WO2015151620A1 - 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

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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WO2015151620A1
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fuel
jet engine
air
combustor
speed
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PCT/JP2015/054463
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祥彦 上野
正二郎 古谷
Original Assignee
三菱重工業株式会社
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    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/35—Combustors or associated equipment

Definitions

  • the present invention relates to a jet engine, a flying object, and a jet engine operating method.
  • 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 the configuration of a jet engine.
  • the jet engine 102 includes an airframe 110 and a cowl 140 that is provided below the airframe 110 so as to form a space 150 through which gas can flow.
  • 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.
  • 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 airframe 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.
  • the combustion ejector 120 is provided on the wall surface 121 of the part corresponding to the combustor 112 in the lower part of the fuselage 110. Further, a flame holder may be provided on the wall surface 121 behind the fuel injector 120 (not shown). The fuel injector 120 ejects the fuel G toward the space 150.
  • the jet engine 102 mixes and burns the air taken in from the inlet 111 and the fuel G injected from the fuel injector 120 by the combustor 112, expands the combustion gas by the nozzle 113, and moves it backward from the airframe 110. Send it out.
  • a part of the fuel G is diffused and supplied to the low speed region existing in the boundary layer developed on the wall surface 121 of the combustor 112, and the flame is held.
  • a part of the fuel G is diffused and supplied to the low-speed region existing around the flame holder installed on the wall surface 121 of the combustor 112 to hold the flame.
  • JP 2012-202226 A discloses a jet engine.
  • the jet engine includes an air compression unit, a fuel injection unit, and a combustion unit.
  • An air compression part compresses air and produces
  • the fuel injection unit injects fuel into the compressed air.
  • the fuel injection unit includes an injection angle control unit that changes the direction of the first injection port that injects the fuel.
  • An object of the present invention is to provide a jet engine, a flying object, and a jet engine operating method that can stably operate at a lower speed without greatly remodeling the airframe. Further, an optional additional object of the present invention is to provide a jet engine, a flying body, and a jet engine that can prevent fuel from reaching an area where flame holding is difficult without greatly modifying the airframe. It is to provide a method of operation.
  • the jet engine includes an inlet that takes in air and a combustor that burns fuel using the air.
  • the combustor includes an injector.
  • An opening for injecting fuel is formed in the injector.
  • the injector is provided with a disappearing portion that disappears with time during flight. The fuel injection direction is changed by the disappearance of the disappearing portion.
  • the operation method of the jet engine is an operation method of the jet engine including an inlet that takes in air and a combustor that burns fuel using the air.
  • the combustor includes an injector having an opening for injecting fuel.
  • the injector is provided with a disappearing portion that disappears with time during flight.
  • the fuel injection direction is changed by the disappearance of the disappearing portion.
  • the operation method of the jet engine includes a step of injecting fuel from the opening, and a step of injecting fuel from the opening after the disappearing portion disappears with time during flight. The fuel injection direction after the disappearing portion disappears and the fuel injection direction before the disappearing portion disappears from each other.
  • a jet engine, a flying body, and an operation method of the jet engine that can stably operate at a lower speed without greatly remodeling the airframe.
  • a jet engine, a flying object, and a jet engine operating method capable of reducing the arrival of fuel in an area where flame holding is difficult without greatly remodeling the fuselage. Can be provided.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view schematically showing the configuration of a jet engine.
  • FIG. 2 is a graph showing the relationship between the penetration height in the fuel and the distance that the air flows.
  • FIG. 3A is a schematic diagram schematically showing the state of fuel injection of the combustor when the flying speed is high.
  • FIG. 3B is a schematic view schematically showing the state of fuel injection of the combustor when the flying speed is high.
  • FIG. 4A is a schematic view schematically showing the state of fuel injection of the combustor when the flying speed is low.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view schematically showing the configuration of a jet engine.
  • FIG. 2 is a graph showing the relationship between the penetration height in the fuel and the distance that the air flows.
  • FIG. 3A is a schematic diagram schematically showing the state of fuel injection of the combustor when the flying speed is high.
  • FIG. 3B is a schematic view schematically showing the state of fuel injection of the combu
  • FIG. 4B is a schematic view schematically showing the state of fuel injection of the combustor when the flying speed is low.
  • FIG. 5 is a perspective view showing a configuration example of the flying object according to the embodiment.
  • FIG. 6 is a schematic cross-sectional view schematically showing a configuration example of the jet engine according to the embodiment.
  • FIG. 7A is a schematic diagram schematically showing the state of fuel injection when the flying speed is low in the combustor according to the first embodiment.
  • FIG. 7B is a schematic view schematically showing the state of fuel injection when the flying speed is low in the combustor according to the first embodiment.
  • FIG. 7C is a schematic view schematically showing the state of fuel injection when the flying speed is low in the combustor according to the first embodiment.
  • FIG. 7A is a schematic diagram schematically showing the state of fuel injection when the flying speed is low in the combustor according to the first embodiment.
  • FIG. 7B is a schematic view schematically showing the state of fuel injection when the flying
  • FIG. 8A is a schematic diagram schematically showing the state of fuel injection when the flying speed is high in the combustor according to the first embodiment.
  • FIG. 8B is a schematic diagram schematically showing the state of fuel injection when the flying speed is high in the combustor according to the first embodiment.
  • FIG. 8C is a schematic diagram schematically showing the state of fuel injection when the flying speed is high in the combustor according to the first embodiment.
  • FIG. 9 is a graph showing the principle of injecting fuel according to the embodiment.
  • FIG. 10 is a table showing an example of the vanishing member of the jet engine according to the embodiment.
  • FIG. 11 shows the shape disappearance speed of the disappearing member required in various environments.
  • FIG. 12A is a cross-sectional view schematically showing an example of a method for attaching the vanishing member according to the first embodiment.
  • FIG. 12B is a cross-sectional view schematically illustrating an example of a method for attaching the vanishing member according to the first embodiment.
  • FIG. 13 is a perspective view schematically showing a modification of the configuration of the combustor according to the first embodiment.
  • FIG. 14 is a schematic view schematically showing the state of fuel injection when the flying speed is low in the combustor according to the second embodiment.
  • FIG. 15 is a schematic view schematically showing the state of fuel injection when the flying speed is high in the combustor according to the second embodiment.
  • FIG. 16 is a cross-sectional view schematically showing an example of a method for attaching the vanishing member according to the second embodiment.
  • FIG. 17 is a schematic view schematically showing the state of fuel injection when the flying speed is low in the combustor according to the third embodiment.
  • FIG. 18 is a schematic view schematically showing the state of fuel injection when the flying speed is high in the combustor according to the third embodiment.
  • FIG. 19 is a schematic view schematically showing the state of fuel injection when the flying speed is low in the combustor according to the fourth embodiment.
  • FIG. 20 is a schematic diagram schematically showing the state of fuel injection when the flying speed is high in the combustor according to the fourth embodiment.
  • the distance that the fuel G diffuses in the vertical direction (+ z direction) is defined as the “penetration height” of the fuel G.
  • the penetration height of the fuel G is mainly determined by the ratio of the momentum per unit time (hereinafter referred to as momentum) in the flow direction (+ x direction) of the air Air and the momentum in the vertical direction (+ z direction) of the injected fuel G.
  • FIG. 2 is a graph showing the relationship between the penetration height and the distance of air Air in the fuel G.
  • the vertical axis indicates the penetration height of the fuel G (+ z direction; arbitrary unit), and the horizontal axis indicates the distance (+ x direction; arbitrary unit) at which the fuel G flows in the air Air.
  • the reference (0) on the horizontal and vertical axes is the position of the fuel injector 120.
  • a broken line indicates a case where the flying object speed is low (the momentum of the air Air is small), and a solid line indicates a case where the flying object speed is high (the momentum of the air Air is large).
  • the mass flow ratio between the air Air and the fuel G and the momentum in the vertical direction (+ z direction) of the injected fuel G are the same regardless of the speed of the flying object.
  • 3A and 3B are schematic views schematically showing the state of fuel injection of the combustor when the flying speed is high.
  • 3A is a perspective view of the vicinity of the opening of the fuel injector 120
  • FIG. 3B is a view showing the state of the fuel G in the cross section C101 of FIG. 3A.
  • the cross section C101 is a yz cross section of the flow path at a position away from the fuel injector 120 by a predetermined distance in the flow direction in the flow path of the air Air and the fuel G.
  • the fuel G is supplied in the vertical direction (+ z direction) from a plurality of fuel injectors 120 provided on the wall surface 121 of the combustor 112. Thereafter, the fuel G is caused to flow in the flow direction (+ x direction) by the air Air taken from the inlet 111.
  • the fuel G passes through the flame holding area (flame holding area) B, and the flame holding difficult area (flame holding difficulty). (Area) It does not pass through A. This is because the flying speed is high and the momentum of the air Air is large, so that the penetration height of the fuel G is low (see FIG. 2 if necessary).
  • FIG. 4A and 4B are schematic views schematically showing the state of fuel injection of the combustor when the flying speed is low.
  • FIG. 4A is a perspective view of the vicinity of the opening of the fuel injector 120
  • FIG. 4B is a view showing the state of the fuel G in the cross section C101 in FIG. 4A. It is drawn in reverse.
  • the fuel G is supplied from the plurality of fuel injectors 120 in the vertical direction (+ z direction). Thereafter, the fuel G is caused to flow in the flow direction (+ x direction) by the air Air.
  • the fuel G passes through the flame holding difficult area A and cannot pass through the flame holding possible area B. This is because the flying speed is low and the momentum of the air Air is small, so that the penetration height of the fuel G becomes high (see FIG. 2 if necessary). In this case, the flame cannot be held, and the jet engine 102 may become inoperable. Therefore, it becomes difficult to use the jet engine 102 at a lower speed.
  • FIG. 5 is a perspective view showing a configuration example of the flying object 1 according to the present embodiment.
  • the flying body 1 includes a jet engine 2 and a rocket motor 3.
  • the rocket motor 3 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).
  • the jet engine 2 further accelerates the flying body 1 to fly toward the target.
  • the jet engine 2 includes a body 10 and a cowl 40.
  • the airframe 10 and the cowl 40 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, burns them, expands the combustion gas with the nozzles, and sends them back. Thereby, the jet engine 2 obtains a propulsive force.
  • FIG. 6 is a schematic cross-sectional view schematically showing a configuration example of the jet engine according to the present embodiment.
  • the jet engine 2 includes a body 10 and a cowl 40 provided so as to form a space 50 through which gas can flow under the body 10.
  • the lower part in front of the airframe 10 and the front part of the cowl 40 constitute an inlet 11 that introduces air into the space 50.
  • the lower part in the middle of the fuselage 10 and the middle part of the cowl 40 constitute a combustor 12 that mixes and burns fuel and air.
  • the lower part at the rear of the airframe 10 and the rear part of the cowl 40 constitute a nozzle 13 that expands and discharges combustion gas.
  • the combustor 12 includes a fuel injector 20.
  • the fuel injector 20 is provided on the wall surface 21 of the part corresponding to the combustor 12 in the lower part of the fuselage 10.
  • the fuel injector 20 injects the fuel G stored in the airframe 10 toward a space 50 in a substantially vertical direction (+ z direction).
  • the injected fuel G is mixed with air taken from the inlet 11 and burned. Initially, an air / fuel mixture (not shown) may be ignited by an igniter (not shown) or the like.
  • the fuel injector 20 has an opening provided in a lower portion of the fuselage 10, and the shape, number, and arrangement of the opening are arbitrary.
  • the fuel injector 20 is exemplified by a plurality of openings provided side by side in the span direction of the fuselage 10.
  • the combustor 12 may further include a flame holder on the wall surface 21 behind the fuel injector 20 (not shown).
  • FIGS. 7A to 7C are schematic views schematically showing the state of fuel injection when the flying speed is low in the combustor according to the present embodiment.
  • 7A is a perspective view of the vicinity of the opening of the fuel injector 20.
  • FIG. 7B is a cross-sectional view of the vicinity of the opening of the fuel injector 20.
  • FIG. 7C is a diagram showing a state of the fuel G in the cross section C1 of FIG. 7A.
  • the cross section C1 is a yz cross section at a position away from the fuel injector 20 by a predetermined distance in the flow direction in the flow path of the air Air and the fuel G.
  • the fuel injector 20 includes a fuel supply pipe 30.
  • the fuel injector 20 has a fuel injection port 31 (opening).
  • the fuel supply pipe 30 supplies the fuel G from a fuel tank (not shown) to the fuel injection port 31.
  • the fuel injection port 31 injects the supplied fuel G into the space 50.
  • the fuel injection port 31 has a shape that is wider than the fuel supply pipe 30 in the direction in which the fuel G is injected at the low speed (in this case, the + x direction).
  • the fuel injector 20 is provided with a disappearing member 32.
  • the disappearing member 32 is provided so as to partially fill a part of the fuel injection port 31.
  • the vanishing member 32 changes the injection direction of the fuel G from the fuel injection port 31 by partially blocking the flow path of the fuel G or partially forming the flow path of the fuel G.
  • the disappearing member 32 partially blocks the flow path of the fuel G, and changes the injection direction of the fuel G from the fuel injection port 31 from the vertical direction (+ z direction) to the oblique direction (+ z direction and + x direction). (Direction between).
  • the vertical includes being substantially vertical.
  • substantially perpendicular includes, for example, an angle of 85 ° to 95 °.
  • the vanishing member 32 is a material that disappears due to thermal or aerodynamic influence after a certain period of time when accelerating from a low speed to a high speed while flying in the jet engine 2. Specifically, the disappearing member 32 is changed in shape (melted, vaporized, sublimated, chemically decomposed, burned, etc.) by heat, shearing force or pressure of air taken into the inlet 11 or supplied fuel. Or peels off, scrapes, or some combination thereof). Details of the vanishing member 32 will be described later.
  • the fuel G is typically injected from the fuel injector 20 toward the space 50 at a substantially constant mass flow rate regardless of the speed of the flying body 1.
  • the fuel G is injected from the fuel injector 20 toward the space 50 with a substantially constant momentum.
  • the vertical direction (+ z direction) is set so that the situation of FIGS. 4A and 4B does not occur. Instead, the fuel G is injected in an oblique direction (a direction between the + z direction and the + x direction).
  • the momentum component in the + z direction is reduced by turning a part of the momentum component of the fuel G in the + x direction.
  • the penetration height of the fuel G can be made low.
  • the fuel G passes through the flame holding possible region B and does not pass through the flame holding difficult region A.
  • FIGS. 8A to 8C are schematic views schematically showing the state of fuel injection when the flying speed is high in the combustor according to the present embodiment.
  • FIG. 8A is a perspective view of the vicinity of the opening of the fuel injector 20.
  • FIG. 8B is a cross-sectional view of the vicinity of the opening of the fuel injector 20.
  • FIG. 8C is a view showing the state of the fuel G in the cross section C1 of FIG. 8A.
  • the erasure member 32 disappears in the combustor 12 after a lapse of time from the state of FIG. 7B.
  • the fuel injection port 31 of the fuel injector 20 can inject the fuel G in the vertical direction (+ z direction).
  • FIG. 9 is a graph showing the principle of injecting fuel G according to the present embodiment.
  • the fuel G regardless of the speed of the flying object 1, the fuel G is always supplied to the flame-holding region while being injected toward the space 50 with a substantially constant momentum. It is performed based on the following principle. If the speed of the flying object 1 is high, for injecting fuel G in the vertical direction (+ z direction) with momentum P H. At this time, since the momentum of the air Air is large, the penetration height of the fuel G can be kept low. As a result, the fuel G diffuses into the flame holding region B.
  • the injection direction of the fuel G is in another oblique direction (eg, the direction between the + z direction and the ⁇ x direction). Obviously there may be.
  • the vanishing member 32 is a material that melts, vaporizes, sublimates, chemically decomposes, burns, peels off, or scrapes during the flight of the flying object 1, but is preferably a material that does not ignite. . This is because no heating load is applied to the peripheral structure of the fuel injection port 31.
  • an ablation material is preferable. This is because the ablation material cools the surrounding structural material by an endothermic reaction when disappearing, thereby reducing the thermal load.
  • the ablation material is defined as a material that improves heat resistance by endotherm accompanying phase change.
  • the disappearing member 32 if the fuel injection port 31 can inject the fuel G in the vertical direction (+ z direction), the disappearing member 32 does not have to disappear completely and remains partially. May be. In other words, the disappearance of the disappearing member 32 means that the disappearing member 32 decreases so that the fuel injection port 31 can inject the fuel G substantially in the vertical direction (+ z direction). It is not necessary to completely disappear from the vicinity of the injection port 31.
  • FIG. 10 is a table showing an example of the vanishing member 32 of the jet engine according to the present embodiment.
  • the materials listed in this table are ablation materials. This table shows the relationship between the heating amount and shear force applied to these materials, and the shape disappearance rate of these materials.
  • SkyHello registered trademark
  • Silica / phenol is a phenolic resin containing silica fibers.
  • the shape disappearance rate [unit: mm / second] varies depending on the type of material, the amount of heating applied to the material, and the shearing force.
  • the shape disappearing speed can be arbitrarily adjusted by appropriately selecting the material based on the heating amount and the shearing force assumed in the vicinity of the fuel injection port 31. That is, it is possible to arbitrarily adjust the transition time from the state of FIG. 7A to FIG. 7C (low speed (mainly during acceleration)) to the state of FIG. 8A to FIG. 8C (high speed (mainly during cruise)). is there.
  • FIG. 11 shows the shape disappearance speed of the disappearing member 32 required in various environments.
  • the shape is changed (the vanishing member 32 is lost) while the flight speed is increased from 500 m / s (about Mach 1.7) to 1500 m / s (about Mach 5).
  • Examples of the environment include airframe average acceleration and a necessary amount of shape change.
  • the required shape disappearance speed varies depending on the environment, it can be seen that the requirement can be satisfied by adjusting the material or the like as shown in FIG.
  • the disappearing member 32 includes a disappearing member main body 41 and a screw member 42.
  • the airframe 10 in the vicinity of the fuel injection port 31 is dropped into the wall surface 21 so that a part of the vanishing member main body 41 can be put on the airframe 10.
  • the vanishing member main body 41 is coupled to the airframe 10 by, for example, placing a part of the vanishing member main body 41 on the dropping processed portion and screwing with the screw member 42.
  • the adhesive member may be applied to the side surface of the vanishing member main body 41 and bonded to the dropping processed portion to be coupled to the body 10.
  • the disappearing member 32 includes a disappearing member main body 43 and a protruding portion 44. Grooves or holes are machined into the airframe 10 in the fuel injection port 31 so that the protruding portions 44 can be fitted.
  • the vanishing member main body 43 is coupled to the airframe 10 by, for example, fitting the protruding portion 44 into the groove or hole processed portion. However, an adhesive may be applied to the projecting portion 44 and the like, and bonded to the groove or hole processed portion to be coupled to the body 10.
  • the flying object 1 is launched from the installation position toward the target and is accelerated by the rocket motor 3 from the speed state at the start of flight to a desired speed, time, distance, or altitude. Thereafter, the flying body 1 separates the rocket motor 3 and accelerates by the jet engine 2 to fly.
  • the speed of the flying object 1 is relatively slow, and the vanishing member 32 is attached to the fuel injection port 31 of the fuel injector 20.
  • the fuel injection direction of the fuel G is changed to be an oblique direction (a direction between the + z direction and the + x direction) instead of the vertical direction (+ z direction).
  • the jet engine 2 can hold the flame and can continue the operation (see FIGS. 7A to 7C if necessary).
  • the speed of the flying object 1 increases as the jet engine 2 accelerates.
  • the disappearing member 32 of the fuel injection port 31 is melted (or vaporized, sublimated, chemically decomposed, burned, peeled off) by the heat, shearing force or pressure of the air taken in from the inlet 11 or the supplied fuel. Scraping) It will decrease over time.
  • the fuel injection direction of the fuel G approaches the vertical direction (+ z direction).
  • the penetration height of the fuel G does not become unnecessarily high. Therefore, the fuel G is supplied to the flame holding possible region B without reaching the flame holding difficult region A. Therefore, the jet engine 2 can hold the flame and can continue the operation.
  • the disappearing member 32 disappears.
  • the fuel injection direction of the fuel G becomes a vertical direction (+ z direction).
  • the jet engine 2 can hold the flame and can continue the operation (see FIGS. 8A to 8C if necessary).
  • the flying body 1 flies at a predetermined speed.
  • the flying object 1 and the jet engine 2 according to the embodiment operate.
  • FIG. 13 is a perspective view schematically showing a modified example of the configuration of the combustor according to the present embodiment.
  • the combustor of FIGS. 7A to 8C has a plurality of fuel injectors 20-1 arranged in the span direction, as shown in FIG. 13, a plurality of fuel injections are further provided in the rear of the air flow direction. 20-20 may be provided, and a plurality of other fuel injectors (not shown) may be further provided behind it.
  • the combustor of FIGS. 7A to 8C did not have a flame holder, but as shown in FIG. 13, it may be provided with a flame holder 40-1 or behind the air flow direction. Further, a flame holder 40-2 may be provided, or another flame holder may be provided at the rear of the air flow direction.
  • a disappearing member 32 formed of a material whose shape disappears due to thermal or aerodynamic influence is provided in a part of the fuel injection port 31 of the fuel injector 20.
  • a variable fuel injector capable of changing the injection direction of the fuel G with or without the disappearing member 32 can be realized.
  • the flying object 1 and the jet engine 2 at the initial low speed (acceleration) when the jet engine 2 starts acceleration, a disappearing member is formed in a part of the fuel injection port 31 of the fuel injector 20. 32 is provided. Therefore, since the fuel G can be injected in an oblique direction, the penetration height can be reduced. As a result, the fuel G can be supplied to the flame holding region B and diffused even at a low speed. Thereby, the situation where the jet engine 2 stops operating can be prevented.
  • the momentum of air gradually increases and the disappearing member 32 also gradually disappears.
  • the injection angle of the fuel G gradually approaches the vertical direction, and the fuel G becomes the fuel momentum in the vertical direction according to the momentum of the air. That is, the penetration height of the fuel G and the diffusion of the fuel G can be maintained appropriately. That is, even at high speed, the fuel G can be supplied to the flame holding region B and diffused. Thereby, the jet engine 2 can be operated continuously.
  • the flying body 1 and the jet engine 2 according to the present embodiment, a very wide speed from a low speed range to a high speed range is obtained as compared with a conventional jet engine without modifying a fuel injector or the like.
  • a flame holder that can be used in a region can be realized. That is, the operable speed range of the jet engine 2 can be increased without greatly modifying the airframe.
  • the speed range that can be reached by the rocket motor 3 is increased by increasing the operable speed range of the jet engine 2 ( The speed range to be accelerated) can be reduced. Therefore, the size (weight) of the rocket motor 3 can be significantly reduced. As a result, the flying object 1 as a whole can be reduced in size and weight, and the acceleration performance can be further improved.
  • the time required for changing the shape of the disappearing member (melting, burning, scraping, peeling, etc.) can be arbitrarily adjusted.
  • the material of the disappearing member can change the shape of the disappearing member (melting, burning, scraping, peeling, etc.) so that no heat is generated or heat is absorbed from the surrounding structure, and the heat load on the surrounding structure is reduced. Can be reduced.
  • the configuration of the disappearing member is different from that of the first embodiment. Below, the difference is mainly demonstrated in detail.
  • FIG. 14 is a schematic diagram schematically showing the state of fuel injection when the flying speed is low in the combustor according to the present embodiment. However, FIG. 14 is a cross-sectional view of the vicinity of the opening of the fuel injector 20.
  • the fuel injector 20 includes a disappearing member 36.
  • the fuel injector 20 includes a fuel supply pipe 30 and a fuel injection port 35 (opening).
  • the fuel supply pipe 30 supplies the fuel G from a fuel tank (not shown) to the fuel injection port 35.
  • the fuel injection port 35 injects the supplied fuel G to the vanishing member 36 (mainly at low speed) or the space 50 (mainly at high speed).
  • the vanishing member 36 is provided on the wall surface 21 so as to cover at least a part of the fuel injection port 35, and partially closes the flow path of the fuel G or partially forms the flow path of the fuel G.
  • the injection direction of the fuel G from the fuel injection port 35 is changed.
  • the vanishing member 36 partially closes the flow path of the fuel G, and guides the fuel G from the fuel injection port 35 to its own fuel injection port 37, thereby changing the injection direction of the fuel G in the vertical direction.
  • the direction is changed from (+ z direction) to an oblique direction (direction between + z direction and + x direction).
  • the vanishing member 36 protrudes on the wall surface 21, the flow of the air Air around the fuel injection port 37 is disturbed. Therefore, the flow of the fuel G can be disturbed and the diffusion of the fuel G can be assisted.
  • FIG. 15 is a schematic view schematically showing the state of fuel injection when the flying speed is high in the combustor according to the present embodiment.
  • FIG. 15 is a cross-sectional view of the vicinity of the opening of the fuel injector 20.
  • the disappearing member 36 disappears in the combustor 12 after elapse of a certain time from the state of FIG. 14.
  • the fuel injection port 35 of the fuel injector 20 can inject the fuel G in the vertical direction (+ z direction).
  • FIG. 16 is a cross-sectional view schematically illustrating an example of a method for attaching the vanishing member according to the present embodiment.
  • the vanishing member 36 includes a vanishing member main body 45 and a protruding portion 46. Grooves or holes are formed in the airframe 10 so that the protruding portions 46 can be fitted.
  • the vanishing member main body 45 is coupled to the airframe 10 by, for example, fitting the protruding portion 46 into the groove or hole processed portion.
  • the adhesive may be applied to the projecting portion 46 and the like, and may be bonded to the machine body 10 by being adhered to the groove or the hole processed portion.
  • the same effect as in the first embodiment can be obtained.
  • the vanishing member 36 protrudes on the wall surface 21, the flow of the air Air can be disturbed, the flow of the fuel G can be disturbed, and the diffusion of the fuel G can be assisted.
  • FIG. 17 is a schematic view schematically showing the state of fuel injection when the flying speed is low in the combustor according to the present embodiment. However, FIG. 17 is a cross-sectional view of the vicinity of the opening of the fuel injector 20.
  • the fuel injection port 31 (opening) and the vanishing member 32 of the fuel injector 20 are in the opposite direction, that is, air, compared to the case of FIG. 7B of the first embodiment.
  • the fuel G is provided to be injected in the direction opposite to the direction in which the fuel flows ( ⁇ x direction). Also in this case, the penetrating height can be lowered as in the case of FIG. 7B.
  • the movement distance of the fuel G in the combustor 12 becomes longer, and the shearing force between the air and the fuel G becomes larger, so that the diffusion becomes easier and the fuel G becomes more It is thought that it diffuses uniformly.
  • FIG. 18 is a schematic view schematically showing the state of fuel injection when the flying speed is high in the combustor according to the present embodiment.
  • FIG. 18 is a cross-sectional view of the vicinity of the opening of the fuel injector 20.
  • the disappearing member 32 disappears in the combustor 12 after a certain time has elapsed from the state of FIG. 17.
  • the fuel injection port 31 of the fuel injector 20 can inject the fuel G in the vertical direction (+ z direction).
  • the same effect as in the first embodiment can be obtained.
  • the fuel injection port 31 (opening) and the vanishing member 32 of the fuel injector 20 inject fuel G in the opposite direction compared to the case of FIG. 7B of the first embodiment. Therefore, it is considered that the diffusion becomes easier and the fuel G diffuses more uniformly.
  • FIG. 19 is a schematic view schematically showing the state of fuel injection when the flying speed is low in the combustor according to the present embodiment. However, FIG. 19 is a cross-sectional view of the vicinity of the opening of the fuel injector 20.
  • the vanishing member 36 has the fuel G in the opposite direction, that is, the direction opposite to the direction of air flow ( ⁇ x direction) as compared to the case of FIG. 14 of the second embodiment. Is provided to inject fuel. Also in this case, the penetrating height can be lowered as in the case of FIG. Compared with the case of FIG. 14, the movement distance of the fuel G in the combustor 12 becomes longer, and the shearing force between the air and the fuel G becomes larger, so that the diffusion becomes easier and the fuel G becomes more It is thought that it diffuses uniformly.
  • FIG. 20 is a schematic view schematically showing the state of fuel injection when the flying speed is high in the combustor according to the present embodiment.
  • FIG. 20 is a cross-sectional view of the vicinity of the opening of the fuel injector 20.
  • the disappearing member 36 disappears in the combustor 12 after a lapse of a certain time from the state of FIG. 19.
  • the fuel injection port 35 of the fuel injector 20 can inject the fuel G in the vertical direction (+ z direction).
  • the same effect as in the second embodiment can be obtained.
  • the vanishing member 36 is provided so as to inject the fuel G in the opposite direction as compared with the case of FIG. 14 of the second embodiment, the diffusion becomes easier to proceed, and the fuel It is thought that G diffuses more uniformly.
  • a jet engine, a flying body, and an operation method of the jet engine that can stably operate at a lower speed without greatly remodeling the airframe. Further, according to the present invention, it is possible to provide a jet engine, a flying body, and an operation method of the jet engine that can prevent the fuel from reaching the flame-hardening region without greatly modifying the airframe. .
  • the present embodiment describes an example in which a jet engine is applied to a flying body, the present embodiment is not limited to the example, and a multistage launcher including a rocket and a jet engine, It can also be applied to aircraft.

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Abstract

　ジェットエンジンは、インレットと、燃焼器とを具備している。インレット（１１）は、空気を取り込む。燃焼器は、空気を用いて燃料を燃焼する。燃焼器は、噴射器（２０）を備えている。噴射器（２０）は、燃料を噴射する開口部（３１）を有する。噴射器（２０）には、消失部（３２）が設けられる。そして、消失部（３２）は、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。

Description

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、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。燃焼部では、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
　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、本発明の任意付加的な他の目的は、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。
　いくつかの実施形態に係るジェットエンジンは、空気を取り込むインレットと、空気を用いて燃料を燃焼する燃焼器とを具備している。燃焼器は、噴射器を備えている。噴射器には、燃料を噴射する開口部が形成される。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る。そして、消失部の消失により、燃料の噴射方向が変更される。
　いくつかの実施形態に係る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と、空気を用いて燃料を燃焼する燃焼器とを具備するジェットエンジンの動作方法である。燃焼器は、燃料を噴射する開口部が形成された噴射器を備えている。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る。そして、消失部の消失により、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、開口部から燃料を噴射するステップと、消失部が飛行中に経時的に消失した後に、開口部から燃料を噴射するステップとを具備する。消失部の消失後における燃料の噴射方向と、消失部の消失前における燃料の噴射方向とは、互いに異なる。
　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、任意付加的に、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。
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、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４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、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。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。
　（発明者によって認識された事項）
　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２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（必要であれば、図２を参照。）。
　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（必要であれば、図２を参照。）。この場合、保炎することができず、ジェットエンジン１０２が作動不可となる可能性がある。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となる。
（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（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。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。なお、本明細書において、垂直には、概ね垂直であることが包含される。また、概ね垂直には、例えば、８５°以上９５°以下であることが包含される。
　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（必要であれば、図２を参照。）。
　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ＰＨ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ＰＬ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、｜ＰＨ｜＝｜ＰＬ｜である。このとき、運動量ＰＬは、垂直方向の成分が｜ＰＬＺ｜となり、運動量｜ＰＨ｜（＝｜ＰＬ｜）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ＰＬの垂直方向の成分｜ＰＬＺ｜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、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（必要であれば、図７Ａ～図７Ｃを参照。）。
　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（必要であれば、図８Ａ～図８Ｃを参照。）。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、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、空気の流れ方向の後方に、更に保炎器４０－２を備えていてもよいし、空気の流れ方向の後方に、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、本実施の形態は、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、各実施の形態または各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、他の実施の形態または他の変形例にも適用可能である。
　本出願は、２０１４年３月３１日に出願された日本国特許出願第２０１４－７４２１５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 (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、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材料である
    　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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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11248562B2 (en) 2016-03-16 2022-02-15 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Jet engine, flying object, and operation method of jet engine

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10794331B2 (en) * 2017-07-31 2020-10-06 The Boeing Company Scramjets and associated aircraft and methods

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH02275051A (ja) * 1989-03-23 1990-11-09 General Electric Co <Ge> スクラムジェット燃焼器
JPH05256195A (ja) * 1992-03-11 1993-10-05 Nissan Motor Co Ltd ラムジェットエンジン
JPH05340307A (ja) * 1992-06-05 1993-12-21 Daicel Chem Ind Ltd ラムジェットエンジンの点火手段
JP2001193564A (ja) * 2000-01-17 2001-07-17 Natl Aerospace Lab ラムジェットエンジンの制御方法および制御装置
JP2012144984A (ja) * 2011-01-06 2012-08-02 Mitsubishi Heavy Ind Ltd スクラムジェットエンジンの燃料噴射制御装置
JP2012202226A (ja) * 2011-03-23 2012-10-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ジェットエンジン

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3430446A (en) * 1964-04-20 1969-03-04 Us Navy External burning ramjet engine
US4202172A (en) * 1976-03-01 1980-05-13 The Boeing Company Boost survivable ramjet elements
US4381642A (en) * 1980-06-20 1983-05-03 The Boeing Company Ramjet engine
US5174524A (en) * 1991-10-10 1992-12-29 General Electric Company Cooling system for high speed aircraft
US5280705A (en) * 1992-06-22 1994-01-25 General Electric Company Fuel injection system for scramjet engines
US6293091B1 (en) * 1999-04-22 2001-09-25 Trw Inc. Axisymmetrical annular plug propulsion system for integrated rocket/ramjet or rocket/scramjet
US7984684B2 (en) * 2006-10-06 2011-07-26 Mitja Victor Hinderks Marine hulls and drives
JP5791323B2 (ja) 2011-03-29 2015-10-07 三菱重工業株式会社 スクラムジェットエンジン

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH02275051A (ja) * 1989-03-23 1990-11-09 General Electric Co <Ge> スクラムジェット燃焼器
JPH05256195A (ja) * 1992-03-11 1993-10-05 Nissan Motor Co Ltd ラムジェットエンジン
JPH05340307A (ja) * 1992-06-05 1993-12-21 Daicel Chem Ind Ltd ラムジェットエンジンの点火手段
JP2001193564A (ja) * 2000-01-17 2001-07-17 Natl Aerospace Lab ラムジェットエンジンの制御方法および制御装置
JP2012144984A (ja) * 2011-01-06 2012-08-02 Mitsubishi Heavy Ind Ltd スクラムジェットエンジンの燃料噴射制御装置
JP2012202226A (ja) * 2011-03-23 2012-10-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ジェットエンジン

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11248562B2 (en) 2016-03-16 2022-02-15 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Jet engine, flying object, and operation method of jet engine

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