（６１）とを備える。また、ジェットエンジンの動作方法は、前記インレット（６）から空気を取り込む工程と、前記点火器（６１）により前記空気と前記燃料との混合気に着火する工程と、前記点火器（６１）の作動後に、前記点火器（６１）が消失することにより形成された保炎空間（６７、６７’）を用いて、前記燃料の燃焼に用いる炎を保炎する工程と、保炎された前記炎を用いて、前記空気と前記燃料との混合気を燃焼させ、燃焼により生成された燃焼ガスを前記ノズル（８）から送出する工程とを備える。

本発明により、エンジン性能の向上、エンジン設計の簡素化、安定的な着火、保炎及び点火器の小型化に寄与する燃焼器、ジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの作動方法を提供できる。

図１は、従来のジェットエンジンの燃焼器の構成を模式的に示す概略断面図であり、点火器作動時の状態を示す図である。 図２は、従来のジェットエンジンの燃焼器の構成を模式的に示す概略断面図であり、点火器作動後、及び、保炎時の状態を示す図である。 図３は、実施の形態に係る飛しょう体の構成の一例を示す斜視図である。 図４は、実施の形態のジェットエンジンの構成を模式的に示す概略断面図である。 図５は、第１の実施形態のジェットエンジンの燃焼器の構成を模式的に示す概略断面図であり、点火器作動時の状態を示す図である。 図６は、第１の実施形態のジェットエンジンの燃焼器の構成を模式的に示す概略断面図であり、点火器作動後、及び、保炎時の状態を示す図である。 図７は、第１の実施形態のジェットエンジンにおいて、保炎用凹部６６の位置、形状の一例を示す斜視図である。なお、機体３は、主流空気の流路を構成する下壁の一部のみを記載している。 図８は、第１の実施形態の変形例のジェットエンジンの燃焼器の構成を模式的に示す概略断面図であり、点火器作動時の状態を示す図である。 図９は、第１の実施形態の変形例のジェットエンジンの燃焼器の構成を模式的に示す概略断面図であり、点火器作動後、及び、保炎時の状態を示す図である。 図１０は、第２の実施形態のジェットエンジンの燃焼器の構成を模式的に示す概略断面図であり、点火器作動時、及び、保炎時の状態を示す図である。 図１１は、第２の実施形態のジェットエンジンの燃焼器の構成を模式的に示す概略断面図であり、点火器作動後、及び、保炎時の状態を示す図である。 図１２は、第３の実施形態のジェットエンジンの燃焼器の構成を模式的に示す概略断面図であり、点火器作動時、及び、保炎時の状態を示す図である。 図１３は、第３の実施形態のジェットエンジンの燃焼器の構成を模式的に示す概略断面図であり、点火器作動後、及び、保炎時の状態を示す図である。 図１４は、第４の実施形態のジェットエンジンの燃焼器の構成を模式的に示す概略断面図であり、点火器作動時、及び、保炎時の状態を示す図である。 図１５は、第５の実施形態のジェットエンジンの燃焼器の構成を模式的に示す概略断面図であり、点火器作動時、及び、保炎時の状態を示す図である。

以下、本発明の実施の形態に係る燃焼器、ジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法に関して、添付図面を参照して説明する。ここでは、ジェットエンジンを飛しょう体に適用した例について説明する。

本実施の形態に係る飛しょう体１の構成について説明する。図３は、本実施の形態に係る飛しょう体１の構成の一例を示す斜視図である。飛しょう体１は、ジェットエンジン２と、推進装置５とを具備している。推進装置５は、飛しょう体１を発射装置から飛行させるとき、飛しょう体１を飛しょう開始時の速度から所望の速度まで加速する。ただし、飛しょう開始時の速度は、飛しょう体１が静止している発射装置から発射されるときは、速度ゼロであり、飛しょう体が移動中／飛行中の移動体／飛行体の発射装置から発射されるときは、その移動体／飛行体の移動速度／飛行速度である。推進装置５の具体例としては、ロケットモータを挙げることができる。しかし、推進装置５は、飛しょう体を所望の速度まで加速できるものであれば、どのような装置であっても構わない。例えば、飛しょう体１を、別の第２の飛しょう体に積載して、所望の速度まで加速する場合には、当該第２の飛しょう体が推進装置５となる。

ジェットエンジン２は、飛しょう体１から推進装置５が分離された後、飛しょう体１を更に加速して、目標へ向かって飛しょうさせる。ジェットエンジン２は、機体３とカウル４とを備えている。機体３とカウル４とは、後述されるように、ジェットエンジン２のインレット、燃焼器及びノズルを構成している。ジェットエンジン２は、インレットにて前方から空気を取り入れ、燃焼器にてその空気と燃料とを混合し、燃焼させ、ノズルにてその燃焼ガスを膨張させ、後方へ送出する。それにより、ジェットエンジン２は推進力を得る。なお、図３において、ジェットエンジン２は、機体３の下部とカウル４とで構成されているが、ジェットエンジン２を機体３の下部又は内部に設置される筒状体で構成してもよい。この場合、筒状体の前方部分がインレットを構成し、中央部分が燃焼器を構成し、後方部分がノズルを構成することとなる。

図４は、実施の形態のジェットエンジンの構成を模式的に示す概略断面図である。ジェットエンジン２は、機体３と、機体３の下方に気体の流通可能な空間５０を形成するように設けられたカウル４とを備えている。機体３の前方の下方部分とカウル４の前方部分とは、空間５０へ空気を導入するインレット６を構成している。また、インレット６の前方には、インレットカバー９が分離可能に設けられている。インレットカバー９は、エンジン始動時までインレット６の前方に装着される。そして、インレットカバー９は、エンジン始動時までの間、機体の空力抵抗の低減、及び、エンジンへの異物混入防止に利用される。機体３の中間の下方部分とカウル４の中間部分とは、燃料と空気とを混合し燃焼させる燃焼器７を構成している。機体３の後方の下方部分とカウル４の後方部分とは、燃焼ガスを膨張させて放出するノズル８を構成している。また、燃焼器７は、点火器６１と、燃料噴射器６２と、保炎用凹部６６とを備えている。

以下、実施形態について、詳細に説明する。

（第１の実施形態）

以下、図５、図６を用いて、第１の実施形態に係るジェットエンジンの燃焼器について説明する。図５は、第１の実施形態のジェットエンジンの燃焼器の構成を模式的に示す概略断面図であり、点火器作動時の状態を示す図である。また、図６は、第１の実施形態のジェットエンジンの燃焼器の構成を模式的に示す概略断面図であり、点火器作動後、及び、保炎時の状態を示す図である。

図５及び図６は、図４における燃焼器７の部分を拡大した図である。なお、図５及び図６は、図４に対して、天地を逆転して記載している。すなわち、図４の上側が、図５及び図６における下側であり、図４の下側が、図５及び図６における上側である。以下において、便宜的に、図５及び図６の上側を上方、図５及び図６の下側を下方、図５及び図６の左側を上流側、図５及び図６の右側を下流側と呼ぶこととする。

燃焼器７は、点火器６１と、燃料噴射器６２と、保炎用凹部６６とを備えている。燃料噴射器６２は、機体３の壁部であって、燃焼器７の壁部に設けられている。燃料噴射器６２は、機体３に格納された燃料を空間５０へ向けて噴射する。点火器６１は、例えば、固体ロケットモータ（固体ＲＭ）である。本明細書において、固体ロケットモータは、固体燃料を燃焼させて、火炎を放射する装置と定義される。なお、固体ロケットモータの材料としては、例えば、（１）ニトロセルロース＋ニトログリセリン（火炎温度：１７００度〜３１５０度、燃焼速度：０．６〜２．３ｃｍ／ｓ）、（２）ＡＮ／Ｃ_２Ｈ_４Ｏ（火炎温度：１８００度、燃焼速度：０．１〜０．４ｃｍ／ｓ）、（３）ＡＰ／Ｃ_２Ｈ_４Ｏ／Ａｌ（火炎温度：２８００度〜３６００度、燃焼速度：０．８〜１．４ｃｍ／ｓ）等を挙げることができる。点火器６１は、火炎７１を空間５０に向けて放射する。点火器６１は、点火器作動器６３が生成する電気エネルギー又は熱エネルギー等によって始動する。また、点火器作動器６３は、点火器制御器６４からの作動信号等がケーブル６５等を介して伝達されることに応じて、始動する。

ここで、点火器６１について更に説明する。点火器６１は、燃焼器７の壁面に設けられた保炎部、例えば、保炎用凹部６６に設置されている。点火器６１は、作動することにより消失する。例えば、点火器６１として、固体ロケットモータを採用した場合には、固体ロケットモータを構成する固体燃料が燃焼することで、固体ロケットモータは消失する。そして、図６に示されるように、消失により形成された空間が保炎空間６７として機能する。

他方、点火器６１は、作動することにより、火炎７１を空間５０に向けて放射する。主流空気と燃料噴射器６２からの燃料との混合気は、前記火炎７１により燃焼して、炎７２を形成する。炎７２は、点火器６１の消失により形成された空間にも形成される。当該空間、すなわち、保炎空間６７は、低速の混合気流の存在する領域であるため、当該空間内、すなわち、保炎空間６７内で形成された炎７２は、保炎される。

続いて、図５〜７を用いて、保炎用凹部６６の形状について説明する。図７は、本実施形態のジェットエンジンにおいて、保炎用凹部６６の位置、形状の一例を示す斜視図である。なお、機体３は、主流空気の流路を構成する下壁の一部のみを記載している。図７では、保炎用凹部６６が、ジェットエンジンのスパン方向（横幅方向）に沿って、燃焼器の全幅にわたって設けられている。そして、保炎用凹部６６の形状は、直方体状の凹部である。しかし、保炎用凹部６６の形状は、その他の形状であっても良い。また、保炎用凹部６６は、燃焼器７の一部の幅にわたって設けられていても良い。保炎用凹部６６が燃焼器７の一部の幅にわたって設けられる場合には、保炎用凹部６６を、スパン方向に沿って複数設けても良い。なお、空力的観点及び安定的保炎の観点から、保炎用凹部６６は浅い凹部であることが好ましい。例えば、保炎用凹部６６の空気の主流方向に沿った最長長さをＬ、前記凹部６６の最大深さをＤとしたとき、前記長さＬと前記深さＤとは、Ｌ＞Ｄを満たすように設定するのが好ましい。前記長さＬと前記深さＤとは、１０Ｄ＞Ｌ＞２Ｄを満たすように設定するのがより好ましい。

次に、本発明の実施の形態に係る飛しょう体１及びジェットエンジン２の動作方法について説明する。

まず、飛しょう体が所望の速度に達した後、インレットカバー９がインレット６から分離される。そして、空間５０内には、高速の空気が流入し、主流空気の流れが形成される。次に、主流空気の流れ、すなわち、空間５０内に向けて、燃料噴射器６２から燃料が噴射される。主流空気と燃料とは、混合されて、混合気流を形成する。また、燃料の噴射と時を前後して、点火器作動器６４からの作動信号が、ケーブル６５等を介して、点火器作動器６３に伝達される。点火器作動器６３は、点火器６１を始動させる。点火器６１は、作動により、火炎７１を空間５０に向けて放射する。火炎７１は、前記混合気流の混合気を燃焼させて、炎７２を形成する。また、点火器６１は、作動により消失して、消失空間を形成する。そして、当該消失空間は、前記炎７２の保炎空間６７として機能する。保炎空間６７により、保炎された炎は、混合気流の混合気を継続的に燃焼させる。燃焼により生じた燃焼ガスは、ノズル８から放出される。放出される燃焼ガスにより、前記飛しょう体１は、推力を得て飛しょうする。

本実施の形態に係る燃焼器７では、点火器６１の消失後の空間を保炎空間６７として使用している。このため、点火器６１の設置スペースを別途確保する必要がない。また、保炎用凹部６６に対して、燃焼に適した空気／燃料比の混合気を送り込むように設計すれば、当該保炎用凹部６６内に位置する点火器６１及び保炎空間６７に対しても、燃焼に適した空気／燃料比の混合気が送り込まれるため、エンジンの設計が簡素化される。さらに、点火器により生成された火炎を、保炎器用の凹部まで、伝播させる必要がないため、着火および保炎が不安定化することがない。このため、従来では、点火器から発生する火炎を空間に向けて勢い良く放射し、かつ固体燃料の充填率を高めるために、点火器が設置される凹部は、深さの深い形状が採用されていたとの技術常識を覆し、浅い凹部である保炎用凹部に点火器を設置することが可能となる。さらに、点火器作動後に、点火器６１が消失することにより生成される空洞（点火器が設置されていた凹部）が、有害形状となることなく、保炎空間６７として利用される。

（第１の実施形態の変形例）
第１の実施形態では、保炎部は、保炎用凹部６６であった。しかし、保炎部を、図８、図９に示されるように、保炎用段差部６６’（上流側の燃焼器壁面よりも下方、すなわち、主流空気から遠ざかる方向に後退した部分）とすることも可能である。この場合、保炎用段差部６６’に、点火器６１を設置する。そして、点火器６１の消失後の空間が、保炎空間６７’となる。

第１の実施形態の変形例は、第１の実施形態と同様の効果を奏する。

（第２の実施形態）
以下、図１０、図１１を用いて、第２の実施形態に係るジェットエンジンの燃焼器について説明する。図１０は、第２の実施形態のジェットエンジンの燃焼器の構成を模式的に示す概略断面図であり、点火器作動時、及び、保炎時の状態を示す図である。また、図１１は、第２の実施形態のジェットエンジンの燃焼器の構成を模式的に示す概略断面図であり、点火器作動後、及び、保炎時の状態を示す図である。

第２の実施形態において、第１の実施形態と同じ構成要素については、同じ図番を用いている。第２の実施形態は、第１の実施形態と比較して、点火器６１が、保炎用凹部６６の一部のみに設置されており、点火器６１が設置されていない部分が、保炎空間６７として機能する点で異なる。

次に、本発明の実施の形態に係る飛しょう体１及びジェットエンジン２の動作方法について説明する。

まず、飛しょう体が所望の速度に達した後、インレットカバー９がインレット６から分離される。そして、空間５０内には、高速の空気が流入し、主流空気の流れが形成される。次に、主流空気の流れ、すなわち、空間５０内に向けて、燃料噴射器６２から燃料が噴射される。主流空気と燃料とは、混合されて、混合気流を形成する。また、燃料の噴射と時を前後して、点火器作動器６４からの作動信号が、ケーブル６５等を介して、点火器作動器６３に伝達される。点火器作動器６３は、点火器６１を始動させる。点火器６１は、作動により、火炎７１を空間５０に向けて放射する。点火器６１の始動直後の状態において、保炎用凹部６６のうち点火器６１の設置されていなかった部分が、火炎７１に対する保炎空間６７として機能する。火炎７１は、前記混合気流の混合気を燃焼させて、炎７２を形成する。また、点火器６１は、作動により消失して、消失空間を形成する。そして、当該消失空間は、保炎用凹部６６のうち点火器６１の設置されていなかった部分とともに、前記炎７２の保炎空間６７として機能する。保炎空間６７により、保炎された炎は、混合気流の混合気を継続的に燃焼させる。燃焼により生じた燃焼ガスは、ノズル８から放出される。放出される燃焼ガスにより、前記飛しょう体１は、推力を得て飛しょうする。

本実施形態は、第１の実施形態と同様の効果を奏するのに加え、以下の効果も奏する。すなわち、点火器６１の始動直後の状態において、保炎用凹部６６のうち点火器６１の設置されていなかった部分が、火炎７１に対する保炎空間６７として機能する。このため、火炎７１は、仮に火力が弱いものであっても、確実に保炎される。

（第３の実施形態）
以下、図１２、図１３を用いて、第３の実施形態に係るジェットエンジンの燃焼器について説明する。図１２は、第３の実施形態のジェットエンジンの燃焼器の構成を模式的に示す概略断面図であり、点火器作動時、及び、保炎時の状態を示す図である。また、図１３は、第３の実施形態のジェットエンジンの燃焼器の構成を模式的に示す概略断面図であり、点火器作動後、及び、保炎時の状態を示す図である。

第３の実施形態において、第２の実施形態と同じ構成要素については、同じ図番を用いている。第３の実施形態は、第２の実施形態と比較して、点火器６１が、保炎用凹部６６の一部のみに埋め込まれている点では一致する。他方、点火器６１が埋め込まれている位置が相違するとともに、第３の実施形態では、点火器６１の表面の一部を覆うバリア材６８が設けられている点で、両者は異なる。

バリア材６８は、バリア材６８の材料と点火器６１の材料との密着力により、点火器６１の表面に保持される。あるいは、代替的に、バリア材６８と点火器６１の表面との間を、接着剤又はネジ等の接合部材を介して接合しても良い。

第３の実施形態において、点火器６１の表面のうち、バリア材６８で覆われていない部分は、火炎７１が放射される喉部６９を構成する。点火器作動器６３は、喉部６９に隣接して配置される。

次に、本発明の実施の形態に係る飛しょう体１及びジェットエンジン２の動作方法について説明する。

まず、飛しょう体が所望の速度に達した後、インレットカバー９がインレット６から分離される。そして、空間５０内には、高速の空気が流入し、主流空気の流れが形成される。次に、主流空気の流れ、すなわち、空間５０内に向けて、燃料噴射器６２から燃料が噴射される。主流空気と燃料とは、混合されて、混合気流を形成する。また、燃料の噴射と時を前後して、点火器作動器６４からの作動信号が、ケーブル６５等を介して、点火器作動器６３に伝達される。点火器作動器６３は、点火器６１を始動させる。点火器６１は、作動により、火炎７１を、空間５０又は保炎空間６７（保炎用凹部６６のうち点火器６１の設置されていなかった部分）に向けて放射する。火炎７１は、喉部６９を介して放射されるため、強力である。加えて、点火器６１の始動直後の状態において、保炎用凹部６６のうち点火器６１の設置されていなかった部分が、火炎７１に対する保炎空間６７として機能する。火炎７１は、前記混合気流の混合気又は保炎空間６７内に流入する混合気を燃焼させて、炎７２を形成する。また、点火器６１は、作動により消失して、消失空間を形成する。そして、当該消失空間は、保炎用凹部６６のうち点火器６１の設置されていなかった部分とともに、前記炎７２の保炎空間６７として機能する。保炎空間６７により保炎された炎は、混合気流の混合気を継続的に燃焼させる。燃焼により生じた燃焼ガスは、ノズル８から放出される。放出される燃焼ガスにより、前記飛しょう体１は、推力を得て飛しょうする。なお、点火器６１の消失により、点火器６１に保持されていたバリア材６８は、保炎用凹部６６を離脱し、燃焼ガスとともにノズル８の後方から放出される。

本実施形態は、第２の実施形態と同様の効果を奏するのに加え、以下の効果も奏する。第１に、点火器６１の火炎が、喉部６９を介して放射されるため、強力である。すなわち、点火器の火炎放出部が狭くなることにより固体ロケットモータ等の点火器の燃焼圧が上昇し、燃焼速度が増加し、火炎が強力化する。第２に、保炎空間６７等に集中して火炎を噴射することができるため、混合気への着火特性が向上する。

（第４の実施形態）
以下、図１４を用いて、第４の実施形態に係るジェットエンジンの燃焼器について説明する。図１４は、第４の実施形態のジェットエンジンの燃焼器の構成を模式的に示す概略断面図であり、点火器作動時、及び、保炎時の状態を示す図である。

第４の実施形態において、第３の実施形態と同じ構成要素については、同じ図番を用いている。第４の実施形態は、第３の実施形態と比較して、点火器６１の表面の一部を覆うバリア材６８が設けられている点で一致する。他方、第４の実施形態では、前記バリア材６８の一部が、点火器６１と燃焼器７の壁面との間に挿入されて、点火器６１と燃焼器７の壁面との間で保持されている点で、両者は異なる。

本実施形態は、第３の実施形態と同様の効果を奏するのに加え、以下の効果も奏する。すなわち、バリア材６８の一部が、点火器６１と燃焼器７の壁面との間に挿入されているため、点火器６１の消失までは、バリア材６８が、確実に保持される。

（第５の実施形態）
以下、図１５を用いて、第５の実施形態に係るジェットエンジンの燃焼器について説明する。図１５は、第５の実施形態のジェットエンジンの燃焼器の構成を模式的に示す概略断面図であり、点火器作動時、及び、保炎時の状態を示す図である。

第５の実施形態において、第２の実施形態と同じ構成要素については、同じ図番を用いている。第５の実施形態は、第２の実施形態と比較して、保炎用凹部６６内において、複数の点火器６１が、離間して配置されている点で異なる。

本実施形態は、第２の実施形態と同様の効果を奏するのに加え、以下の効果も奏する。すなわち、保炎用凹部６６内において、複数の点火器６１が、離間して配置されているため、複数の点火器６１が同時に、保炎用凹部６６内で広範囲に燃焼するため、混合気への着火がより確実となる。

本実施の形態はジェットエンジンを飛しょう体に適用した例示ついて説明しているが、当該飛しょう体には、航空機又はロケット等も包含される。

本発明は上記各実施形態に限定されず、本発明の技術思想の範囲内において、各実施形態は適宜変形又は変更され得ることは明らかである。例えば、点火器６１の作動を、点火器作動器６３、点火器制御器６４、ケーブル６５等を設けることなく行うことも可能である。一例として、インレットカバー９をインレット６から分離した後に、インレット６から取り込まれた空気の圧縮により生じる熱および圧力により、点火器６１が自動的に発火して作動するようにしてもよい。さらに、図４には、インレットカバー９が記載されているが、インレットカバー９を設けることは、必須ではなく、インレットカバー９の代わりに、ノズル８の後方にノズルカバーを設けても良い。あるいは、インレットカバー９もノズルカバーも設けないようにして、ジェットエンジンの構成を簡素化してもよい。また、上記各実施形態では、点火器６１として、固体ロケットモータを採用しているが、代替的に、点火器６１として、スパークプラグ、レーザ点火器等を採用してもよい。この場合には、点火器６１を保炎部（保炎用凹部６６又は保炎用段差部６６’等）に対して離脱可能に設けるとよい。そして、作動後の点火器６１を、保炎部から離脱させることで、点火器６１離脱後（消失後）の空間を保炎空間として用いることができる。なお、離脱後の点火器６１は、燃焼ガスとともにノズル８の後方から放出されるようにするとよい。離脱させるメカニズムとしては、例えば、点火器６１の作動に伴う熱を利用して、点火器６１と保炎部との連結を切り離すようにするとよい。

また、各実施形態の構成を組み合わせることも当然に可能である。例えば、第１の実施形態において、第３の実施形態のバリア材６８を設ける構成を組み合わせること等が可能である。

１ ：飛しょう体
２ ：ジェットエンジン
３ ：機体
４ ：カウル
５ ：推進装置
６ ：インレット
７ ：燃焼器
８ ：ノズル
９ ：インレットカバー
５０ ：空間
６１ ：点火器
６２ ：燃料噴射器
６３ ：点火器作動器
６４ ：点火器制御器
６５ ：ケーブル
６６ ：保炎用凹部
６６’ ：保炎用段差部
６７ ：保炎空間
６７’ ：保炎空間
６８ ：バリア材
６９ ：喉部
７１ ：火炎
７２ ：炎

Claims (12)

1. インレットから取り込まれた空気を用いて燃料を燃焼する燃焼器であって、
   前記燃料を噴射する噴射器と、
   前記燃焼器の壁面に設けられた保炎部であって、前記噴射器から噴射された前記燃料の燃焼に用いる炎を維持するための保炎部と、
   前記空気と前記燃料との混合気に着火するための点火器と、
   を備え、
   前記点火器は、前記保炎部内に設置され、消失により前記保炎部内に保炎空間を形成するように構成されている
   燃焼器。
2. 請求項１に記載の燃焼器において、
   前記点火器は、燃焼により消失して前記保炎部内に保炎空間を形成するように構成された固体ロケットモータである
   燃焼器。
3. 請求項１に記載の燃焼器において、
   前記燃焼器の壁面に設けられた保炎部は、前記燃焼器の壁面に設けられた保炎用凹部である
   燃焼器。
4. 請求項３に記載の燃焼器において、
   前記保炎用凹部の前記取り込まれた空気の主流方向に沿った最長長さをＬ、前記凹部の最大深さをＤとしたとき、前記長さＬと前記深さＤとは、Ｌ＞Ｄを満たすように設定されている
   燃焼器。
5. 請求項３又は４に記載の燃焼器において、
   前記点火器は、前記保炎用凹部の全体に設置されている
   燃焼器。
6. 請求項３又は４に記載の燃焼器において、
   前記点火器は、前記保炎用凹部の一部に設置されており、前記保炎用凹部のうち前記点火器が設置されていない部分が存在する
   燃焼器。
7. 請求項１乃至６のいずれか一項に記載の燃焼器において、
   前記点火器の周囲の少なくとも一部は、前記燃焼器の壁面とは異なるバリア材で覆われている
   燃焼器。
8. 請求項７に記載の燃焼器において、
   前記点火器と前記燃焼器の壁面との間に前記バリア材の一部が挿入されている
   燃焼器。
9. 請求項１乃至８のいずれか一項に記載の燃焼器において、
   前記点火器は、前記インレットから取り込まれた前記空気の圧縮により生じる熱および圧力により自動的に発火して作動するように構成されている
   燃焼器。
10. 請求項１乃至９のいずれか一項に記載の燃焼器と、前記燃焼器の前方に配置されたインレットと、前記燃焼器の後方に配置されたノズルとを備える
    ジェットエンジン。
11. 請求項１０に記載のジェットエンジンを備える飛しょう体であって、
    前記ジェットエンジンとは別に設けられ、前記ジェットエンジンの作動前に作動して前記飛しょう体に推力を付与する推力付与装置を備える
    飛しょう体。
12. ジェットエンジンの動作方法であって、
    ここで、前記ジェットエンジンは、
    空気を取り込むインレットと、
    前記空気を用いて燃料を燃焼させ燃焼ガスを生成する燃焼器と、
    前記燃焼ガスを前記ジェットエンジンの後方から送出するノズルと、
    を備え、
    前記燃焼器は、
    前記燃料を噴射する噴射器と、
    前記燃焼器の壁面に設けられた保炎部であって、前記噴射器から噴射された前記燃料の燃焼に用いる炎を維持するための保炎部と、
    前記保炎部内に設置された点火器であって、前記空気と前記燃料との混合気に着火するための点火器と、
    を備え、
    前記ジェットエンジンの動作方法は、
    前記インレットから空気を取り込む工程と、
    前記点火器により前記空気と前記燃料との混合気に着火する工程と、
    前記点火器の作動後に、前記点火器が消失することにより形成された保炎空間を用いて、前記燃料の燃焼に用いる炎を保炎する工程と、
    保炎された前記炎を用いて、前記空気と前記燃料との混合気を燃焼させ、燃焼により生成された燃焼ガスを前記ノズルから送出する工程と、
    を備える
    ジェットエンジンの動作方法。

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