WO2015146356A1 - 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

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 Download PDF

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WO2015146356A1
WO2015146356A1 PCT/JP2015/054025 JP2015054025W WO2015146356A1 WO 2015146356 A1 WO2015146356 A1 WO 2015146356A1 JP 2015054025 W JP2015054025 W JP 2015054025W WO 2015146356 A1 WO2015146356 A1 WO 2015146356A1
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WO
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igniter
jet engine
air
inlet
combustor
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Application number
PCT/JP2015/054025
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English (en)
French (fr)
Inventor
祥彦 上野
鈴木　佑
正二郎 古谷
Original Assignee
三菱重工業株式会社
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Publication date
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    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
    • F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
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    • F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
    • F02K7/105—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines using a solid fuel
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    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F02C7/264—Ignition
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    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/10—Application in ram-jet engines or ram-jet driven vehicles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/99—Ignition, e.g. ignition by warming up of fuel or oxidizer in a resonant acoustic cavity
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a combustor, a jet engine, a flying object, and a method for operating the jet engine.
  • Turbojet engines including turbofan engines, ramjet engines, and scramjet engines are known as jet engines that fly faster than the speed of sound. These are jet engines that operate by taking in air. In particular, in the ramjet engine and the scramjet engine, the speed of the taken-in air strongly depends on the flying speed.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view schematically showing a configuration of a conventional jet engine.
  • the jet engine includes a fuselage 110 and a cowl 140 provided to form a space 150 through which gas can flow under the fuselage 110.
  • the lower part in front of the airframe 110 and the front part of the cowl 140 constitute an inlet 111 for introducing air into the space 150.
  • an inlet cover is detachably provided in front of the inlet 111.
  • the inlet cover is attached in front of the inlet 111 until the engine is started.
  • the inlet cover is used to reduce the aerodynamic resistance of the fuselage and prevent foreign matter from entering the engine until the engine is started.
  • the lower part in the middle of the fuselage 110 and the middle part of the cowl 140 constitute a combustor 112 that mixes and burns fuel and air.
  • the lower part behind the body 110 and the rear part of the cowl 140 constitute a nozzle 113 that expands and discharges combustion gas.
  • the combustor 112 includes a fuel injector 120, an igniter 121, an igniter actuator 122, and an igniter controller 123.
  • the fuel injector 120 is provided in a portion corresponding to the combustor 112 in the lower portion of the fuselage 110.
  • the fuel injector 120 injects fuel toward the space 150.
  • the igniter 121 radiates a flame for igniting a mixture of fuel and air toward the space 150.
  • the igniter actuator 122 starts the igniter 121 with electric energy or thermal energy.
  • the igniter controller 123 generates a signal and the like for starting the igniter actuator 122.
  • the operation procedure of the jet engine in FIG. 1 is as follows. First, after the flying body reaches the desired speed, the inlet cover is separated from the inlet 111. Second, the igniter controller 123 generates a signal or the like for starting the igniter actuator 122, and the signal or the like is transmitted to the igniter actuator 122. Third, based on the transmitted signal or the like, the igniter actuator 122 is started to generate electric energy or thermal energy or the like. The igniter 121 is started by the electric energy or thermal energy. The started igniter 121 radiates a flame toward the space 150. The fuel injector 120 injects fuel toward the space 150 at the timing before and after the emission of the flame. The injected fuel is ignited and burned by the flame. The combustion is continued by continuously injecting fuel from the fuel injector 120. Combustion gas generated by the combustion is discharged from the nozzle 113. The fuselage 110 flies and gains thrust by the released combustion gas.
  • Japanese Patent Publication No. 6-60597 discloses a scramjet combustor ignition and flame holding method.
  • the publication describes an igniter, but the specific operation procedure of the igniter is unknown.
  • An object of the present invention is to provide a combustor, a jet engine, a flying body, and a method for operating a jet engine that can reduce the mass of the airframe and simplify the design of the airframe.
  • the combustor is a combustor that burns fuel using air taken in from an inlet.
  • the combustor includes an igniter for igniting the air-fuel mixture.
  • the igniter is configured to automatically ignite and operate by heat and pressure generated by compression of the air taken in from the inlet.
  • An operation method of a jet engine includes an inlet that takes in air, a combustor that burns fuel using the air to generate combustion gas, and delivers the combustion gas from behind the jet engine.
  • a method of operating a jet engine comprising a nozzle.
  • the combustor includes an igniter for igniting an air-fuel mixture of the air and the fuel.
  • the operation method of the jet engine includes a step of taking air from the inlet, automatically igniting and operating the igniter by heat and pressure generated by compression of the taken-in air, and igniting the igniter. Radiating the resulting flame toward the mixture of the air and the fuel, and combusting the mixture with the flame to start the jet engine.
  • the present invention provides a combustor, a jet engine, a flying body, and a jet engine operating method capable of reducing the mass of the airframe and simplifying the design of the airframe.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view schematically showing a configuration of a conventional jet engine.
  • FIG. 2 is a perspective view showing an example of the configuration of the flying object according to the embodiment.
  • FIG. 3 is a schematic cross-sectional view schematically showing the configuration of the jet engine according to the first embodiment, and shows a state before the engine and the igniter are started.
  • FIG. 4 is a schematic cross-sectional view schematically showing the configuration of the jet engine according to the first embodiment, and is a view showing a state when the engine and the igniter are started.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view schematically showing a configuration of a conventional jet engine.
  • FIG. 2 is a perspective view showing an example of the configuration of the flying object according to the embodiment.
  • FIG. 3 is a schematic cross-sectional view schematically showing the configuration of the jet engine according to the first embodiment, and shows a state before the engine and the igniter are started.
  • FIG. 4 is a schematic cross-sectional view schematically
  • FIG. 5A is a table showing the relationship among Mach number, altitude and total temperature.
  • FIG. 5B is a table showing the relationship among Mach number, altitude and total pressure.
  • FIG. 5C is a graph showing the relationship between Mach number, altitude and total temperature.
  • FIG. 5D is a graph showing the relationship between Mach number, altitude, and total pressure.
  • FIG. 6 is a schematic cross-sectional view schematically showing a configuration of a jet engine according to a modification of the first embodiment, and is a diagram showing a state when the engine and the igniter are started.
  • FIG. 7 is a schematic cross-sectional view schematically showing the configuration of the combustor 7 of the jet engine of the second embodiment, and is a diagram showing a state before the engine and the igniter are started.
  • FIG. 6 is a schematic cross-sectional view schematically showing a configuration of a jet engine according to a modification of the first embodiment, and is a diagram showing a state when the engine and the igniter are started.
  • FIG. 8 is a schematic cross-sectional view schematically showing the configuration of the combustor 7 of the jet engine according to the second embodiment, and is a diagram showing a state when the engine and the igniter are started.
  • FIG. 9 is a schematic cross-sectional view schematically showing the configuration of the combustor 7 of the jet engine according to the third embodiment, and shows a state before the engine and the igniter are started.
  • FIG. 10 is a schematic cross-sectional view schematically illustrating the configuration of the combustor 7 of the jet engine according to the third embodiment, and is a diagram illustrating a state when the engine and the igniter are started.
  • FIG. 11 is a schematic cross-sectional view schematically showing the configuration of the combustor 7 of the jet engine of the fourth embodiment, and is a diagram showing a state before the engine and the igniter are started.
  • FIG. 2 is a perspective view showing an example of the configuration of the flying object 1 according to the embodiment.
  • the flying body 1 includes a jet engine 2 and a propulsion device 5.
  • the propulsion device 5 accelerates the flying object 1 from a speed at the start of flying to a desired speed when flying the flying object 1 from the launching device.
  • the speed at the start of flying is zero when the flying object 1 is launched from a stationary launching device, and the flying object is moving (or in flight) (or ,
  • the flying speed of the moving object (or flying object) is the moving speed (or flying speed) of the moving object (or flying object).
  • a specific example of the propulsion device 5 is a rocket motor.
  • the propulsion device 5 may be any device as long as it can accelerate the flying object to a desired speed. For example, when the flying object 1 is loaded on another second flying object and accelerated to a desired speed, the second flying object becomes the propulsion device 5.
  • the jet engine 2 After the propulsion device 5 is separated from the flying object 1, the jet engine 2 further accelerates the flying object 1 to fly toward the target.
  • the jet engine 2 includes a body 3 and a cowl 4.
  • the airframe 3 and the cowl 4 constitute an inlet, a combustor, and a nozzle of the jet engine 2 as described later.
  • the jet engine 2 takes in air from the front at the inlet, mixes the air and fuel with the combustor and burns them, expands the combustion gas with the nozzles, and sends them back. Thereby, the jet engine 2 obtains a propulsive force.
  • the jet engine 2 is composed of the lower part of the body 3 and the cowl 4, but the jet engine 2 may be composed of a cylindrical body installed in the lower part or inside of the body 3. In this case, the front part of the cylindrical body constitutes an inlet, the central part constitutes a combustor, and the rear part constitutes a nozzle.
  • FIGS. 3 and 4 are schematic cross-sectional views schematically showing an example of the configuration of the jet engine according to the first embodiment.
  • FIG. 3 is a diagram showing a state before the engine and the igniter are started
  • FIG. 4 is a diagram showing a state when the engine and the igniter are started.
  • the jet engine 2 includes an airframe 3 and a cowl 4 provided below the airframe 3 so as to form a space 50 through which gas can flow.
  • the lower part in front of the airframe 3 and the front part of the cowl 4 constitute an inlet 6 for introducing air into the space 50.
  • An inlet cover 9 is provided in front of the inlet 6 so as to be separable.
  • the lower part in the middle of the fuselage 3 and the middle part of the cowl 4 constitute a combustor 7 that mixes and burns fuel and air.
  • the lower part behind the airframe 3 and the rear part of the cowl 4 constitute a nozzle 8 that expands and discharges combustion gas.
  • the combustor 7 includes an igniter 61 and a fuel injector 62.
  • the fuel injector 62 is provided in a portion corresponding to the combustor 7 in the lower portion of the body 3.
  • the fuel injector 62 injects the fuel stored in the airframe 3 toward the space 50.
  • the igniter 61 radiates a flame toward the space 50 by burning solid fuel, for example.
  • the igniter 61 is automatically ignited and operated by heat and pressure generated by compression of air taken in from the inlet 6 as described later. In the present embodiment, since the igniter automatically ignites, the igniter controller and the igniter actuator are not provided.
  • a jet engine in addition to an igniter, additional devices such as an igniter controller and an igniter actuator may be provided.
  • additional devices such as an igniter controller and an igniter actuator may be provided.
  • the igniter controller and the igniter actuator are not provided. As a result, the mass of the aircraft can be reduced, and the design of the aircraft can be simplified.
  • the cable portion connected from the igniter controller to the igniter actuator can be a fragile part in the engine. For this reason, the circumference
  • the igniter 61 is embedded in a groove 63 provided on the wall surface of the combustor 7.
  • the igniter 61 is, for example, a solid rocket motor (solid RM).
  • a solid rocket motor is defined as a device that burns solid fuel and emits a flame.
  • the solid rocket motor used in the present embodiment is preferably a solid rocket motor having a low ignition point that ignites at approximately 0.8 times or less of the temperature corresponding to the flying Mach number and altitude shown in FIGS. 5A and 5C.
  • Examples of the solid rocket motor having a low ignition point include KClO 3 (70% by weight), lactose (25% by weight), and aliphatic polycarbonate (5% by weight), which are materials that spontaneously ignite at a temperature of 195 degrees Celsius. it can. The materials are described in detail in JP-T-2001-503350.
  • the temperature and pressure of the air near the wall surface of the combustor 7 is the temperature 626. This is a value obtained by dividing the temperature drop due to heat transfer to the wall surface and mainstream air from 8K (353.7 degrees), and a value obtained by dividing the pressure loss during compression from the pressure of 0.97 MPa.
  • a portion 64 facing the space 50 hereinafter referred to as “igniter surface portion 64” also has the same temperature and temperature as the wall surface of the combustor 7. Pressure increases.
  • the igniter 61 automatically ignites and radiates a flame toward the space 50.
  • the higher the pressure the lower the spontaneous ignition temperature. Therefore, when KClO 3 (70 wt%), lactose (25 wt%), and aliphatic polycarbonate (5 wt%), which are materials that spontaneously ignite at a temperature of 195 degrees under atmospheric pressure, are used as solid rocket motors. Under conditions higher than atmospheric pressure, the solid rocket motor will spontaneously ignite at a temperature lower than 195 degrees.
  • the inlet cover 9 is separated from the inlet 6. Then, high-speed air flows into the space 50, and as a result, the temperature and pressure of the igniter surface portion 64 rise as described above. Subsequently, when the temperature and pressure of the igniter surface portion 64 rise above the ignition condition of the solid rocket motor of the igniter 61, the igniter 61 automatically ignites and radiates a flame toward the space 50.
  • the fuel injector 62 is directed toward the space 50 at a timing before and after the flame emission (that is, a timing immediately before the flame emission, a timing at the same time as the flame emission, or a timing immediately after the flame emission). Inject fuel. The injected fuel is ignited and burned by the flame. The combustion is continued by continuously injecting fuel from the fuel injector 62. The combustion gas generated by the combustion is discharged from the nozzle 8.
  • the flying object 1 flies with the thrust of the released combustion gas.
  • the start of the igniter 61 can be controlled by the timing of separation of the inlet cover 9.
  • the time required from separation of the inlet cover 9 to ignition is about several milliseconds to several seconds. Separation of the inlet cover 9 may be performed automatically or manually by remote control.
  • the time elapsed from the reference time is measured with a timer, etc., when the flying object 1 takes off, etc., and the inlet cover 9 is automatically separated when the elapsed time exceeds a preset time. You may be made to do.
  • an altimeter, speedometer, or Mach meter is installed on the flying object 1, and the inlet cover 9 is automatically separated when the altitude, speed, or Mach number exceeds a preset value. Also good. For example, in the case of a ramjet, when the Mach number exceeds a preset value in the range of 1 to 5, it is preferable that the ramjet is automatically separated.
  • the jet engine may include a controller (not shown) that controls the separation of the inlet cover.
  • the controller is, for example, a computer including a hardware processor, a memory, and a communication interface.
  • an operation signal is input to the controller from a remote operation device (not shown).
  • the controller transmits a separation signal to an inlet cover separation mechanism (not shown).
  • the inlet cover separation mechanism separates the inlet cover 9 from the jet engine in response to receiving the separation signal.
  • the controller includes a timer (which may be a timer realized by a hardware processor executing a program).
  • the timer transmits an expiration signal to the controller when the elapsed time from the reference time exceeds a preset value.
  • the controller transmits a separation signal to an inlet cover separation mechanism (not shown).
  • the inlet cover separation mechanism separates the inlet cover 9 from the jet engine in response to receiving the separation signal.
  • the jet engine or flying object is equipped with a sensor such as an altimeter, speedometer or Mach meter.
  • the controller receives a signal corresponding to the measurement value from the sensor.
  • the controller transmits a separation signal to an inlet cover separation mechanism (not shown).
  • the inlet cover separation mechanism separates the inlet cover 9 from the jet engine in response to receiving the separation signal.
  • an igniter controller, an igniter actuator, and an igniter controller and an igniter actuator are used for starting the igniter 61.
  • the mass of the flying body 1, the jet engine 2, and the combustor 7 can be reduced, and the structure and design can be simplified.
  • the manufacturing cost of the flying object 1, the jet engine 2, and the combustor 7 can be reduced.
  • the performance of the flying object 1 and the jet engine 2 is improved as the mass is reduced.
  • by controlling the separation timing of the inlet cover 9 based on the value measured by the timer, altimeter, speedometer, or Mach meter, the timing of starting the igniter 61 despite the simple structure. Can be controlled accurately.
  • FIG. 6 is a schematic cross-sectional view schematically showing a configuration of a jet engine according to a modification of the first embodiment, and is a diagram showing a state when the engine and the igniter are started.
  • the start timing of the igniter 61 is controlled by separating the inlet cover 9.
  • the nozzle cover 10 is provided behind the nozzle 8, and the start timing of the igniter 61 can be controlled by separating the nozzle cover 10. That is, when the nozzle cover 10 is attached to the nozzle 8, the inflow of air into the space 50 is suppressed. For this reason, the temperature and pressure of the igniter surface portion 64 do not rise beyond the ignition conditions of the solid rocket motor of the igniter 61.
  • the nozzle cover 10 when the nozzle cover 10 is separated from the nozzle 8, high-speed air flows into the space 50. For this reason, the temperature and pressure of the igniter surface portion 64 rise beyond the ignition conditions of the solid rocket motor of the igniter 61, and as a result, the igniter 61 automatically ignites.
  • the nozzle cover 10 may be anything as long as it substantially covers the nozzle flow path, and the propulsion device 5 may also serve as the nozzle cover 10.
  • the temperature and pressure of the surface portion 64 of the igniter can be controlled from a state not exceeding the ignition condition of the solid rocket motor of the igniter 61 to a state exceeding the ignition condition, the inlet cover or the nozzle cover is separated.
  • the modified example of the first embodiment has the same effect as the first embodiment.
  • a nozzle cover separation mechanism (not shown) may be provided.
  • the operation procedure of the nozzle cover separation mechanism is the same as the operation procedure of the inlet cover in the first embodiment (for example, the nozzle cover in response to an operation signal, an expiration signal, or a signal received from the sensor by the controller).
  • a separation signal is transmitted to the separation mechanism, and the nozzle cover separation mechanism separates the nozzle cover from the jet engine in response to receiving the separation signal.
  • FIGS. 7 and 8 are schematic cross-sectional views schematically showing an example of the configuration of the combustor 7 of the jet engine according to the second embodiment.
  • FIG. 7 is a diagram showing a state before the engine and the igniter are started
  • FIG. 8 is a diagram showing a state when the engine and the igniter are started.
  • the same reference numerals are used for the same components as those in the first embodiment.
  • the second embodiment differs from the first embodiment in that it includes a stagnation point former 65 and in that the ignition temperature of an igniter 61, for example, a solid rocket motor, is relatively high.
  • the stagnation point former 65 is provided in the vicinity of the igniter surface portion 64.
  • the wall surface of the combustor 7 is provided behind the igniter surface portion 64.
  • the stagnation point former 65 is preferably provided behind the igniter surface portion 64 in contact with the igniter surface portion 64 or at a small distance from the igniter surface portion 64.
  • the terms “front” and “rear” mean the upstream side and the downstream side with respect to the flow of the mainstream air.
  • the operation principle of the igniter 61 in this embodiment will be described.
  • the mainstream air flows into the space 50 triggered by the separation of the inlet cover 9 and the nozzle cover 10.
  • Part of the mainstream air is dammed by the stagnation point former 65, and the temperature and pressure of the damped air rises significantly.
  • the igniter 61 automatically ignites and radiates a flame toward the space 50.
  • the heat transfer between the air blocked by the stagnation point former 65 and the air flowing in the vicinity of the wall surface and the stagnation point former 65 is an air whose velocity is zero at the igniter surface portion 64 in the first embodiment.
  • the solid rocket motor used in the present embodiment can be one having a higher ignition temperature than the solid rocket motor used in the first embodiment.
  • a solid rocket motor having a high ignition point that ignites at a temperature corresponding to the flying Mach number and altitude shown in FIGS. 5A and 5C is used.
  • the solid rocket motor having a high ignition point include AP / C 2 H 4 O / Al that ignites at a temperature of 400 degrees Celsius.
  • the stagnation point forming device 65 becomes a fluid resistance against the mainstream air, and thus becomes a factor that degrades the performance of the engine 2.
  • the stagnation point former can be composed of an ablation material such as silica or phenol, a metal such as aluminum, or an explosive.
  • the stagnation point former 65 may be formed behind the igniter 61 over the same span (length in the width direction) as that of the igniter 61, or over a shorter span (length in the width direction) than the igniter 61. It may be formed. In the latter case, a plurality of stagnation point formers 65 may be formed along the span of the igniter 61.
  • This embodiment has the following effects in addition to the same effects as the first embodiment.
  • the material of the solid rocket motor in this embodiment is a material having a high ignition temperature compared to the first embodiment, there is a risk that the solid rocket motor will spontaneously ignite unexpectedly. Can be reduced.
  • solid rocket motors with a high ignition point have higher energy generation per unit area / mass than solid rocket motors with a low ignition point. Can be miniaturized.
  • the stagnation point former 65 by providing the stagnation point former 65 and significantly increasing the temperature and pressure in the area in front of the stagnation point former 65, the ignition of the igniter 61 becomes more reliable.
  • the stagnation point former 65 by configuring the stagnation point former 65 with a member that automatically disappears due to heat and pressure after the igniter 61 is started, the performance of the jet engine 2 is not deteriorated.
  • FIGS. 9 and 10 are schematic cross-sectional views schematically showing an example of the configuration of the combustor 7 of the jet engine according to the third embodiment.
  • FIG. 9 is a diagram showing a state before the engine and the igniter are started
  • FIG. 10 is a diagram showing a state when the engine and the igniter are started.
  • the same reference numerals are used for the same components as those in the first embodiment.
  • the third embodiment is different from the first embodiment in that the igniter 61 includes an ignition explosive 66, and the ignition temperature of the igniter 61, for example, a solid rocket motor, is relatively high. Different.
  • the ignition explosive 66 is provided in the vicinity of the igniter surface portion 64 or the igniter surface portion 64. Typically, it is provided on the igniter surface portion 64, for example, as shown in FIGS.
  • the operation principle of the igniter 61 in this embodiment will be described.
  • the mainstream air flows into the space 50 triggered by the separation of the inlet cover 9 and the nozzle cover 10. Similar to the first embodiment, the mainstream air is compressed. And the temperature and pressure of the igniter surface part 64 rise with the temperature and pressure rise of compressed air.
  • the ignition explosive 66 explodes. As the ignition explosive 66 explodes, the igniter 61 automatically ignites and radiates a flame toward the space 50.
  • the solid rocket motor that is the igniter 61 is ignited by using the ignition explosive 66, so that the solid rocket motor used in the present embodiment is the solid rocket used in the first embodiment.
  • the solid rocket motor used in the present embodiment is the solid rocket used in the first embodiment.
  • one having a high ignition temperature can be used.
  • a solid rocket motor having a high ignition point that ignites at a temperature of 400 degrees Celsius is used.
  • the solid rocket motor having a high ignition point include AP / C 2 H 4 O / Al that ignites at a temperature of 400 degrees.
  • This embodiment has the following effects in addition to the same effects as the first embodiment. 1stly, in this embodiment, since the solid rocket motor which is the igniter 61 is ignited using the ignition explosive 66, ignition of the igniter 61 becomes more reliable. In addition, solid rocket motors with a high ignition point have higher energy generation per unit area / mass than solid rocket motors with a low ignition point. Can be miniaturized.
  • FIG. 11 is a schematic cross-sectional view schematically showing an example of the configuration of the combustor 7 of the jet engine according to the fourth embodiment.
  • FIG. 11 is a diagram showing a state before the engine and the igniter are started.
  • the same reference numerals are used for the same components as those in the first embodiment.
  • the fourth embodiment differs from the first embodiment in that the igniters 61 are provided at a plurality of locations (two locations in FIG. 11) along the longitudinal direction of the engine.
  • the interval 67 between the plurality of igniters 61 is set to a distance at which the flame emission when one igniter 61 is activated does not propagate to the other igniter 61. For this reason, even if one igniter 61 spontaneously ignites at an unexpected time, the other igniter 61 is maintained in a non-operating state. For this reason, even when one of the igniters 61 becomes unusable due to unexpected ignition or the like, the timing of the jet engine start can be controlled by using the other igniter 61.
  • This embodiment has the following effects in addition to the same effects as the first embodiment. That is, even when one igniter 61 becomes unusable, the use of the other igniter 61 makes it possible to control the timing of starting the jet engine, thereby improving the reliability of jet engine operation. .
  • the flying object includes an aircraft or a rocket.
  • FIGS. 3 to 4 and FIGS. 6 to 11 do not show a flame holder.
  • a flame holder may be provided in the vicinity of the igniter 61, and a flame for continuously burning a mixture of fuel and air may be held by the flame holder.

Abstract

　ジェットエンジンは、空気を取り込むインレット（６）と、空気を用いて燃料を燃焼する燃焼器（７）を具備している。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）とを備えている。点火器（６１）は、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自動的に発火して作動する。

Description

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
　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は、従来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。また、インレット１１１の前方には、インレットカバーが分離可能に設けられている。インレットカバーは、エンジン始動時までインレット１１１の前方に装着される。そして、インレットカバーは、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、燃焼ガスを膨張させて放出するノズル１１３を構成している。前記燃焼器１１２は、燃料噴射器１２０と、点火器１２１と、点火器作動器１２２と、点火器制御器１２３とを備えている。燃料噴射器１２０は、機体１１０の下方部分の燃焼器１１２に対応する部分に設けられている。燃料噴射器１２０は、空間１５０へ向けて燃料を噴射する。点火器１２１は、燃料と空気との混合気に点火するための火炎を空間１５０に向けて放射する。点火器作動器１２２は、電気エネルギー又は熱エネルギー等により点火器１２１を始動させる。点火器制御器１２３は、点火器作動器１２２を始動させるための信号等を生成する。
　図１のジェットエンジンの作動手順は、以下のとおりである。第１に、飛しょう体が所望の速度に達した後、インレットカバーがインレット１１１から分離される。第２に、点火器制御器１２３が、点火器作動器１２２を始動させるための信号等を生成し、当該信号等が、点火器作動器１２２に伝達される。第３に、伝達された信号等に基づいて、点火器作動器１２２が始動し、電気エネルギー又は熱エネルギー等を生成する。当該電気エネルギー又は熱エネルギー等により、前記点火器１２１は始動する。始動した点火器１２１は、火炎を空間１５０に向けて放射する。当該火炎の放射に前後するタイミングで、燃料噴射器１２０は、空間１５０に向けて燃料を噴射する。当該噴射された燃料は、前記火炎により着火して燃焼する。燃料噴射器１２０から燃料を継続的に噴射することにより、前記燃焼は継続する。燃焼により生成された燃焼ガスは、ノズル１１３から放出される。放出される燃焼ガスにより、機体１１０は、推力を得て飛しょうする。
　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。当該公報には、点火器について記載されているが、当該点火器の具体的な作動手順については不明である。
特公平６－６０５９７号公報
　本発明の目的は、機体の質量を低減し、及び、機体の設計を簡素化することのできる燃焼器、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。
　いくつかの実施形態に係る燃焼器は、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る。前記燃焼器は、前記空気と燃料との混合気に着火するための点火器を備える。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。
　いくつかの実施形態に係るジェットエンジンの作動方法は、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具備するジェットエンジンの動作方法である。前記燃焼器は、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を備えている。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み、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、前記点火器を自動的に発火させて作動させる工程と、前記点火器の発火により生じる火炎を、前記空気と前記燃料との混合気に向けて放射し、前記火炎により前記混合気を燃焼させて前記ジェットエンジンを始動させる工程とを備えている。
　本発明により、機体の質量を低減し、及び、機体の設計を簡素化することのできる燃焼器、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が提供される。
　添付の図面は、実施形態の説明を助けるために本明細書に組み込まれる。なお、図面は、本発明を、図示された例および説明された例に限定するものとして解釈されるべきではない。
図１は、従来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２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３は、第１の実施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り、エンジン及び点火器の始動前の状態を示す図である。 図４は、第１の実施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り、エンジン及び点火器の始動時の状態を示す図である。 図５Ａは、マッハ数と高度と全温との関係を示す表である。 図５Ｂは、マッハ数と高度と全圧との関係を示す表である。 図５Ｃは、マッハ数と高度と全温との関係を示すグラフである。 図５Ｄは、マッハ数と高度と全圧との関係を示すグラフである。 図６は、第１の実施形態の変形例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り、エンジン及び点火器の始動時の状態を示す図である。 図７は、第２の実施形態のジェットエンジンの燃焼器７の構成を模式的に示す概略断面図であり、エンジン及び点火器の始動前の状態を示す図である。 図８は、第２の実施形態のジェットエンジンの燃焼器７の構成を模式的に示す概略断面図であり、エンジン及び点火器の始動時の状態を示す図である。 図９は、第３の実施形態のジェットエンジンの燃焼器７の構成を模式的に示す概略断面図であり、エンジン及び点火器の始動前の状態を示す図である。 図１０は、第３の実施形態のジェットエンジンの燃焼器７の構成を模式的に示す概略断面図であり、エンジン及び点火器の始動時の状態を示す図である。 図１１は、第４の実施形態のジェットエンジンの燃焼器７の構成を模式的に示す概略断面図であり、エンジン及び点火器の始動前の状態を示す図である。
　以下、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。以下の詳細な説明においては、実施形態の包括的な理解を提供するために、説明の目的で多くの詳細な特定事項が開示される。しかし、一又は複数の実施形態は、これらの詳細な特定事項なしで実行可能であることが明らかである。
　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２は、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（または、飛行中）の移動体（または、飛行体）の発射装置から発射されるときは、その移動体（または、飛行体）の移動速度（または、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、燃焼器にて当該空気と燃料とを混合して燃焼させ、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２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。
　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２に加え、図３、図４を用いて、第１の実施形態に係るジェットエンジンについて説明する。図３、図４は、第１の実施形態に係るジェットエンジンの構成の一例を模式的に示す概略断面図である。また、図３は、エンジン及び点火器の始動前の状態を示す図であり、図４は、エンジン及び点火器の始動時の状態を示す図である。
　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。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。燃焼器７は、点火器６１と燃料噴射器６２とを備えている。
　燃料噴射器６２は、機体３の下方部分の燃焼器７に対応する部分に設けられている。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、固体燃料を燃焼させて火炎を空間５０に向けて放射する。点火器６１は、後述のとおり、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自動的に発火して作動する。本実施形態では、点火器が自動発火するものであるため、点火器制御器及び点火器作動器は、設けられていない。
ジェットエンジンにおいては、点火器に加え点火器制御器及び点火器作動器といった追加の装置が設けられる場合がある。他方、本実施形態では、点火器制御器及び点火器作動器は、設けられていない。その結果、機体の質量が低減され、かつ、機体の設計を簡素化することができる。
　また、ジェットエンジンが、点火器制御器および点火器作動器を備える場合、点火器制御器から点火器作動器に連なるケーブル部は、エンジンにおいて脆弱な部分となり得る。このため、ケーブル部の周囲は、補強される。さらに、ケーブル部を挿通させる通路等が、リーク通路となり得ることから、エンジンの気密性確保のための対策が施される。補強あるいは気密性確保の結果、機体の質量が増加し、かつ、機体の設計が複雑化する。本実施形態では、点火器制御器と点火器作動器とを接続するケーブル部は、設けられていない。その結果、機体の質量が低減され、かつ、機体の設計を簡素化することができる。
　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溝６３に埋め込まれている。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。本実施形態において使用される固体ロケットモータは、図５Ａ、図５Ｃに示す飛しょうマッハ数及び高度に対応する温度の概ね０．８倍以下で発火する、発火点の低い固体ロケットモータが好ましい。発火点の低い固体ロケットモータとしては、例えば、温度摂氏１９５度で自然発火する材料であるＫＣｌＯ３（７０重量％）、ラクトース（２５重量％）、脂肪族ポリカーボネート（５重量％）を挙げることができる。前記材料については、特表２００１－５０３３５０号公報に詳述されている。
　次に、点火器６１の作動原理について更に説明する。飛しょう体１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から分離されると、空間５０内には、高速の空気が流入し、主流空気流が形成される。そして、主流空気は、インレット６から燃焼器７に向かうにつれて、圧縮され、かつ概ね断熱圧縮されるため温度が上昇する。そして、圧縮された主流空気は、燃焼器７の壁面近傍では、摩擦により速度ゼロにまで減速されることにより、運動エネルギーが温度に変換され、その結果、さらに温度が上昇する。このため、燃焼器７の壁面では、温度及び圧力が上昇する。図５Ａ乃至図５Ｄを参照すると、理論的には、例えば、高度２０ｋｍの領域をマッハ３で飛しょう体が飛しょうする場合、燃焼器７の壁面近傍の空気の温度及び圧力は、温度６２６．８Ｋ（３５３．７度）から壁面及び主流空気への熱伝達による温度低下量を除した値、圧力０．９７ＭＰａから圧縮時の圧力損失を除した値となる。燃焼器壁面の溝６３に設置された点火器６１のうち、空間５０に面する部分６４（以下、「点火器表面部分６４」という。）についても、燃焼器７の壁面と同様に、温度及び圧力が上昇する。点火器表面部分６４の温度及び圧力が、点火器６１の固体ロケットモータの発火条件を超えて上昇すると、点火器６１は自動的に発火し、火炎を空間５０に向けて放射する。なお、一般的に、圧力が高いほど、自然発火温度は低くなくことが知られている。よって、大気圧下において、温度１９５度で自然発火する材料であるＫＣｌＯ３（７０重量％）、ラクトース（２５重量％）、脂肪族ポリカーボネート（５重量％）を固体ロケットモータとして用いた場合、大気圧より高圧な条件下では、当該固体ロケットモータは、１９５度より低い温度で自然発火することとなる。
　続いて、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、その結果、上述のように、点火器表面部分６４の温度及び圧力が上昇する。続いて、点火器表面部分６４の温度及び圧力が、点火器６１の固体ロケットモータの発火条件を超えて上昇すると、点火器６１は自動的に発火し、火炎を空間５０に向けて放射する。当該火炎の放射に前後するタイミング（すなわち、火炎の放射の直前のタイミング、火炎の放射と同時のタイミング、または、火炎の放射の直後のタイミング）で、燃料噴射器６２は、空間５０に向けて燃料を噴射する。当該噴射された燃料は、前記火炎により着火して燃焼する。燃料噴射器６２から燃料を継続的に噴射することにより、前記燃焼は継続する。燃焼により生成された燃焼ガスは、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。
　点火器６１の始動、すなわち、発火のタイミングは、インレットカバー９の分離のタイミングにより制御可能である。典型的には、インレットカバー９の分離から、発火までに要する所要時間は、数ミリ秒から数秒程度である。インレットカバー９の分離は、遠隔操作により、自動的または手動的に、行ってもよい。代替的に、飛しょう体１の離陸時等を基準時間として、基準時間からの経過時間をタイマー等で計測し、経過時間が予め設定された時間を超えたら、インレットカバー９が自動的に分離されるようにしてもよい。代替的に、飛しょう体１に、高度計、速度計又はマッハ計を設置し、高度、速度又はマッハ数が予め設定された値を超えたら、インレットカバー９が自動的に分離されるようにしてもよい。例えば、ラムジェットの場合、マッハ数が、１～５の範囲で予め設定された値を超えた場合、自動的に分離されるようにするのが好適である。
　ジェットエンジンは、インレットカバーの分離を制御するコントローラ（図示せず）を備えていてもよい。コントローラは、例えば、ハードウェアプロセッサ、メモリ、通信インターフェースを備えるコンピュータである。コントローラには、例えば、遠隔操作装置（図示せず）から操作信号が入力される。コントローラは、操作信号が入力されると、インレットカバー分離機構（図示せず）に、分離信号を送信する。インレットカバー分離機構は、分離信号の受信に応答して、インレットカバー９をジェットエンジンから分離する。
　代替的にあるいは付加的に、コントローラは、タイマー（ハードウェアプロセッサがプログラムを実行することにより実現されるタイマーであってもよい。）を備える。タイマーは、基準時間からの経過時間が、予め設定された値を超えると、コントローラに満了信号を送信する。コントローラは、満了信号が入力されると、インレットカバー分離機構（図示せず）に、分離信号を送信する。インレットカバー分離機構は、分離信号の受信に応答して、インレットカバー９をジェットエンジンから分離する。
　代替的にあるいは付加的に、ジェットエンジンまたは飛しょう体は、高度計、速度計又はマッハ計等のセンサを備える。コントローラは、センサから計測値に対応する信号を受信する。コントローラは、センサから受信する信号に対応する計測値が、予め設定された閾値に達すると、インレットカバー分離機構（図示せず）に、分離信号を送信する。インレットカバー分離機構は、分離信号の受信に応答して、インレットカバー９をジェットエンジンから分離する。
　本実施の形態に係る飛しょう体１、ジェットエンジン２及び燃焼器７では、点火器６１の始動のために、点火器制御器、点火器作動器、及び、点火器制御器と点火器作動器の間のケーブル等が設けられていない。このため、飛しょう体１、ジェットエンジン２及び燃焼器７の質量を低減し、構造及び設計を簡素化することができる。また、飛しょう体１、ジェットエンジン２及び燃焼器７の製造コストを低減することができる。さらには、質量低減等に伴い、飛しょう体１、ジェットエンジン２の性能が向上する。加えて、タイマー、高度計、速度計又はマッハ計で計測される値に基づいてインレットカバー９の分離のタイミングを制御することで、簡素な構造であるにもかかわらず、点火器６１の始動のタイミングを正確に制御することができる。
（第１の実施形態の変形例）
　図６は、第１の実施形態の変形例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り、エンジン及び点火器の始動時の状態を示す図である。第１の実施形態では、インレットカバー９の分離により、点火器６１の始動のタイミングを制御している。しかし、インレットカバー９を設けるのに変えて、ノズル８の後方にノズルカバー１０を設け、ノズルカバー１０の分離により、点火器６１の始動のタイミングを制御することが可能である。すなわち、ノズルカバー１０がノズル８に取り付けられている時には、空間５０内への空気の流入が抑制される。このため、点火器表面部分６４の温度及び圧力が、点火器６１の固体ロケットモータの発火条件を超えて上昇することはない。他方、図６に示すように、ノズルカバー１０がノズル８から分離されると、空間５０内へ高速の空気が流入する。このため、点火器表面部分６４の温度及び圧力が、点火器６１の固体ロケットモータの発火条件を超えて上昇し、その結果、点火器６１が自動的に発火する。なお、ノズルカバー１０は、ノズルの流路を実質的に覆うものであれば何でもよく、推進装置５がノズルカバー１０を兼用していてもよい。
　なお、点火器表面部分６４の温度及び圧力が、点火器６１の固体ロケットモータの発火条件を超えない状態から、発火条件を超える状態に制御可能なものであれば、インレットカバー又はノズルカバーの分離に限らず、他の機構を採用することも可能である。
　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。なお、変形例において、ノズルカバー分離機構（図示せず）が設けられていてもよい。ノズルカバー分離機構の作動手順は、第１の実施形態におけるインレットカバーの作動手順と同様である（例えば、コントローラが、操作信号、満了信号、または、センサから受信する信号に応答して、ノズルカバー分離機構に、分離信号を送信する。ノズルカバー分離機構は、分離信号の受信に応答して、ノズルカバーをジェットエンジンから分離する。）。
（第２の実施形態）
　以下、図７、図８を用いて、第２の実施形態に係るジェットエンジンについて説明する。図７、図８は、第２の実施形態に係るジェットエンジンの燃焼器７の構成の一例を模式的に示す概略断面図である。また、図７は、エンジン及び点火器の始動前の状態を示す図であり、図８は、エンジン及び点火器の始動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、淀み点形成器６５を備える点、及び、点火器６１、例えば、固体ロケットモータの発火温度が相対的に高い点で異なる。
　淀み点形成器６５は、点火器表面部分６４の近傍に設けられる。典型的には、例えば、図７、８に示されるように、燃焼器７の壁面のうち、点火器表面部分６４の後方に設けられる。淀み点形成器６５は、点火器表面部分６４に接する状態で、又は、点火器表面部分６４から微小距離離間して、点火器表面部分６４の後方に設けられるのが好ましい。本実施の形態において、前方、及び、後方の文言は、主流空気の流れに対して上流側、及び、下流側を意味するものとする。
　本実施形態における点火器６１の作動原理について説明する。インレットカバー９の分離、ノズルカバー１０の分離等を契機として、主流空気が空間５０に流入する。主流空気の一部は、淀み点形成器６５にせき止められて、せき止められた空気の温度及び圧力は大幅に上昇する。その結果、点火器表面部分６４の温度及び圧力が、点火器６１の固体ロケットモータの発火条件を超えて上昇すると、点火器６１は自動的に発火し、火炎を空間５０に向けて放射する。ここで、淀み点形成器６５でせき止められる空気と、壁面及び淀み点形成器６５の近傍を流れる空気との熱伝達は、第１の実施形態において、点火器表面部分６４で速度ゼロとなる空気と、点火器表面部分６４の近傍を流れる空気との熱伝達よりも少量である。また淀み点形成器６５でせき止められる空気の圧力損失は、第１の実施形態において、点火器表面部分６４で速度ゼロとなる空気の圧力損失よりも少量である。このため、淀み点形成器６５の前方の領域の温度及び圧力の上昇は、第１の実施形態における点火器表面部分６４の温度及び圧力の上昇よりも大きい。したがって、本実施形態において使用される固体ロケットモータは、第１の実施形態において使用される固体ロケットモータと比較して、発火温度の高いものを使用することができる。例えば、本実施形態では、図５Ａ、図５Ｃに示す飛しょうマッハ数及び高度に対応する温度以下で発火する、発火点の高い固体ロケットモータが使用される。発火点の高い固体ロケットモータとしては、例えば、温度摂氏４００度で発火するＡＰ／Ｃ２Ｈ４Ｏ／Ａｌを挙げることができる。
　なお、淀み点形成器６５は、主流空気に対して流体抵抗となるため、エンジン２の性能を低下させる要因となる。このため、淀み点形成器６５は、点火器６１の作動後に、熱および圧力により自動的に消失（溶解あるいは燃焼等）する部材で構成することが好ましい。例えば、淀み点形成器は、シリカまたはフェノール等のアブレーション材、アルミニウム等の金属、又は、火薬で構成することができる。また、淀み点形成器６５は、点火器６１の後方に、点火器６１と同一スパン（幅方向長さ）にわたって形成されてもよいし、点火器６１よりも短いスパン（幅方向長さ）にわたって形成されてもよい。後者の場合、淀み点形成器６５は、点火器６１のスパンに沿って、複数形成されてもよい。
　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。第１に、本実施形態における固体ロケットモータの材料は、第１の実施形態と比較して、発火温度の高い材料であるため、固体ロケットモータが、予期せぬ時に自然発火してしまうリスクを軽減することができる。また、発火点の高い固体ロケットモータは、発火点の低い固体ロケットモータより単位面積・単位質量当たりの発生エネルギーの高いものが存在するため、空気と燃料との混合気に対する着火性能向上及び点火器の小型化が可能になる。加えて、淀み点形成器６５を設けて、淀み点形成器６５の前方の領域の温度及び圧力を大幅に上昇させることにより、点火器６１の発火がより確実となる。さらに、淀み点形成器６５を、点火器６１の始動後に、熱および圧力により自動的に消失する部材で構成することにより、ジェットエンジン２の性能が低下することがない。
（第３の実施形態）
　以下、図９、図１０を用いて、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９、図１０は、第３の実施形態に係るジェットエンジンの燃焼器７の構成の一例を模式的に示す概略断面図である。また、図９は、エンジン及び点火器の始動前の状態を示す図であり、図１０は、エンジン及び点火器の始動時の状態を示す図である。
　第３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３の実施形態は、第１の実施形態と比較して、点火器６１が点火用爆薬６６を備える点、及び、点火器６１、例えば、固体ロケットモータの発火温度が相対的に高い点で異なる。
　点火用爆薬６６は、点火器表面部分６４又は点火器表面部分６４の近傍に設けられる。典型的には、例えば、図９、１０に示されるように、点火器表面部分６４に設けられる。
　本実施形態における点火器６１の作動原理について説明する。インレットカバー９の分離、ノズルカバー１０の分離等を契機として、主流空気が空間５０に流入する。第１の実施形態と同様に、主流空気は圧縮される。そして、圧縮空気の温度及び圧力上昇に伴い、点火器表面部分６４の温度及び圧力は上昇する。点火器表面部分６４の温度及び圧力が上昇し、点火器表面部分６４又は点火器表面部分６４の近傍に設けられた点火用爆薬６６の温度及び圧力が点火用爆薬６６の発火点を超えると、点火用爆薬６６は爆発する。そして、点火用爆薬６６の爆発に伴い、点火器６１は自動的に発火し、火炎を空間５０に向けて放射する。第３の実施形態では、点火用爆薬６６を用いて点火器６１である固体ロケットモータを発火させるため、本実施形態において使用される固体ロケットモータは、第１の実施形態において使用される固体ロケットモータと比較して、発火温度の高いものを使用することができる。例えば、本実施形態では、温度摂氏４００度で発火する、発火点の高い固体ロケットモータが使用される。発火点の高い固体ロケットモータとしては、例えば、温度４００度で発火するＡＰ／Ｃ２Ｈ４Ｏ／Ａｌを挙げることができる。
　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。第１に、本実施形態では、点火用爆薬６６を用いて点火器６１である固体ロケットモータを発火させるため、点火器６１の発火がより確実となる。また、発火点の高い固体ロケットモータは、発火点の低い固体ロケットモータより単位面積・単位質量当たりの発生エネルギーの高いものが存在するため、空気と燃料との混合気に対する着火性能向上及び点火器の小型化が可能になる。
（第４の実施形態）
　以下、図１１を用いて、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１１は、第４の実施形態に係るジェットエンジンの燃焼器７の構成の一例を模式的に示す概略断面図である。また、図１１は、エンジン及び点火器の始動前の状態を示す図である。
　第４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４の実施形態は、第１の実施形態と比較して、点火器６１が、エンジンの前後方向に沿って、複数箇所（図１１では２箇所）に設けられている点で異なる。複数の点火器６１間の間隔６７は、一方の点火器６１が作動したときの火炎の放射が、他方の点火器６１に伝播しない距離に設定されている。このため、一方の点火器６１が、予期せぬ時に自然発火してしまった場合でも、他方の点火器６１は、非作動状態に維持される。このため、一方の点火器６１が予期せぬ発火等により使用不能となった場合でも、他方の点火器６１を用いることにより、ジェットエンジン始動のタイミングを制御することが可能となる。
　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、一方の点火器６１が使用不能となった場合でも、他方の点火器６１を用いることにより、ジェットエンジン始動のタイミングを制御することが可能となるため、ジェットエンジン作動の信頼性が向上する。
　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に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。また、各実施形態又は変形例で用いられる種々の技術は、技術的矛盾が生じない限り、他の実施形態又は変形例にも適用可能である。例えば、図３～図４、図６～図１１には、保炎器が記載されていない。しかし、点火器６１の近傍に保炎器を設け、当該保炎器によって、燃料と空気との混合気を継続的に燃焼させるための炎を保炎するようにしてもよい。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２の実施形態の淀み点形成器６５を設ける構成と、第４の実施形態の点火器６１を複数設ける構成を組み合わせること等が可能である。
　本出願は、２０１４年３月２６日に出願された日本国特許出願第２０１４－６４２００号を基礎とする優先権を主張し、当該基礎出願の開示の全てを引用により本出願に取り込む。

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、
    　前記空気と前記燃料との混合気に着火するための点火器を備え、
    　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。
  2. 　請求項１に記載の燃焼器において、
    　前記インレットから取り込まれた空気を局所的にせき止める淀み点形成器を備え、
    　前記点火器は、前記淀み点形成器によってせき止められた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。
  3. 　請求項２に記載の燃焼器において、
    　前記淀み点形成器は、前記点火器の作動後に、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消失するように構成されている
    燃焼器。
  4. 　請求項１乃至３のいずれか一項に記載の燃焼器において、
    　前記点火器は、固体燃料と、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爆発する点火用爆薬とを備え、
    　前記固体燃料は、前記点火用爆薬の爆発により、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。
  5. 　請求項１乃至４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空気の流れ方向に間隔をあけて複数設けられ、前記間隔は、間隔の一方側の点火器の火炎が、間隔の他方側の点火器に伝播しない距離に設定されている
    燃焼器。
  6. 　請求項１乃至５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た
    ジェットエンジン。
  7. 　請求項６に記載のジェットエンジンにおいて、
    　前記インレットの前方にインレットカバーを備え、
    　前記インレットカバーが前記インレットから分離されるまでは、前記空気の圧縮が抑制され、前記インレットカバーが前記インレットから分離されると、前記点火器は、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
    ジェットエンジン。
  8. 　請求項６に記載のジェットエンジンにおいて、
    　前記ノズルの後方にノズルカバーを備え、
    　前記ノズルカバーが前記ノズルから分離されるまでは、前記空気の圧縮が抑制され、前記ノズルカバーが前記ノズルから分離されると、前記点火器は、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
    ジェットエンジン。
  9. 　請求項６乃至８のいずれか一項に記載のジェットエンジンを備えた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進装置を備えた
    飛しょう体。
  10. 　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、前記空気と前記燃料との混合気に着火するための点火器を備え、
    　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み、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、前記点火器を自動的に発火させて作動させる工程と、
    　　前記点火器の発火により生じる火炎を、前記空気と前記燃料との混合気に向けて放射し、前記火炎により前記混合気を燃焼させて前記ジェットエンジンを始動させる工程と、
    　を備える
    ジェットエンジンの動作方法。
  11. 　請求項１０に記載のジェットエンジンの動作方法であって、
    　前記ジェットエンジンは、前記インレットの前方に配置されたインレットカバーを備え、
    　前記ジェットエンジンの動作方法は、
    　　前記インレットの前方に配置されたインレットカバーを前記インレットから分離する工程を備え、
    　　前記点火器を自動的に発火させて作動させる工程は、前記インレットカバーの分離により、前記インレットから空気を取り込み、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、前記点火器を自動的に発火させて作動させる工程である
    ジェットエンジンの動作方法。
  12. 　請求項１０に記載のジェットエンジンの動作方法であって、
    　前記ジェットエンジンは、前記ノズルの後方に配置されたノズルカバーを備え、
    　前記ジェットエンジンの動作方法は、
    　　前記ノズルの後方に配置されたノズルカバーを前記ノズルから分離する工程を備え、
    　　前記点火器を自動的に発火させて作動させる工程は、前記ノズルカバーの分離により、前記インレットから空気を取り込み、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、前記点火器を自動的に発火させて作動させる工程である
    ジェットエンジンの動作方法。
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