JP6204250B2 - 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

Description

本発明は、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。

ジェットエンジンの燃焼用の炎を維持する保炎メカニズムとして、燃焼器の壁面に発達した境界層や燃焼器の壁面に設置した保炎器周辺などに存在する低速領域を活用する方法が知られている。これらの方式で保炎するためには、燃焼器の壁面近傍の適切な領域（以下、「保炎可能領域」ともいう）へ向け燃料を拡散させて、供給する必要がある。

図１は、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１０２は、機体１１０と、機体１１０の下方に気体の流通可能な空間１５０を形成するように設けられたカウル１４０とを備えている。機体１１０の前方の下方部分とカウル１４０の前方部分とは、空間１５０へ空気を導入するインレット１１１を構成している。機体１１０の中間の下方部分とカウル１４０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１１２を構成している。機体１１０の後方の下方部分とカウル１４０の後方部分とは、燃焼気体を膨張させて放出するノズル１１３を構成している。燃焼器１１２は、燃料噴射器１２０を備えている。燃焼噴出器１２０は、機体１１０の下方部分における、燃焼器１１２に対応する部分の壁面１２１に設けられている。更に、燃料噴射器１２０よりも後方の壁面１２１に保炎器を備えていてもよい（図示されず）。燃料噴射器１２０は、空間１５０へ向けて燃料Ｇを噴出する。ジェットエンジン１０２は、インレット１１１から取り入れた空気と、燃料噴射器１２０から噴射した燃料Ｇとを燃焼器１１２で混合して燃焼させ、その燃焼ガスをノズル１１３で膨張させて、機体１１０の後方へ送出する。燃焼器１１２での保炎については、燃焼器１１２の壁面１２１に発達した境界層に存在する低速領域へ、燃料Ｇの一部が拡散して供給され、保炎される。保炎器が存在する場合、燃焼器１１２の壁面１２１に設置された保炎器周辺に存在する低速領域へ、その燃料Ｇの一部が拡散して供給され、保炎される。

関連する技術として特開２０１２−２０２２２６号公報にジェットエンジンが開示されている。このジェットエンジンは、空気圧縮部と、燃料噴射部と、燃焼部とを具備している。空気圧縮部は、空気を圧縮して圧縮空気を生成する。燃料噴射部は、圧縮空気中に燃料を噴射する。燃焼部は、燃料が燃焼する。燃料噴射部は、燃料を噴射する第１噴射口の向きを変化させる噴射角度制御部を備えている。

特開２０１２−２０２２２６号公報

図１において、燃料Ｇは、燃料噴射器１２０から垂直方向（＋ｚ方向）に噴射されると、垂直方向（＋ｚ方向）に拡散しながら、空気Ａｉｒの流れ方向（＋ｘ方向）にも拡散する。ここで、燃料Ｇが垂直方向（＋ｚ方向）に拡散する距離を、燃料Ｇの「貫通高さ」と定義する。燃料Ｇの貫通高さは、主として、空気Ａｉｒの流れ方向（＋ｘ方向）の単位時間当たりの運動量（以下運動量）と噴射された燃料Ｇの垂直方向（＋ｚ方向）の運動量との比によって決定される。

図２は、燃料Ｇにおける、貫通高さと空気Ａｉｒに流される距離との関係を示すグラフである。縦軸は燃料Ｇの貫通高さ（＋ｚ方向；任意単位）を示し、横軸は燃料Ｇが空気Ａｉｒに流される距離（＋ｘ方向；任意単位）を示している。横軸及び縦軸の基準（０）は、燃料噴射器１２０の位置である。破線は飛しょう体速度が遅い（空気Ａｉｒの運動量が小さい）場合を示し、実線は飛しょう体速度が速い（空気Ａｉｒの運動量が大きい）場合を示している。ただし、空気Ａｉｒと燃料Ｇの質量流量比及び噴射される燃料Ｇの垂直方向（＋ｚ方向）の運動量は飛しょう体の速度によらず同一としている。

図に示されるように、飛しょう速度が速い場合（実線：主に、巡航段階にあたる）、貫通高さは低くなる傾向にある。空気Ａｉｒの流れ方向の運動量が高く、その流れの方向に燃料Ｇが流され易いためと考えられる。一方、飛しょう速度が遅い場合（破線：概ね加速段階にあたる）、貫通高さは高くなる傾向にある。空気Ａｉｒの運動量が低く、その流れの方向に燃料Ｇが流され難いためと考えられる。

図３Ａ及び図３Ｂは、飛しょう速度が速い場合での燃焼器の燃料噴射の様子を模式的に示す概略図である。ただし、図３Ａは燃料噴射器１２０の開口部付近の斜視図であり、図３Ｂは図３Ａの断面Ｃ１０１における燃料Ｇの様子を示す図である。また、断面Ｃ１０１は、空気Ａｉｒ及び燃料Ｇの流路における、燃料噴射器１２０から流れ方向に所定距離だけ離れた位置での流路のｙｚ断面である。いずれの図も図１とは上下を逆にして描かれている。

図３Ａに示されるように、燃料Ｇは、燃焼器１１２の壁面１２１に設けられた複数の燃料噴出器１２０から垂直方向（＋ｚ方向）に供給される。その後、燃料Ｇは、インレット１１１から取り入れられた空気Ａｉｒにより、その流れ方向（＋ｘ方向）へ流される。そのとき、図３Ｂに示されるように、断面Ｃ１０１（ｙｚ断面）では、燃料Ｇが、保炎可能な領域（保炎可能領域）Ｂを通過しており、保炎困難な領域（保炎困難領域）Ａを通過することはない。これは、飛しょう速度が速く、空気Ａｉｒの運動量が大きいため、燃料Ｇの貫通高さが低いためである（図２）。

図４Ａ及び図４Ｂは、飛しょう速度が遅い場合での燃焼器の燃料噴射の様子を模式的に示す概略図である。たたし、図４Ａは燃料噴射器１２０の開口部付近の斜視図であり、図４Ｂは図４Ａにおける断面Ｃ１０１における燃料Ｇの様子を示す図であり、いずれの図も図１とは上下を逆にして描かれている。

図３Ａの場合と同様に、図４Ａに示されるように、燃料Ｇは、複数の燃料噴出器１２０から垂直方向（＋ｚ方向）に供給される。その後、燃料Ｇは、空気Ａｉｒにより、その流れ方向（＋ｘ方向）へ流される。そのとき、図３Ｂの場合と異なり、図４Ｂに示されるように、断面Ｃ１０１（ｙｚ断面）では、燃料Ｇが、保炎困難領域Ａを通過しており、保炎可能領域Ｂを通過できない。これは、飛しょう速度が遅く、空気Ａｉｒの運動量が小さいため、燃料Ｇの貫通高さが高くなってしまうためである（図２）。この場合、保炎することができず、ジェットエンジン１０２が作動不可となる問題がある。そのため、より低速でジェットエンジン１０２を用いることが困難であった。

上記問題を解決するために、特開２０１２−２０２２２６号公報は、燃料噴射部が燃料を噴射する噴射口の角度を飛しょう速度に応じて可変とし、燃料を常に適切な貫通高さに拡散させる方法を提案している。しかし、この場合、噴射口の角度を可変とする機構には燃焼に伴う非常に大きな熱負荷が加わる問題が存在し、かつ、その可変機構の設置に伴い機体１１０が大型化する問題が存在する。

したがって、本発明の目的は、機体を大きく改造することなく、より低速でも安定的に動作することが可能なジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法を提供することにある。また、本発明の他の目的は、機体を大きく改造することなく、燃料が保炎困難な領域に到達することを抑制することが可能なジェットエンジン、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。

本発明の１つの観点において、ジェットエンジンは、空気を取り込むインレット（１１）と、空気を用いて燃料を燃焼する燃焼器（１２）とを具備している。燃焼器（１２）は、噴射器（２０）を備えている。噴射器（２０）には、燃料を噴射する開口部（３１、３５）が形成される。噴射器（２０）には、飛行中に経時的に消失する消失部（３２、３６）が設けられる。そして、消失部（３２、３６）の消失により、燃料の噴射方向が変更される

上記のジェットエンジンにおいて、消失部（３２、３６）は、熱的又は空力的影響により形状が消失する材料を含んでいてもよい。その材料は、発火によらず消失してもよい。その材料は、アブレーション材を含んでいてもよい。

上記のジェットエンジンにおいて、消失部（３２）は、開口部（３１）の一部を埋めるように設けられてもよい。

上記のジェットエンジンにおいて、消失部（３６）は、開口部（３５）の少なくとも一部を覆うように設けられていてもよい。

上記のジェットエンジンにおいて、消失部（３２、３６）は、空気の流れ方向（＋ｘ方向）とは逆の方向（−ｘ方向）へ燃料の噴射方向を変更するように開口部（３１）に設けられていてもよい。

本発明の他の１つの観点において、飛しょう体は、ジェットエンジン（２）と、ロケットモータ（３）とを具備している。ジェットエンジン（２）は、上記段落のいずれかに記載されている。ロケットモータ（３）は、ジェットエンジン（２）に接続されている。

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、以下のジェットエンジンを用いる。ジェットエンジンは、空気を取り込むインレット（１１）と、空気を用いて燃料を燃焼する燃焼器（１２）とを具備している。燃焼器（１２）は、燃料を噴射する開口部（３１、３５）が形成された噴射器（２０）を備えている。噴射器（２０）には、飛行中に経時的に消失する消失部（３２、３６）が設けられる。そして、消失部（３２、３６）の消失により、燃料の噴射方向が変更される。ジェットエンジンの動作方法は、開口部（３１、３５）から燃料を噴射するステップと、消失部（３２、３６）が飛行中に経時的に消失した後に、開口部（３１、３５）から燃料を噴射するステップであって、消失部（３２、３６）の消失前における燃料の噴射方向と異なる方向に燃料を噴射するステップとを具備している。

本発明により、機体を大きく改造することなく、より低速でも安定的に動作することが可能なジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法を提供することができる。また、本発明により、機体を大きく改造することなく、燃料が保炎困難な領域に到達することを低減することが可能なジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法を提供することができる。

図１は、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２は、燃料における貫通高さと空気に流される距離との関係を示すグラフである。 図３Ａは、飛しょう速度が速い場合での燃焼器の燃料噴射の様子を模式的に示す概略図である。 図３Ｂは、飛しょう速度が速い場合での燃焼器の燃料噴射の様子を模式的に示す概略図である。 図４Ａは、飛しょう速度が遅い場合での燃焼器の燃料噴射の様子を模式的に示す概略図である。 図４Ｂは、飛しょう速度が遅い場合での燃焼器の燃料噴射の様子を模式的に示す概略図である。 図５は、実施の形態に係る飛しょう体の構成例を示す斜視図である。 図６は、実施の形態に係るジェットエンジンの構成例を模式的に示す概略断面図である。 図７Ａは、第１の実施の形態に係る燃焼器において飛しょう速度が遅い場合での燃料噴射の様子を模式的に示す概略図である。 図７Ｂは、第１の実施の形態に係る燃焼器において飛しょう速度が遅い場合での燃料噴射の様子を模式的に示す概略図である。 図７Ｃは、第１の実施の形態に係る燃焼器において飛しょう速度が遅い場合での燃料噴射の様子を模式的に示す概略図である。 図８Ａは、第１の実施の形態に係る燃焼器において飛しょう速度が速い場合での燃料噴射の様子を模式的に示す概略図である。 図８Ｂは、第１の実施の形態に係る燃焼器において飛しょう速度が速い場合での燃料噴射の様子を模式的に示す概略図である。 図８Ｃは、第１の実施の形態に係る燃焼器において飛しょう速度が速い場合での燃料噴射の様子を模式的に示す概略図である。 図９は、実施の形態に係る燃料を噴射する原理を示すグラフである。 図１０は、実施の形態に係るジェットエンジンの消失部材の例を示す表である。 図１１は、様々な環境において要求される消失部材の形状消失速度を示している。 図１２Ａは、第１の実施の形態に係る消失部材の取り付け方法の例を模式的に示す断面図である。 図１２Ｂは、第１の実施の形態に係る消失部材の取り付け方法の例を模式的に示す断面図である。 図１３は、第１の実施の形態に係る燃焼器の構成の変形例を模式的に示す斜視図である。 図１４は、第２の実施の形態に係る燃焼器において飛しょう速度が遅い場合での燃料噴射の様子を模式的に示す概略図である。 図１５は、第２の実施の形態に係る燃焼器において飛しょう速度が速い場合での燃料噴射の様子を模式的に示す概略図である。 図１６は、第２の実施の形態に係る消失部材の取り付け方法の例を模式的に示す断面図である。 図１７は、第３の実施の形態に係る燃焼器において飛しょう速度が遅い場合での燃料噴射の様子を模式的に示す概略図である。 図１８は、第３の実施の形態に係る燃焼器において飛しょう速度が速い場合での燃料噴射の様子を模式的に示す概略図である。 図１９は、第４の実施の形態に係る燃焼器において飛しょう速度が遅い場合での燃料噴射の様子を模式的に示す概略図である。 図２０は、第５の実施の形態に係る燃焼器において飛しょう速度が速い場合での燃料噴射の様子を模式的に示す概略図である。

以下、本発明の実施の形態に係るジェットエンジン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。

（第１の実施の形態）
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５は、本実施の形態に係る飛しょう体１の構成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、ロケットモータ３とを具備している。ロケットモータ３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。ジェットエンジン２は、飛しょう体１がロケットモータ３を分離した後、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１０とカウル４０とを備えている。機体１０とカウル４０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。

次に、本実施の形態に係るジェットエンジンについて説明する。
図６は、本実施の形態に係るジェットエンジンの構成例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１０と、機体１０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４０とを備えている。機体１０の前方の下方部分とカウル４０の前方部分とは、空間５０へ空気を導入するインレット１１を構成している。機体１０の中間の下方部分とカウル４０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１２を構成している。機体１０の後方の下方部分とカウル４０の後方部分とは、燃焼気体を膨張させて放出するノズル１３を構成している。燃焼器１２は、燃料噴射器２０を備えている。

燃料噴射器２０は、機体１０の下方部分における、燃焼器１２に対応する部分の壁面２１に設けられている。燃料噴射器２０は、機体１０に格納された燃料Ｇを概ね垂直方向（＋ｚ方向）の空間５０へ向けて噴射する。噴射された燃料Ｇは、インレット１１から取り入れた空気と混合されて燃焼する。初期にはイグナイタ（図示されず）等により空気と燃料の混合気（図示されず）に点火してもよい。燃料噴射器２０は、機体１０の下方部分に設けられた開口部を有し、その開口部の形状や数や配置は任意性がある。燃料噴射器２０は、機体１０のスパン方向に並んで設けられた複数の開口部に例示される。

なお、燃焼器１２は、更に、燃料噴射器２０よりも後方の壁面２１に保炎器を備えていてもよい（図示されず）。

図７Ａ〜図７Ｃは、本実施の形態に係る燃焼器において飛しょう速度が遅い場合での燃料噴射の様子を模式的に示す概略図である。ただし、図７Ａは燃料噴射器２０の開口部付近の斜視図である。図７Ｂは燃料噴射器２０の開口部付近の断面図である。図７Ｃは図７Ａの断面Ｃ１における燃料Ｇの様子を示す図である。また、断面Ｃ１は、空気Ａｉｒ及び燃料Ｇの流路における、燃料噴射器２０から流れ方向に所定距離だけ離れた位置でのｙｚ断面である。

図７Ｂに示すように、燃料噴射器２０は、燃料供給管３０を含んでいる。また、燃料噴射器２０には、燃料噴射口３１（開口部）が形成されている。燃料供給管３０は、燃料タンク（図示されず）から燃料噴射口３１へ燃料Ｇを供給する。燃料噴射口３１は、供給された燃料Ｇを空間５０へ噴射する。燃料噴射口３１は、ｘｙ断面で見ると、燃料供給管３０よりも、低速時に燃料Ｇを噴射する方向（この場合、＋ｘ方向）に広がった形状を有している。また、燃料噴射器２０には、消失部材３２が設けられている。

本実施の形態では、消失部材３２は、燃料噴射口３１の一部を部分的に埋めるように設けられている。そして、消失部材３２は、燃料Ｇの流路を部分的に塞いだり、燃料Ｇの流路を部分的に形成したりして、燃料噴射口３１からの燃料Ｇの噴射方向を変更する。この場合、消失部材３２は、燃料Ｇの流路を部分的に塞いで、燃料噴射口３１からの燃料Ｇの噴射方向を、垂直方向（＋ｚ方向）から斜め方向（＋ｚ方向と＋ｘ方向との間の方向）へ変更している。

消失部材３２は、ジェットエンジン２で飛しょう中の低速から高速への加速時に、ある時間経過後に、熱的又は空力的な影響により消失する材料である。具体的には、消失部材３２は、インレット１１に取り込まれる空気や供給される燃料の熱、せん断力や圧力により、形状変更（溶けたり、気化したり、昇華したり、化学分解したり、燃えたり、剥がれたり、削れたり、又は、それらのいくつかの組み合わせ）する材料である。消失部材３２の詳細は後述される。

本実施の形態では、典型的には飛しょう体１の速度に依らず、燃料Ｇを概ね一定の質量流量で空間５０へ向けて燃料噴射器２０から噴射する。言い換えると、飛しょう体１の速度に依らず、燃料Ｇを概ね一定の運動量で空間５０へ向けて燃料噴射器２０から噴射する。このとき、図７Ａ及び図７Ｂに示されるように、飛しょう体１の速度が低速の場合（主に加速時）、図４Ａ及び図４Ｂの事態が発生しないように、垂直方向（＋ｚ方向）ではなく、斜め方向（＋ｚ方向と＋ｘ方向との間の方向）へ燃料Ｇを噴射する。すなわち、燃料Ｇの運動量の成分のうちの一部を＋ｘ方向へ振り向けることで、＋ｚ方向の運動量成分を減少させている。それにより、燃料Ｇの貫通高さを低くすることができる。その結果、図７Ｃに示されるように、断面Ｃ１（ｙｚ断面）では、燃料Ｇが、保炎可能領域Ｂを通過しており、保炎困難領域Ａを通過することはない。

一方、図８Ａ〜図８Ｃは、本実施の形態に係る燃焼器において飛しょう速度が速い場合での燃料噴射の様子を模式的に示す概略図である。ただし、図８Ａは燃料噴射器２０の開口部付近の斜視図である。図８Ｂは燃料噴射器２０の開口部付近の断面図である。図８Ｃは図８Ａの断面Ｃ１における燃料Ｇの様子を示す図である。

図８Ｂに示すように、図７Ｂの状態からある時間経過後に、燃焼器１２では、消失部材３２が消失する。消失部材３２が消失することにより、燃料噴射器２０の燃料噴射口３１は、垂直方向（＋ｚ方向）へ燃料Ｇを噴射可能になる。

このとき、図８Ａ及び図８Ｂに示されるように、飛しょう体１の速度が高速の場合（主に巡航時）、垂直方向（＋ｚ方向）へ燃料Ｇが噴射される。その場合でも、図８Ｃに示すように、断面Ｃ１（ｙｚ断面）では、燃料Ｇが、保炎可能領域Ｂを通過しており、保炎困難領域Ａを通過することはない。これは、飛しょう速度が高速であり、空気Ａｉｒの運動量が大きいため、燃料Ｇの貫通高さが低いためである（図２）。

次に、本実施の形態に係る燃料Ｇを噴射する原理について説明する。
図９は、本実施の形態に係る燃料Ｇを噴射する原理を示すグラフである。本実施の形態では、飛しょう体１の速度に依らず、燃料Ｇを概ね一定の運動量で空間５０へ向けて噴射しながら、燃料Ｇを保炎可能な領域へ常に供給する。それは、以下の原理に基づいて行われる。飛しょう体１の速度が速い場合、運動量Ｐ_Ｈで垂直方向（＋ｚ方向）へ燃料Ｇを噴射する。このとき、空気Ａｉｒの運動量が大きいため、燃料Ｇの貫通高さを低く抑えられる。それにより、燃料Ｇは、保炎可能領域Ｂへ拡散する。

一方、飛しょう体１の速度が遅い場合、運動量Ｐ_Ｌで斜め方向（＋ｚ方向と＋ｘ方向との間の方向）へ燃料Ｇを噴射する。ただし、運動量一定の条件から、｜Ｐ_Ｈ｜＝｜Ｐ_Ｌ｜である。このとき、運動量Ｐ_Ｌは、垂直方向の成分が｜Ｐ_ＬＺ｜となり、運動量｜Ｐ_Ｈ｜（＝｜Ｐ_Ｌ｜）よりも小さくなる。その結果、飛しょう体１の速度が遅く、空気Ａｉｒの運動量が小さくても、燃料Ｇの貫通高さを低くすることができる。それにより、燃料Ｇは、保炎可能領域Ｂへ拡散する。なお、この場合、運動量Ｐ_Ｌの垂直方向の成分｜Ｐ_ＬＺ｜が小さくなればよいので、燃料Ｇの噴射方向が他の斜め方向（例示：＋ｚ方向と−ｘ方向との間の方向）であってもよいことは明らかである。

次に、消失部材３２について更に説明する。
消失部材３２は、飛しょう体１が飛行中に、溶けたり、気化したり、昇華したり、化学分解したり、燃えたり、剥がれたり、削れたりする材料であるが、発火しない材料がより好ましい。燃料噴射口３１の周辺構造へ加熱による負荷を与えないからである。そのような消失部材としては、例えば、アブレーション材が好ましい。アブレーション材は、消失する時の吸熱反応によって周囲の構造材を冷却して、熱負荷を軽減するからである。なお、アブレーション材は、相変化に伴う吸熱により耐熱性を向上させる材料であると定義される。

ただし、消失部材３２の消失については、燃料噴射口３１が、垂直方向（＋ｚ方向）へ燃料Ｇを噴射可能になれば、消失部材３２が完全に消失する必要はなく、部分的に残存していてもよい。言い換えると、消失部材３２が消失するとは、燃料噴射口３１が、概ね垂直方向（＋ｚ方向）へ燃料Ｇを噴射可能になるように消失部材３２が減少することであり、必ずしも消失部材３２が燃料噴射口３１付近から完全に消失する必要はない。

図１０は、本実施の形態に係るジェットエンジンの消失部材３２の例を示す表である。この表に記載された材料（スカイハロー、シリカ／フェノール）はアブレーション材である。この表は、これらの材料に加わる加熱量及びせん断力と、これらの材料の形状消失速度との関係を示している。ただし、スカイハロー（登録商標）は、日本特殊塗料株式会社製のエポキシ−ポリアミド系断熱塗料材である。シリカ／フェノールは、シリカ繊維を含むフェノール樹脂である。

この図に示されるように、形状消失速度［単位：ｍｍ／秒］は、材料の種類、材料に加わる加熱量及びせん断力に依存して変わることが分かる。逆に言えば、燃料噴射口３１付近に想定される加熱量及びせん断力に基づいて、材料を適宜選択することによって、形状消失速度を任意に調整することが可能である。すなわち、図７Ａ〜図７Ｃ（低速時（主に加速時））の状態から図８Ａ〜図８Ｃ（高速時（主に巡航時））の状態への遷移時間を任意に調整することが可能である。

図１１は、様々な環境において要求される消失部材３２の形状消失速度を示している。ここでは、飛行速度が５００ｍ／ｓ（約マッハ１．７）から１５００ｍ／ｓ（約マッハ５）に増加する間に、形状を変更させる（消失部材３２を消失させる）ことを考える。環境としては、機体平均加速度、及び必要な形状変更量が挙げられる。要求される形状消失速度は、環境に応じて変わるが、図１０に示されるように材料等を調整することにより、その要求を満たすことができることが分かる。

図１２Ａ及び図１２Ｂは、本実施の形態に係る消失部材の取り付け方法の例を模式的に示す断面図である。図１２Ａでは、消失部材３２は、消失部材本体４１とネジ部材４２とを備えている。燃料噴射口３１付近の機体１０には、消失部材本体４１の一部分を乗せられるように、壁面２１側に落とし込み加工がされている。消失部材本体４１は、例えば、その一部分をその落とし込み加工部分に乗せてネジ部材４２でネジ留めされることで、機体１０に結合される。ただし、ネジ部材４２を用いず、消失部材本体４１の側面に接着剤を塗布して、落とし込み加工部分に接着することで、機体１０に結合させてもよい。

図１２Ｂでは、消失部材３２は、消失部材本体４３と突起部分４４とを備えている。燃料噴射口３１内の機体１０には、突起部分４４を嵌め込むことができるように、溝又は孔加工がされている。消失部材本体４３は、例えば、その突起部分４４をその溝又は孔加工部分に嵌め込むことで、機体１０に結合される。ただし、突起部分４４等に接着剤を塗布して、溝又は孔加工部分に接着することで、機体１０に結合させてもよい。

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。

飛しょう体１は、設置位置から目標に向けて発射され、ロケットモータ３により飛行開始時の速度の状態から所望の速度、時間、距離、又は、高度まで加速する。その後、飛しょう体１は、ロケットモータ３を切り離し、ジェットエンジン２により、加速し、飛しょうする。

ジェットエンジン２で加速を開始した当初の段階（加速時）では、飛しょう体１の速度は相対的に遅く、燃料噴射器２０の燃料噴射口３１には消失部材３２が取り付けられている。それにより、燃料Ｇの燃料噴射方向は変更され、垂直方向（＋ｚ方向）ではなく、斜め方向（＋ｚ方向と＋ｘ方向との間の方向）となる。その結果、燃料Ｇは、その斜め方向へ噴射されるので、保炎困難領域Ａに達することなく、保炎可能領域Ｂに供給される。よって、ジェットエンジン２は、保炎することができ、動作を継続することができる（図７Ａ〜図７Ｃ）。

その後、ジェットエンジン２の加速により、飛しょう体１の速度は増加していく。それと共に、燃料噴射口３１の消失部材３２が、インレット１１から取り入れられる空気や供給される燃料の熱、せん断力や圧力により溶け（又は、気化し、昇華し、化学分解し、燃え、剥がれ、削れ、）経時的に減っていく。それにより、燃料Ｇの燃料噴射方向は、垂直方向（＋ｚ方向）に近づいていく。しかし、空気Ａｉｒの速度が増加し、その運動量が増加しているので、燃料Ｇの貫通高さは不必要に高くなることは無い。そのため、燃料Ｇは、保炎困難領域Ａに達することなく、保炎可能領域Ｂに供給される。よって、ジェットエンジン２は、保炎することができ、動作を継続することができる。

そして、飛しょう体１の速度が相対的に十分に速くなった段階（主に、巡航時）では、消失部材３２は消失する。それにより、燃料Ｇの燃料噴射方向は、垂直方向（＋ｚ方向）となる。しかし、空気Ａｉｒの速度が更に増加し、その運動量が更に増加しているので、燃料Ｇの貫通高さは不必要に高くなることは無い。そのため、燃料Ｇは、保炎困難領域Ａに達することなく、保炎可能領域Ｂに供給される。よって、ジェットエンジン２は、保炎することができ、動作を継続することができる（図８Ａ〜図８Ｃ）。飛しょう体１は、概ね所定の速度で飛しょうする。

以上のようにして、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は動作する。

図１３は、本実施の形態に係る燃焼器の構成の変形例を模式的に示す斜視図である。
図７Ａ〜図８Ｃの燃焼器はスパン方向に並んだ複数の燃料噴射器２０−１を有しているが、図１３に示すように、更に、空気の流れ方向の後方に、複数の燃料噴射器２０−２を備えていてもよいし、その後方に、更に、他の複数の燃料噴射器（図示されず）を備えていてもよい。また、図７Ａ〜図８Ｃの燃焼器は保炎器を有していなかったが、図１３に示すように、保炎器４０−１を備えていてもよいし、更に保炎器４０−２を備えていてもよいし、更に、他の保炎器を備えていてもよい。

本実施の形態では、燃料噴射器２０の燃料噴射口３１の一部に、熱的又は空力的影響により形状が消失する材料で形成された消失部材３２が設けられている。それにより、消失部材３２の有無で、燃料Ｇの噴射方向を変更可能な可変燃料噴射器を実現することができる。

本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では、ジェットエンジン２で加速を開始した当初の低速時（加速時）には、燃料噴射器２０の燃料噴射口３１の一部に消失部材３２が設けられている。そのため、燃料Ｇを斜め方向に噴射することができるので、貫通高さを低減することができる。その結果、低速時でも、燃料Ｇを保炎可能領域Ｂに供給し、拡散させることができる。それにより、ジェットエンジン２が動作しなくなる事態を防止することができる。

更に、飛しょう体１の速度が上昇するに連れて、空気の運動量が徐々に上昇すると共に、消失部材３２も徐々に消失する。それにより、燃料Ｇの噴射角度が徐々に垂直方向に近づき、燃料Ｇが空気の運動量に応じた垂直方向の燃料運動量となる。すなわち、燃料Ｇの貫通高さ及び燃料Ｇの拡散を適正に保つことができる。すなわち、高速時でも、燃料Ｇを保炎可能領域Ｂに供給し、拡散させることができる。それにより、ジェットエンジン２を継続的に動作させることができる。

その結果、本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では、燃料噴射器などを改造することなく、従来のジェットエンジンと比較して、より低速域から高速域までの非常に広い速度域において使用可能な保炎器を実現することができる。すなわち、機体を大きく改造することなく、ジェットエンジン２の運用可能な速度域を増大させることができる。

それに加えて、ジェットエンジン２を作動させる前にロケットモータ３を用いている飛しょう体１では、ジェットエンジン２の運用可能な速度域が増大されることにより、ロケットモータ３で到達すべき速度（加速すべき速度域）を小さくできる。そのため、ロケットモータ３の大きさ（重量）を大幅に低減することができる。それにより、飛しょう体１全体として小型軽量化を実現でき、更に加速性能を高めることができる。

また、消失部材の材料や厚みや形状などを適宜選択することにより、消失部材の形状変更（溶ける、燃える、削れる、剥がれるなど）に要する時間を任意に調整することが出来る。それにより、燃料Ｇの貫通高さの変化を任意に調整できるので、ジェットエンジンの作動不良を発生させることなく、非常に低い低速域からでもジェットエンジンを用いることが可能となる。また、消失部材の材料によって、発熱を伴わない又は周囲構造からの吸熱が起こるように消失部材の形状変更（溶ける、燃える、削れる、剥がれるなど）を起こすことができ、周囲構造への熱負荷を軽減することができる。

（第２の実施の形態）
本実施の形態では、消失部材の構成が第１の実施の形態と相違している。以下では、その相違点について主に詳細に説明する。

図１４は、本実施の形態に係る燃焼器において飛しょう速度が遅い場合での燃料噴射の様子を模式的に示す概略図である。ただし、図１４は燃料噴射器２０の開口部付近の断面図である。

図１４に示すように、燃料噴射器２０は、消失部材３６を備えている。また、燃料噴射器２０は、燃料供給管３０と、燃料噴射口３５（開口部）とを含んでいる。燃料供給管３０は、燃料タンク（図示されず）から燃料噴射口３５へ燃料Ｇを供給する。燃料噴射口３５は、供給された燃料Ｇを消失部材３６（主に低速時）へ、又は、空間５０（主に高速時）へ噴射する。

消失部材３６は、壁面２１上に燃料噴射口３５の少なくとも一部を覆うように設けられ、燃料Ｇの流路を部分的に塞いだり、燃料Ｇの流路を部分的に形成したりして、燃料噴射口３５からの燃料Ｇの噴射方向を変更する。この場合、消失部材３６は、燃料Ｇの流路を部分的に塞いで、燃料噴射口３５からの燃料Ｇを、自身の燃料噴射口３７へ導くことにより、燃料Ｇの噴射方向を、垂直方向（＋ｚ方向）から斜め方向（＋ｚ方向と＋ｘ方向との間の方向）へ変更している。このとき、消失部材３６は、壁面２１上に突出しているので、燃料噴射口３７周辺の空気Ａｉｒの流れを乱す。そのため、燃料Ｇの流れを乱すことができ、燃料Ｇの拡散を補助することができる。

一方、図１５は、本実施の形態に係る燃焼器において飛しょう速度が速い場合での燃料噴射の様子を模式的に示す概略図である。ただし、図１５は燃料噴射器２０の開口部付近の断面図である。

図１５に示すように、図１４の状態からある時間経過後に、燃焼器１２では、消失部材３６が消失する。消失部材３６が消失することにより、燃料噴射器２０の燃料噴射口３５は、垂直方向（＋ｚ方向）へ燃料Ｇを噴射可能になる。

その他の構成及び動作については、第１の実施の形態と同様である。

図１６は、本実施の形態に係る消失部材の取り付け方法の例を模式的に示す断面図である。
消失部材３６は、消失部材本体４５と突起部分４６とを備えている。機体１０には、突起部分４６を嵌め込むことができるように、溝又は孔加工がされている。消失部材本体４５は、例えば、その突起部分４６をその溝又は孔加工部分に嵌め込むことで、機体１０に結合される。ただし、突起部分４６等に接着剤を塗布して、溝又は孔加工部分に接着することで、機体１０に結合させてもよい。

本実施の形態についても、第１の実施の形態と同様の効果を得ることができる。
加えて、消失部材３６は、壁面２１上に突出しているので、空気Ａｉｒの流れを乱して、燃料Ｇの流れを乱すことができ、燃料Ｇの拡散を補助することができる。

（第３の実施の形態）
本実施の形態では、消失部材が残存しているときの燃料の噴射方向が第１の実施の形態と相違している。以下では、その相違点について主に詳細に説明する。

図１７は、本実施の形態に係る燃焼器において飛しょう速度が遅い場合での燃料噴射の様子を模式的に示す概略図である。ただし、図１７は燃料噴射器２０の開口部付近の断面図である。

図１７に示すように、燃料噴射器２０の燃料噴射口３１（開口部）、及び、消失部材３２は、第１の実施の形態の図７Ｂの場合と比較して、逆の方向、すなわち空気の流れる方向と反対の方向（−ｘ方向）に、燃料Ｇを噴射するように設けられている。この場合にも、図７Ｂの場合と同様に、貫通高さを低くすることができる。また、図７Ｂの場合と比較して、燃焼器１２における燃料Ｇの移動距離が長くなり、かつ空気と燃料Ｇとのせん断力が大きくなることにより、拡散がより進みやすくなり、燃料Ｇがより均一に拡散すると考えられる。

一方、図１８は、本実施の形態に係る燃焼器において飛しょう速度が速い場合での燃料噴射の様子を模式的に示す概略図である。ただし、図１８は燃料噴射器２０の開口部付近の断面図である。

図１８に示すように、図１７の状態からある時間経過後に、燃焼器１２では、消失部材３２が消失する。消失部材３２が消失することにより、燃料噴射器２０の燃料噴射口３１は、垂直方向（＋ｚ方向）へ燃料Ｇを噴射可能になる。

その他の構成及び動作については、第１の実施の形態と同様である。

本実施の形態についても、第１の実施の形態と同様の効果を得ることができる。
加えて、燃料噴射器２０の燃料噴射口３１（開口部）、及び、消失部材３２は、第１の実施の形態の図７Ｂの場合と比較して、逆の方向に、燃料Ｇを噴射するように設けられているので、拡散がより進みやすくなり、燃料Ｇがより均一に拡散すると考えられる。

（第４の実施の形態）
本実施の形態では、消失部材が残存しているときの燃料の噴射方向が第２の実施の形態と相違している。以下では、その相違点について主に詳細に説明する。

図１９は、本実施の形態に係る燃焼器において飛しょう速度が遅い場合での燃料噴射の様子を模式的に示す概略図である。ただし、図１９は燃料噴射器２０の開口部付近の断面図である。

図１９に示すように、消失部材３６は、第２の実施の形態の図１４の場合と比較して、逆の方向、すなわち空気の流れる方向と反対の方向（−ｘ方向）に、燃料Ｇを噴射するように設けられている。この場合にも、図１４の場合と同様に、貫通高さを低くすることができる。また、図１４の場合と比較して、燃焼器１２における燃料Ｇの移動距離が長くなり、かつ空気と燃料Ｇとのせん断力が大きくなることにより、拡散がより進みやすくなり、燃料Ｇがより均一に拡散すると考えられる。

一方、図２０は、本実施の形態に係る燃焼器において飛しょう速度が速い場合での燃料噴射の様子を模式的に示す概略図である。ただし、図２０は燃料噴射器２０の開口部付近の断面図である。

図２０に示すように、図１９の状態からある時間経過後に、燃焼器１２では、消失部材３６が消失する。消失部材３６が消失することにより、燃料噴射器２０の燃料噴射口３５は、垂直方向（＋ｚ方向）へ燃料Ｇを噴射可能になる。

その他の構成及び動作については、第２の実施の形態と同様である。

本実施の形態についても、第２の実施の形態と同様の効果を得ることができる。
加えて、消失部材３６は、第２の実施の形態の図１４の場合と比較して、逆の方向に、燃料Ｇを噴射するように設けられているので、拡散がより進みやすくなり、燃料Ｇがより均一に拡散すると考えられる。

本発明により、機体を大きく改造することなく、より低速でも安定的に動作することが可能なジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法を提供することができる。また、本発明により、機体を大きく改造することなく、燃料が保炎困難な領域に到達することを抑制することが可能なジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法を提供することができる。

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、本発明は、その例に限定されるものではなく、ロケット及びジェットエンジンを備えた多段式打ち上げ機や航空機にも適用可能である。

本発明は上記各実施の形態に限定されず、本発明の技術思想の範囲内において、各実施の形態は適宜変形又は変更され得ることは明らかである。また、各実施の形態で用いられる種々の技術は、技術的矛盾が生じない限り、他の実施の形態にも適用可能である。

１ ：飛しょう体
２ ：ジェットエンジン
３ ：ロケットモータ
１０ ：機体
１１ ：インレット
１２ ：燃焼器
１３ ：ノズル
２０ ：燃料噴射器
２１ ：壁面
３０ ：燃料供給管
３１ ：燃料噴射口
３２ ：消失部材
３５ ：燃料噴射口
３６ ：消失部材
３７ ：燃料噴射口
４０ ：カウル
４１ ：消失部材本体
４２ ：ネジ部材
４３ ：消失部材本体
４４ ：突起部分
４５ ：消失部材本体
４６ ：突起部分
５０ ：空間
Ａ ：保炎困難領域
Ａｉｒ ：空気
Ｂ ：保炎可能領域
Ｃ１ ：断面
Ｇ ：燃料
Ｐ_Ｈ ：運動量
Ｐ_Ｌ ：運動量

Claims (9)

1. 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する燃焼器と
   を具備し、
   前記燃焼器は、
   前記燃料を噴射する開口部が形成された噴射器
   を備え、
   前記噴射器には、飛行中に経時的に消失する消失部が設けられ、
   前記消失部の消失により、前記燃料の噴射方向が変更される
   ジェットエンジン。
2. 請求項１に記載のジェットエンジンにおいて、
   前記消失部は、熱的又は空力的影響により形状が消失する材料を含む
   ジェットエンジン。
3. 請求項２に記載のジェットエンジンにおいて、
   前記材料は、発火によらず消失する
   ジェットエンジン。
4. 請求項２又は３に記載のジェットエンジンにおいて、
   前記材料は、アブレーション材を含む
   ジェットエンジン。
5. 請求項１乃至４のいずれか一項に記載のジェットエンジンにおいて、
   前記消失部は、前記開口部の一部を埋めるように設けられる
   ジェットエンジン。
6. 請求項１乃至４のいずれか一項に記載のジェットエンジンにおいて、
   前記消失部は、前記開口部の少なくとも一部を覆うように設けられる
   ジェットエンジン。
7. 請求項１乃至６のいずれか一項に記載のジェットエンジンにおいて、
   前記消失部は、前記空気の流れ方向とは逆の方向へ前記燃料の噴射方向を変更するように前記開口部に設けられる
   ジェットエンジン。
8. 請求項１乃至７のいずれか一項に記載のジェットエンジンと、
   前記ジェットエンジンに接続されたロケットモータと
   を具備する
   飛しょう体。
9. 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する燃焼器と
   を具備し、
   前記燃焼器は、
   前記燃料を噴射する開口部が形成された噴射器を備え、
   前記噴射器には、前記燃料の噴射方向を変更するように、飛行中に経時的に消失する消失部が設けられ、
   前記ジェットエンジンの動作方法は、
   前記開口部から前記燃料を噴射するステップと、
   前記消失部が飛行中に経時的に消失した後に、前記開口部から前記燃料を噴射するステップであって、前記消失部の消失前における前記燃料の噴射方向と異なる方向に前記燃料を噴射するステップと
   を具備する
   ジェットエンジンの動作方法。

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