WO2015146375A1 - ジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法 - Google Patents

Abstract

　ジェットエンジンは、空気を取り込むインレット（１１）と、空気を用いて燃料を燃焼する燃焼器（１２）を具備している。燃焼器（１２）は、噴射器（２０）と、複数の保炎器（２１、２２）と、消失部（３１）とを備えている。噴射器（２０）は、燃料を噴射する。複数の保炎器（２１、２２）は、燃焼器（１２）での燃焼に用いる炎（Ｆ）を維持可能である。消失部（３１）は、複数の保炎器（２１、２２）のうちの前記インレットから近い側に位置する第１保炎器（２１）の凹みを覆うように設けられ、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し、特に保炎器を用いるジェットエンジン、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１Ａ及び図１Ｂ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。ただし、図１Ａは飛しょう速度が遅い場合、図１Ｂは飛しょう速度が速い場合をそれぞれ示している。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と、保炎器１２１とを備えている。燃焼噴出器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Ｇを噴出する。保炎器１２１は、機体１１０の下方部分の燃焼器１１２に対応する部分における、燃料噴射器１２０よりも後方に設けられている。保炎器１２１は、燃料噴射器１２０からの燃料Ｇを利用して、燃焼用の炎Ｆを維持する。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。保炎器１２１の炎Ｆは、その燃焼の維持に用いられる。

　燃焼器１１２における保炎器１２１の前方では、高圧領域ＨＰが形成される。高圧領域ＨＰの広さは主として燃焼器１１２での燃焼の燃焼圧とインレット１１１で取り入れた空気の動圧とのバランスによって決定される。飛しょう速度が速く（主に、飛しょう体の巡航段階にあたる）空気の動圧が高い場合では（図１Ｂ）、高圧領域ＨＰは狭くなる。一方、飛しょう速度が遅く（概ね飛しょう体の加速段階にあたる）空気の動圧が低い場合では、高圧領域ＨＰは広くなる（図１Ａ）。

　関連する技術として、特開平９－２５０３９５号公報にジェットエンジンの可変式フレームホルダが開示されている。この可変式フレームホルダは、ジェットエンジンのアフタバーナ部に設置された複数の可変翼と、該可変翼の背面に燃料を噴出させる燃料噴射器とを備えている。この可変式フレームホルダは、可変翼の迎角を変化させてその背面に最適な死水域を形成し、該死水域で保炎する。この可変式フレームホルダは、機械的機構により保炎器の形状を変形させている。

特開平９－２５０３９５号公報

　本発明の目的は、機体を大きく改造することなく、高圧領域がインレットへ到達して発生する逆流を防止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を具備している。燃焼器は、噴射器と、複数の保炎器と、消失部とを備えている。噴射器は、燃料を噴射する。複数の保炎器は、燃焼器での燃焼に用いる炎を維持可能である。消失部は、複数の保炎器のうち前記インレットから近い側に位置する第１保炎器の凹みを覆うように設けられ、飛行中に経時的に消失する。

　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、噴射器と、複数の保炎器と、消失部とを備えている。噴射器は、燃料を噴射する。複数の保炎器は、燃焼器での燃焼に用いる炎を維持可能である。消失部は、複数の保炎器のうちの前記インレットから近い側に位置する第１保炎器の凹みを覆うように設けられている。前記ジェットエンジンの動作方法は、噴射器から燃料を噴射するステップと、複数の保炎器のうちの前記第１保炎器以外のいずれかの保炎器で、燃焼器での燃焼に用いる炎を維持するステップとを具備している。更に、消失部が飛行中に経時的に消失した後に、第１保炎器で、燃焼器での燃焼に用いる炎を維持するステップを具備している。

　本発明により、機体を大きく改造することなく、高圧領域がインレットへ到達して発生する逆流を防止することが可能なジェットエンジン及びジェットエンジンの動作方法を提供できる。

　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１Ａは、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１Ｂは、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２Ａは、解決方法を適用した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２Ｂは、解決方法を適用した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３Ａは、解決方法を適用した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３Ｂは、解決方法を適用した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４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５Ａは、実施の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。 図５Ｂは、図５Ａにおける保炎器付近の拡大図である。 図５Ｃは、図５Ｂの斜視図である。 図６Ａは、実施の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。 図６Ｂは、図６Ａにおける保炎器付近の拡大図である。 図７は、実施の形態に係るジェットエンジンの保炎器の構成の一例を模式的に示す概略断面図である。 図８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９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１０は、実施の形態に係る消失部材の他の構成例を示す斜視図である。 図１１は、実施の形態に係る消失部材の他の構成例を示す斜視図である。

　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２Ａ乃至３Ｂを参照して、発明者によって認識された事項について説明する。なお、図２Ａ乃至図３Ｂは、発明者によって認識された事項について説明するために便宜的に使用される図である。よって、図２Ａ乃至図３Ｂは、公知技術を示すものではない。

飛しょう速度が遅く、高圧領域ＨＰが前方に伸びてインレット１１１に及んだ場合（必要であれば、図１Ａを参照。）、燃料Ｇや空気などの逆流が発生し、燃焼器１１２での燃焼が起こり難くなり、ジェットエンジン１０２が停止するような事態が発生しうる。

　そこで、その事態に対処するために、以下のような解決方法が考えられる。図２Ａ及び図２Ｂは、その解決方法を適用した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。ただし、図２Ａは飛しょう速度が遅い場合、図２Ｂは飛しょう速度が速い場合をそれぞれ示している。これらの図のジェットエンジン１０２ａでは、図１Ａ及び図１Ｂのジェットエンジン１０２と比較して、保炎器１２１ａをより下流に設置している。言い換えると、ジェットエンジン１０２ａでは、燃焼器１１２ａにおいて、保炎器１２１ａよりも前方の部分の長さを長くしている。これは、飛しょう速度が遅い場合でも、高圧領域ＨＰがインレット１１１に到達しないような長さを基準としているからである。このとき、飛しょう速度が速い場合での燃焼時間を確保するために、保炎器１２１ａよりも後方の長さは変更せず維持している。すなわち、この解決方法は、保炎器１２１ａの前方の長さを長くし、その分だけ、燃焼器１１２ａ全体の長さを延長する方法である。

　これにより、飛しょう速度が遅い場合でも（図２Ａ）、高圧領域ＨＰがインレット１１１に及ぶことは無くなり、ジェットエンジン１０２ａが停止する事態を防止できる。ただし、ジェットエンジン１０２ａの全長を変更しないとすると、燃焼器１１２ａの長さが長くなった分だけ、ノズル１１３の長さを短くする必要がある。しかし、そうなると、ジェットエンジン１０２ａは作動するものの、ノズル１１３での燃焼ガスの膨張が不足することにより、推力が低下するという問題が発生する。あるいは、燃焼ガスの膨張の不足を防止するためにノズル１１３を十分長くしたり、大きくしたりした場合には、機体１１０ａが大型化するという問題が更に発生する。

　そこで、その事態に対処するために、以下のような解決方法が考えられる。図３Ａ及び図３Ｂは、その解決方法を適用した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。ただし、図３Ａは飛しょう速度が遅い場合、図３Ｂは飛しょう速度が速い場合をそれぞれ示している。これらの図のジェットエンジン１０２ｂでは、図１Ａ及び図１Ｂのジェットエンジン１０２と比較して、燃焼器１１２ｂ内での保炎器１２１ｂの位置を前後方向（空気の流れ方向）に可変とする保炎器可変機構１２２を設けている。すなわち、飛しょう速度が遅い場合（図３Ａ）には、保炎器１２１ｂは後方に移動する（保炎器１２１ｂ１）。一方、飛しょう速度が速い場合（図３Ｂ）には、保炎器１２１ｂは前方に移動する（保炎器１２１ｂ２）。

　このように、飛しょう速度に応じて保炎器１２１ｂの位置を変化させることにより、上記図２Ａ及び図２Ｂのジェットエンジン１０２ａの問題を解決することができる。しかし、この場合、保炎器可変機構１２２には、燃焼に伴う非常に大きな熱負荷が加わる問題が存在する。また、ジェットエンジン１０２ｂ全体としては、保炎器可変機構１２２を設置することに伴い、機体１１０ｂが大型化する問題が発生する。

　次に、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４は、本実施の形態に係る飛しょう体１の構成の一例を示す斜視図である。飛しょう体１は、ジェットエンジン２と、ロケットモータ３とを具備している。ロケットモータ３は、飛しょう体１を発射装置から飛行させるとき、飛しょう体１を飛しょう開始時の速度から所望の速度まで加速する。ただし、飛しょう開始時の速度は、飛しょう体１が静止している発射装置から発射されるときは、速度ゼロであり、飛しょう体が移動中／飛行中の移動体／飛行体の発射装置から発射されるときは、その移動体／飛行体の移動速度／飛行速度である。ジェットエンジン２は、飛しょう体１がロケットモータ３を分離した後、飛しょう体１を更に加速して、目標へ向かって飛しょうさせる。ジェットエンジン２は、機体１０とカウル４０とを備えている。機体１０とカウル４０とは、後述されるように、ジェットエンジン２のインレット、燃焼器及びノズルを構成している。ジェットエンジン２は、インレットにて前方から空気を取り入れ、燃焼器にてその空気と燃料とを混合し、燃焼させ、ノズルにてその燃焼ガスを膨張させ、後方へ送出する。それにより、ジェットエンジン２は推進力を得る。

　次に、本実施の形態に係るジェットエンジンについて説明する。
　図５Ａは実施の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り、図５Ｂは図５Ａにおける保炎器付近の拡大図であり、図５Ｃは図５Ｂの斜視図である。図５Ａ～図５Ｃは飛しょう速度が遅い場合（主に加速時）を示している。一方、図６Ａは実施の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り、図６Ｂは図６Ａにおける保炎器付近の拡大図である。図６Ａ及び図６Ｂは飛しょう速度が速い場合（主に巡航時）を示している。

　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と、複数の保炎器２１、２２を備えている。

　燃料噴射器２０は、機体１０の下方部分の燃焼器１２に対応する部分に設けられている。燃料噴射器２０は、機体１０に格納された燃料Ｇを空間５０へ向けて噴出する。燃料噴射器２０から噴出された燃料Ｇは、インレット１１から取り入れた空気と混合される。混合気は、保炎器２１で維持される炎、保炎器２２で維持される炎、または、保炎器２１および保炎器２２で維持される炎を用いて、燃焼される。燃料噴射器２０は、機体１０の下方部分に設けられた開口であり、その形状や数や配置は任意性がある。燃料噴射器２０は、図５Ｃに示すような、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。

　保炎器２１及び保炎器２２は、機体１０の下方部分の燃焼器１２に対応する部分に設けられる。保炎器２１及び保炎器２２は、主流空気の流れ方向に沿って、この順に並んで設けられている。すなわち、保炎器２１は、インレットから近い側に位置する保炎器であり、保炎器２２は、インレットから遠い側に位置する保炎器である。換言すれば、保炎器２１とインレットとの間の距離は、保炎器２２とインレットとの間の距離よりも短い。保炎器２１は、例えば、複数の保炎器のうちで、最もインレットから近い保炎器である。なお、図５Ａ乃至図６Ｂに記載の例のように燃料噴射器２０が、保炎器２１の上流側に配置される場合には、例えば、燃料噴射器２０に近い側に保炎器２１が設けられ、保炎器２１よりも後方に保炎器２２が設けられる。保炎器２１及び保炎器２２では、インレット１１から取り入れた空気の一部と燃料噴射器２０からの燃料Ｇの一部とが混合されて燃焼し、炎Ｆが形成される。保炎器２１及び保炎器２２は、その炎Ｆを維持する。その炎Ｆは、燃焼器１２での燃焼に用いられる。保炎器２１及び保炎器２２の各々は、機体１０の下方部分に表面に設けられた凹み（又は窪み）であり、その形状や数や配置は任意性がある。保炎器２１及び保炎器２２の各々は、図５Ｃに示すような、機体１０のスパン方向に伸びるように設けられた溝に例示される。保炎器２１は消失部材３１を充填されているが、その詳細は後述される。

　ここで、保炎器について更に説明する。
　図７は、実施の形態に係るジェットエンジンの保炎器の構成の一例を模式的に示す概略断面図である。ここでは、保炎器２１について説明するが、保炎器２２についても同様である。機体１０とカウル４０との間の空間５０は、概ね、空気が高速に通過する高速領域Ａ２と考えられる。一方、機体１０の表面に設けられた凹み（又は窪み）である保炎器２１は、その空気の一部が滞留して低速になる低速領域Ａ１を発生し得る。その低速領域Ａ１の空気は低速であるため、空気と燃料Ｇとは容易に混合し燃焼して炎Ｆを生成・維持することができる。したがって、保炎器２１は、保炎に十分な低速領域Ａ１を発生し得る、機体１０の表面に設けられた凹み（又は窪み）、ということができる。

　ここで、低速領域Ａ１の空気の速度は、火炎の伝搬速度未満である、といえる。すなわち、その空気の速度は、保炎器２１内の火炎の火炎面が上流方向や下流方向へ伝搬していくときの伝搬速度よりも遅い。それにより、保炎器２１内の火炎（炎Ｆ）が周囲に広がって大きくなることができる。それにより、炎Ｆは、保炎器２１の外側における空気や燃料Ｇの主流（高速領域Ａ２）へ伝搬して、燃焼器１２内での燃焼を補助することができる。したがって、保炎器２１、２２は、所望の（設計上の）速度下で、安定して保炎が可能となる形状ともいうことができる。

　保炎に十分な低速領域Ａ１を発生し得るかは、例えば、経験的、実験的又はシミュレーション的により、当該保炎器２１が、その形状により、所望の状況において炎Ｆの維持できるか否かで判断できる。保炎器２１の断面形状は、図７のような矩形形状であってもよいし、台形形状や、他の多角形形状や、半円や半楕円のような曲面形状や、それらの組み合わせであってもよい。また、凹み（又は窪み）は、図５Ｃのようにスパン方向の全体に伸びる溝であってもよいし、スパン方向の部分的に伸びる溝であってもよいし、複数の凹み（又は窪み）がスパン方向に沿って並んでいてもよい。

　再び図５Ａ～図５Ｃ、図６Ａ～図６Ｂを参照して、本実施の形態では、保炎器２１及び保炎器２２のうちの燃料噴射器２０に最も近い（上流側の）保炎器２１は、その凹み（又は窪み）には、初期的には消失部材３１が充填されている（図５Ａ～図５Ｃ）。それ故、初期的には、保炎器２１は、消失部材３１を含めると、上述の保炎器の形状を有さない。したがって、初期的には、炎Ｆは保炎器２２のみに形成される。その後、消失部材３１は、飛しょう体１の飛行中に経時的に消失する（図６Ａ～図６Ｂ）。その結果、その後、炎Ｆは保炎器２１でも形成されるようになる。

　消失部材３１は、ジェットエンジン２で航行中の低速から高速への加速時に、一定時間経過後に、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３１は、インレット１１に取り込まれる空気の熱や圧力により、形状変更（溶けたり、昇華したり、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３１は、飛しょう体１が飛行中に、溶けたり、昇華したり、燃えたり、削れたり、剥がさ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。保炎器２１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３１の消失については、保炎器２１が保炎器としての機能を発揮しうる状態になれば、消失部材３１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３１が消失するとは、保炎器２１が保炎器としての機能を発揮しうる状態になるように消失部材３１が減少することであり、必ずしも消失部材３１が保炎器２１の内部から完全に消失する必要はない。

　図８は、本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。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。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、保炎器２１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５Ａ～図５Ｃ（低速時（加速時））の状態から図６Ａ～図６Ｂ（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９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。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３１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９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。

　保炎器２１には、これらのような消失部材３１が、接着剤で接着されたり、その消失部材自身の粘着性で接着したり、押し込まれたり、等することで充填される。なお、消失部材３１は、飛しょう体１の飛行中に形状変形で消失すればよいので、他に、例えば、ろう材のような所望の融点範囲の材料や、アルミニウム合金のような所望の融点範囲の金属であってもよい。

　なお、消失部材３１は、保炎器２１の凹みを全て埋める（図５Ａ～図５Ｃ）必要はなく、保炎器２１の空間５０側を覆うだけであってもよい。そのような例を示しているのが図１０及び図１１である。図１０及び図１１は、本実施の形態に係る消失部材の他の構成例を示す斜視図である。

　図１０では、消失部材３１ａは、蓋部３２と支持部３３とを備えている。蓋部３２は、保炎器２１ａの凹みを覆う。図１０に記載の例では、蓋部３２は、保炎器２１ａの領域の空間５０側を覆うように板状に設けられている。蓋部３２の表面は、機体１０の下側の表面に連なり、凹凸を有さないことが好ましい。不要な空気抵抗を発生させないためである。支持部３３は、保炎器２１の凹みに対して、蓋部３２が凹まないように蓋部３２を支えている。支持部３３は、蓋部３２を支えられれば、どのような形状、構造、数、位置を有していてもよい。消失部材３１ａは、例えば、蓋部３２の側面３２ａ及び支持部３３の上面３３ａにおいて保炎器２１ａの内面に接着されて、機体１０に結合される。なお、蓋部３２は、消失部材であることが好ましく、支持部３３は、非消失部材であることが好ましい。代替的に、支持部３３は、消失部材であってもよい。

　図１１では、消失部材３１ｂは、蓋部３２と複数のネジ部材３４とを備えている。保炎器２１ｂは、蓋部３２を乗せられるように、空間５０の側に落とし込み加工がされている。消失部材３１ｂは、例えば、蓋部３２をその加工部分にはめ込んでネジ部材３４をネジ穴３２ｃに入れてネジ留めすることで、機体１０に結合されている。ただし、ネジ部材３４を用いず、蓋部３２の側面３２ａ及び上面３２ｂにおいて保炎器２１ｂの落とし込み加工部分の内面に接着されて、機体１０に結合されていてもよい。

　これら図１０や図１１の形状は、ある一定時間経過後に、極めて短時間で消失部材を消失させることができる。したがって、消失部材の膜厚を保炎器の深さよりも薄くしたい場合や、消失部材が徐々に消失していく遷移時間を短くしたい場合に好適である。

　なお、上記の初期的には使用されない保炎器２１及び継続的に使用される保炎器２２は、１個ずつ設けられているが、本実施の形態はこの例に限定されるものではない。例えば、初期的には使用されない（消失部材３１が充填された）保炎器２１は、空気の流れの方向に沿って複数個あってもよい。同様に、継続的に使用される（消失部材３１が充填されない）保炎器２２も、空気の流れの方向に沿って複数個あってもよい。

　その場合、初期的には使用されない（消失部材３１が充填された）複数の保炎器２１では、ジェットエンジン２の速度が速くなる（加速が進む）に連れて、保炎器２２の側から順に消失部材がなくなるように、消失部材を選択してもよい。それにより、ジェットエンジン２の速度が速くなる（加速が進む）に連れて、保炎器２１が燃料噴射器２０側へ近づくようにすることができる。それにより、より広い速度域でジェットエンジンを用いることができる。

　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。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の速度は相対的に低く、保炎器２１に消失部材３１が充填されている。すなわち、保炎器２１は、「保炎に十分な低速領域Ａ１を発生し得る凹み（又は窪み）」を形成していないので、保炎器２１は保炎器としての機能を発揮しない。したがって、保炎器２１では炎Ｆを有さず、保炎器２２のみが炎Ｆを維持している（図５Ａ～図５Ｂ）。

　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、保炎器２１の消失部材３１が、インレット１１から取り入れられる空気の熱により溶け（又は、燃え、昇華し、削れ、剥がれ）、経時的に減っていく。それにより、保炎器２１は、「保炎に十分な低速領域Ａ１を発生し得る凹み（又は窪み）」に近づいていく。すなわち、保炎器２１は、徐々に保炎器としての機能を発揮しうる状態へ近づいていく。

　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３１は消失する。それにより、保炎器２１は「保炎に十分な低速領域Ａ１を発生し得る凹み（又は窪み）」となる。すなわち、保炎器２１は保炎器としての機能を発揮可能な状態になる。したがって、その後は、保炎器２２だけでなく保炎器２１でも炎Ｆを維持するようになる（図６Ａ～図６Ｂ）。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。

　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、保炎器２１に消失部材３１が充填されている。そのため、保炎器２１は「保炎に十分な低速領域Ａ１を発生し得る凹み（又は窪み）」ではなく、保炎器２１は保炎器としての機能を有さない。すなわち、ジェットエンジン２では、その時、燃焼器１２の入り口から相対的に離れた位置に配置された保炎器２２のみが炎Ｆを維持している（図５Ａ～図５Ｂ）。その結果、低速時でインレット１１から取り入れた空気の動圧が相対的に低く、燃焼器１２の燃焼圧が相対的に高く、インレット１１側へ高圧領域ＨＰが広がっていったとしても、インレット１１へ到達することは無い。すなわち、燃料や空気等の逆流が発生することは無く、保炎器２２で炎Ｆは維持され、エンジンが停止することは無い。この場合、燃焼器１２での燃焼器長さは相対的に短くなるが、空気の速度が遅いので燃焼時間を十分にとることができ、燃焼に問題はない。

　更に、飛しょう体１の速度が上昇した高速時（主に、巡航時）には、消失部材３１が消失するので、保炎器２１は全体としては「保炎に十分な低速領域Ａ１を発生し得る凹み（又は窪み）」となる。そのため、保炎器２１は保炎器としての機能を有する。すなわち、ジェットエンジン２は、燃焼器１２の入り口に相対的に近い位置に配置された保炎器２１も炎Ｆを維持するようになる（図６Ａ～図６Ｂ）。その結果、高速時でインレット１１から取り入れた空気の動圧が相対的に高く、燃焼器１２の燃焼圧が相対的に低いので、インレット１１側へ高圧領域ＨＰが広がることは無い。すなわち、燃料等の逆流が発生することは無く、保炎器２１、２２で炎Ｆは維持され、エンジンが停止することは無い。この場合、燃焼器１２での燃焼長さは相対的に長くなるので、空気の速度が速い場合でも燃焼時間を十分にとることができ、燃焼に問題はない。

　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、燃焼器１２を長くしたり、ノズルを大きくしたりすることなく、従来のジェットエンジンと比較して、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。それにより、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）を小さくできるので、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、昇華する、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、インレットに近い側の保炎器を使用し始める時間を任意に調整できるので、高圧領域がインレットへ到達することなく、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。

　いくつかの実施形態により、機体を大きく改造することなく、高圧領域がインレットへ到達して発生する逆流を防止することが可能なジェットエンジン及びジェットエンジンの動作方法を提供できる。

　いくつかの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、実施の形態は、その例に限定されるものではなく、航空機やロケット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。

　本出願は、２０１４年３月２８日に出願された日本国特許出願第２０１４－７０２０５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噴射器と、
   　　前記燃焼器での燃焼に用いる炎を維持可能な複数の保炎器と、
   　前記複数の保炎器のうちの前記インレットから近い側に位置する第１保炎器の凹みを覆うように設けられ、飛行中に経時的に消失する消失部と
   　を備える
   　ジェットエンジン。
2. 　請求項１に記載のジェットエンジンにおいて、
   　前記消失部は、熱的又は空力的影響により形状が消失する材料を含む
   　ジェットエンジン。
3. 　請求項２に記載のジェットエンジンにおいて、
   　前記材料は、発火によらず消失する
   　ジェットエンジン。
4. 　請求項２又は３に記載のジェットエンジンにおいて、
   　前記材料は、アブレーション材を含む
   　ジェットエンジン。
5. 　請求項１乃至４のいずれか一項に記載のジェットエンジンにおいて、
   　前記凹みを覆う蓋部を備え、
   　前記蓋部は、前記消失部の少なくとも一部である
   　ジェットエンジン。
6. 　請求項５に記載のジェットエンジンにおいて、
   　前記蓋部を固定する支持部材を更に備える
   　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、
   　前記複数の保炎器のうちの前記第１保炎器以外のいずれかの保炎器では、前記燃料の一部が燃焼され、
   　前記第１保炎器では、前記消失部が消失した後に前記燃料の他の一部が燃焼される
   　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噴射器と、
   　　　複数の保炎器と、
   　　　前記複数の保炎器のうちの前記インレットから近い側に位置する第１保炎器の凹みを覆うように設けられた消失部と
   　　　を備え、
   　前記ジェットエンジンの動作方法は、
   　前記噴射器から燃料を噴射するステップと、
   　前記複数の保炎器のうちの前記第１保炎器以外のいずれかの保炎器で、前記燃焼器での燃焼に用いる炎を維持するステップと、
   　前記消失部が飛行中に経時的に消失した後に、前記第１保炎器で、前記燃焼器での燃焼に用いる炎を維持するステップと
   　を具備する
   　ジェットエンジンの動作方法。

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