WO2017158857A1 - ジェットエンジン、飛しょう体、およ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、およびジェットエンジンの動作方法 Download PDF

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WO2017158857A1
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air flow
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真梨子 廣兼
啓介 安藤
祥彦 上野
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三菱重工業株式会社
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    • F23R2900/00015—Trapped vortex combustion chambers

Definitions

  • the present invention relates to a jet engine, a flying object, and an operation method of 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. 1A and 1B are schematic cross-sectional views schematically showing the configuration of a jet engine.
  • FIG. 1A shows a case where the flying speed is slow
  • FIG. 1B shows a case where the flying speed is fast.
  • 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 and a flame holder 121.
  • 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 ejects the fuel G toward the space 150.
  • the flame holder 121 is provided behind the fuel injector 120 in a portion corresponding to the combustor 112 in the lower portion of the fuselage 110.
  • the flame holder 121 uses the fuel G from the fuel injector 120 to maintain the combustion flame F.
  • 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.
  • the flame F of the flame holder 121 is used for maintaining the combustion.
  • a high pressure region HP is formed in front of the flame holder 121 in the combustor 112.
  • the width of the high pressure region HP is determined mainly by the balance between the combustion pressure of combustion in the combustor 112 and the dynamic pressure of air taken in the inlet 111.
  • the flying speed is fast (mainly in the cruise stage of the flying object) and the dynamic pressure of the air is high (FIG. 1B)
  • the high pressure region HP is narrowed.
  • the flying speed is low (generally in the acceleration stage of the flying object) and the dynamic pressure of the air is low
  • the high pressure region HP is widened (FIG. 1A).
  • the air flow taken from the inlet 111 is easily separated from the wall surface of the combustor or easily separated from the wall surface of the combustor.
  • Patent Document 1 Japanese Patent Laid-Open No. 2002-799966 discloses a method for suppressing flow separation on an aerodynamic surface and a phenomenon related thereto.
  • the suppression method described in Patent Document 1 aims to suppress the separation of the fluid flow along the object from the surface of the object.
  • Patent Document 1 describes that a barrier member is installed on the surface of an object. The barrier member is disposed in the peel flow layer near the object surface.
  • Patent Document 2 Japanese Patent Laid-Open No. 2012-41821 describes a wing body. Patent Document 2 aims to effectively suppress the separation of the flow on the suction surface of the blade with a minimum flow resistance. Patent Document 2 describes that a plurality of notch steps are provided at the front edge portion of the suction surface of the blade, and a plurality of protrusions are provided behind the notch steps.
  • FIGS. 1A and 1B are schematic cross-sectional views schematically showing the configuration of a jet engine to which the solution is applied.
  • FIG. 2A shows a case where the flying speed is slow
  • FIG. 2B shows a case where the flying speed is fast.
  • the flame holder 121a is installed further downstream as compared with the jet engine 102 of FIGS. 1A and 1B.
  • the front length of the combustor 112a is longer than that of the flame holder 121a. This is because even when the flying speed is low, the length is set such that the high pressure region HP does not reach the inlet 111.
  • this solution is a method of increasing the length of the front of the flame holder 121a and extending the entire length of the combustor 112a by that amount.
  • the jet engine 102a will operate, but it will be difficult to obtain thrust in the direction of the axis, causing a problem that the net thrust will be reduced.
  • the nozzle 113 is made sufficiently long or large in order to obtain thrust in the machine axis direction, there is a further problem that the machine body 110a is enlarged.
  • an object of the present invention is to provide a jet engine, a flying object, and a jet engine operating method capable of preventing a reduction in thrust of the jet engine due to the high pressure region reaching the inlet without greatly modifying the airframe. It is in.
  • the jet engine in some embodiments includes an inlet that takes in air, and a combustor that includes a fuel injection port that injects fuel and burns fuel injected from the fuel injection port using the air.
  • the combustor includes a separation unit that defines an air flow path through which the air flows between a rear end of the inlet and the fuel injection port.
  • the separation unit includes a plurality of turbulent flow generation units that turbulentize the air flow.
  • Each of the plurality of turbulent flow generation units includes a member capable of suppressing the turbulent flow of the air flow by moving or disappearing.
  • the member may include a protrusion that protrudes toward the air flow path.
  • the member may include a material that disappears from the wall surface of the separation portion due to thermal or aerodynamic influence during flight.
  • the position on the wall surface of the separation portion where the member is disposed is over the position where the fuel injection port is disposed in the direction of the air flow through the air flow path (FA). You don't have to wrap.
  • the combustor may include a first wall surface on which the fuel injection port is disposed and a second wall surface on which the plurality of turbulent flow generation units are disposed.
  • the second wall surface may be a wall surface different from the first wall surface.
  • the member may be a movable member that is movable with respect to the air flow path.
  • the movable member may be configured to automatically move due to a thermal influence or aerodynamic influence during flight.
  • the jet engine may further include a drive device that moves the movable member and a control device that controls the drive device.
  • the control device may operate the driving device based on at least one of a flying Mach number, a flying altitude, and a flying time.
  • the driving device may change an advanced state or a retracted state of the movable member with respect to the air flow path by operating.
  • the combustor may include a flame holder.
  • the position where the movable member is disposed may overlap the position where the flame stabilizer is disposed in the direction of the flow of the air flowing through the air flow path.
  • the flying body in some embodiments includes the jet engine described in any of the above paragraphs.
  • a method of operating a jet engine in some embodiments includes an inlet that takes in air and a combustor that includes a fuel injection port that injects fuel and burns fuel injected from the fuel injection port using the air. It is the operation method of the jet engine which comprises.
  • the combustor includes a separation unit that defines an air flow path through which the air flows between a rear end of the inlet and the fuel injection port.
  • the separation unit includes a plurality of turbulent flow generation units that turbulentize the air flow.
  • the operation method of the jet engine is such that the plurality of turbulent flow generation units are jetted from the fuel injection port using the air while turbulently flowing the air flow on the wall surface of the separation unit (14).
  • a jet engine a flying body, and a jet engine operating method capable of preventing a reduction in thrust of the jet engine due to the high pressure region reaching the inlet without greatly modifying the airframe.
  • FIG. 1A is a schematic cross-sectional view schematically showing a configuration example of a jet engine.
  • FIG. 1B is a schematic cross-sectional view schematically showing a configuration example of a jet engine.
  • FIG. 2A is a schematic cross-sectional view schematically showing a configuration example of a jet engine to which the solution is applied.
  • FIG. 2B is a schematic cross-sectional view schematically showing a configuration example of a jet engine to which the solution is applied.
  • FIG. 3 is a perspective view showing an example of the configuration of the flying object according to the embodiment.
  • FIG. 4A is a schematic cross-sectional view schematically showing an example of the configuration of the jet engine according to the embodiment.
  • FIG. 4B is a schematic perspective view schematically illustrating an example of the configuration of the jet engine according to the embodiment.
  • 4C is a cross-sectional view taken along line AA in FIG. 4A.
  • FIG. 4D is a schematic cross-sectional view schematically showing an example of the configuration of the jet engine according to the embodiment.
  • FIG. 5 is a flowchart showing the operation method of the jet engine.
  • FIG. 6A is a schematic cross-sectional view showing the operating state of the jet engine when the flying speed of the flying object is relatively slow.
  • FIG. 6B is a schematic cross-sectional view showing the operating state of the jet engine when the flying speed of the flying object is relatively high.
  • FIG. 7A is a schematic perspective view schematically showing an example of a partial configuration of the jet engine according to the embodiment.
  • FIG. 7B is a schematic perspective view schematically illustrating an example of a partial configuration of the jet engine according to the embodiment.
  • FIG. 7C is a cross-sectional view schematically showing the state of the separation portion when the flying speed of the flying object is relatively slow, and shows a cross-sectional view in a plane perpendicular to the flow of mainstream air.
  • FIG. 7D is a cross-sectional view schematically showing the state of the separation portion when the flying speed of the flying object is relatively high, and shows a cross-sectional view in a plane perpendicular to the flow of mainstream air.
  • FIG. 7C is a cross-sectional view schematically showing the state of the separation portion when the flying speed of the flying object is relatively slow, and shows a cross-sectional view in a plane perpendicular to the flow of mainstream air.
  • FIG. 7E is a cross-sectional view schematically showing the state of the separation portion when the flying speed of the flying object is relatively slow, and shows a cross-sectional view in a plane perpendicular to the flow of mainstream air.
  • FIG. 7F is a cross-sectional view schematically showing the state of the separation portion when the flying speed of the flying object is relatively slow.
  • FIG. 7G is a cross-sectional view schematically showing the state of the separation portion when the flying speed of the flying object is relatively high.
  • the upstream side of the air flow taken into the jet engine from the inlet is defined as “upstream side” or “front side”.
  • the downstream side of the air flow taken into the jet engine from the inlet that is, the nozzle side of the jet engine is defined as “downstream side” or “rear side”.
  • a direction perpendicular to the longitudinal direction of the combustor and perpendicular to the vertical direction is defined as a “span direction”.
  • FIG. 3 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 rocket motor 3.
  • the rocket motor 3 accelerates the flying object 1 from a speed at the start of flying to a desired speed.
  • 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.
  • the jet engine 2 When fired from the device, it 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.
  • the flying body 1 may include a sensor 60 and / or a control device 80.
  • FIGS. 4A to 4D are schematic sectional views (longitudinal sectional views) schematically showing an example of the configuration of the jet engine according to the embodiment.
  • FIG. 4B is a schematic perspective view schematically illustrating an example of the configuration of the jet engine according to the embodiment.
  • 4C is a cross-sectional view taken along the line AA in FIG. 4A.
  • 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 jet engine 2 may be configured by a cylindrical member such as a cylindrical member, and the cylindrical member (jet engine 2) may be attached to the lower portion of the airframe 10.
  • the front part of the tubular member constitutes the inlet 11
  • the intermediate part of the tubular member constitutes the combustor 12
  • the rear part of the tubular member constitutes the nozzle 13.
  • the combustor 12 includes a fuel injector 30 and a flame holder 32.
  • the fuel injector 30 is disposed upstream of the flame holder 32.
  • the fuel injector 30 includes a rear end 15 of the inlet (for example, a position where the reduction of the cross-sectional area of the air flow path when viewed in the air flow direction in the jet engine) and a flame holder 32. Arranged between.
  • the fuel injector 30 may be disposed within the wall of the flame holder 32.
  • the fuel injector 30 includes, for example, a plurality of fuel injection ports 30a.
  • the plurality of fuel injection ports 30a is, for example, a direction perpendicular to the longitudinal direction of the combustor 12 (in the example of FIGS. 4A to 4B, in the span direction.
  • the circumferential direction of the circle are arranged in one or more rows.
  • the flame holder 32 is disposed, for example, on the downstream side of the fuel injector 30.
  • the flame stabilizer 32 is supplied with a mixed gas of the mainstream air MA and the fuel injected from the fuel injector 30.
  • the mixed gas moves at a low speed in the flame holder 32.
  • the flame holder 32 maintains a flame used for combustion of fuel injected from the fuel injector 30.
  • the flame holder 32 is, for example, a recess (shallow recess) provided in the wall of the combustor 12.
  • the recess may be formed over the entire span direction of the combustor 12. Alternatively, the recess may be formed over only a part of the combustor 12 in the span direction. In the example of FIGS.
  • the cross-sectional shape of the recess (the cross-sectional shape in a plane perpendicular to the span direction) is a rectangular shape.
  • the cross-sectional shape of the recess may be a shape other than a rectangular shape.
  • the combustor 12 includes a separation unit 14 that defines an air flow path FA through which air taken in from the inlet 11 flows between the rear end 15 of the inlet and the fuel injector 30 (for example, the fuel injection port 30a). .
  • FIG. 4C shows a cross-sectional view taken along the line AA of FIG. 4A.
  • the separation unit 14 it is understood by the separation unit 14 that the air flow path FA is defined. 4A and 4C, the separation unit 14 is supplied with an air flow in the air flow path FA (more specifically, an air flow flowing through a boundary layer on the wall surface of the separation unit 14). It is understood that a plurality of turbulent flow generation units 20 that are turbulent are arranged. In the example described in FIGS. 4A and 4C, each of the plurality of turbulent flow generation units 20 includes a protrusion protruding from the wall surface of the separation unit.
  • each of the plurality of turbulent flow generation units 20 includes a member that can suppress the turbulent flow of the air flow by moving or disappearing.
  • the member includes a material that automatically disappears from the wall surface of the separation unit 14 due to, for example, a thermal effect (aerodynamic heating or the like) or an aerodynamic effect (aerodynamic shear force or the like) during flight.
  • FIG. 4D is a diagram illustrating a state after the turbulent flow generation unit 20 (more specifically, a member that can suppress turbulent air flow by moving or disappearing) disappears or moves. It is.
  • the turbulent flow generation unit 20 more specifically, a member that can suppress turbulent air flow by moving or disappearing. It is.
  • pressure loss due to turbulence of the air flow is suppressed by the disappearance or movement of the turbulent flow generation unit 20.
  • FIG. 5 is a flowchart showing the operation method of the jet engine.
  • FIG. 6A is a schematic cross-sectional view showing the operating state of the jet engine when the flying speed of the flying object is relatively slow.
  • FIG. 6B is a schematic cross-sectional view showing the operating state of the jet engine when the flying speed of the flying object is relatively high.
  • the flying object 1 flies at a relatively slow speed.
  • the flying of the flying object 1 may be executed by the operation of the rocket motor 3 or may be executed by mounting the flying object 1 on another flying object in flight.
  • step S2 ignition of the fuel G injected from the fuel injector 30 is executed.
  • the fuel is ignited by an igniter (not shown).
  • the air flow on the wall surface of the separation unit 14 out of the air taken in from the inlet 11 is turbulent by the plurality of turbulent flow generation units 20. Further, the fuel injected from the fuel injector 30 is burned using the air taken in from the inlet 11. The flame F generated by the combustion is held by the flame holder 32. Combustion gas generated by the combustion of fuel is discharged from the jet engine through the nozzle 13, and the jet engine obtains a propulsive force.
  • FIG. 6A shows the operating state of the jet engine when the third step S3 is being executed. In the example illustrated in FIG. 6A, the air flow on the wall surface of the separation unit 14 is turbulent by the plurality of turbulence generation units 20. For this reason, it is suppressed that a high voltage
  • the flying object 1 is accelerated.
  • generation part 20 lose
  • the sixth step S6 at least a part of the members constituting each of the plurality of turbulent flow generation units 20 disappears or moves, so that the turbulence of the air flow on the wall surface of the separation unit 14 is suppressed.
  • the fuel injected from the fuel injector 30 is burned using the air taken in from the inlet 11.
  • the flame F generated by the combustion is held by the flame holder 32.
  • Combustion gas generated by the combustion of fuel is discharged from the jet engine through the nozzle 13, and the jet engine obtains a propulsive force.
  • FIG. 6B shows the operating state of the jet engine when the sixth step S6 is being executed. In the example described in FIG. 6B, turbulence of the air flow on the wall surface of the separation unit 14 is suppressed.
  • the flying speed (flying Mach number) of the flying object 1 in the sixth step S6 is larger than the flying speed (flying Mach number) of the flying object 1 in the third step S3.
  • the flying speed (flying Mach number) of the flying object 1 in the sixth step S6 is equal to or higher than a first threshold value TH1 (for example, Mach 2, Mach 2.5, Mach 3, etc.), and the third step S3.
  • the flying speed (flying Mach number) of the flying object 1 is smaller than the first threshold TH1 (for example, Mach 2, Mach 2.5, Mach 3, etc.).
  • the boundary layer on the wall surface of the separation unit 14 is prevented from peeling off from the wall surface during low-speed flight.
  • the propagation of the combustion pressure to the upstream side is suppressed.
  • the jet engine can be operated even at a low speed. That is, the speed range in which the jet engine can operate is expanded.
  • the jet engine of the embodiment is applied to a flying body that accelerates using a rocket motor before the operation of the jet engine, the amount of rocket motor required is reduced. As a result, the entire flying object can be reduced in size or weight.
  • each of the plurality of turbulent flow generation units 20 when at least part of the members constituting each of the plurality of turbulent flow generation units 20 is automatically lost due to thermal or aerodynamic influence during flight, an actuator or a control device is used.
  • the state of the turbulent flow generation unit 20 can be automatically changed.
  • turbulence of the air flow accompanied by pressure loss is suppressed during high-speed flight (for example, during cruising).
  • by providing the plurality of turbulent flow generation units 20 it is not necessary to increase the length of the separation unit as in the example illustrated in FIG. 2A. As a result, an increase in the size of the jet engine (or an increase in the size of the flying object) is suppressed.
  • FIG. 7A and 7B are schematic perspective views schematically showing an example of a partial configuration of the jet engine according to the embodiment.
  • 7C to 7E are cross-sectional views schematically showing the state of the separation portion, and show cross-sectional views in a plane perpendicular to the flow of mainstream air.
  • FIG. 7F and FIG. 7G are cross-sectional views schematically showing the state of the separation portion, and show longitudinal cross-sectional views.
  • FIG. 7A shows an example of the arrangement and structure of the turbulent flow generation unit 20.
  • each of the plurality of turbulent flow generation units 20 includes a member 21 that can suppress the turbulent flow of the air flow in the air flow path FA by disappearing.
  • the member 21 includes a material that disappears from the wall surface of the separation portion 14 due to a thermal influence (aerodynamic heating or the like) or aerodynamic influence (aerodynamic shear force or the like) during flight.
  • the material that disappears is a material that changes shape due to melting, sublimation, burning, peeling, scraping, or some combination thereof.
  • the disappearing material is, for example, an ablation material.
  • the ablation material examples include Sky Hello (registered trademark), silica / phenol, and the like.
  • Sky Hello (registered trademark) is an epoxy-polyamide heat insulating paint material manufactured by Nippon Special Paint Co., Ltd.
  • Silica / phenol is a phenol resin containing silica fibers.
  • the said material (for example, ablation material) is comprised so that it may protrude toward the air flow path FA from the wall surface of the isolation
  • at least a part of the material has disappeared from the wall surface of the separation portion 14 in the above-described sixth step S6. As a result, turbulence of the air flow on the wall surface of the separation unit 14 is suppressed.
  • the member 21 includes a protrusion protruding from the wall surface of the separation portion 14 toward the air flow path FA.
  • the height from the wall surface of the separation part 14 to the top of the protrusion is, for example, not less than 0.5 mm and not more than 5.0 mm.
  • positioned seeing the flow direction of the air which flows through the air flow path FA In other words, it is preferable not to overlap the position (position on the wall surface) where the fuel injection port 30a is disposed (as viewed in the longitudinal direction of the air flow path FA).
  • the member 21 is located in a region overlapping with the position (position on the wall surface) where the fuel injection port 30a is disposed (the region indicated by the oblique lines in FIG. 7A) in the flow direction of the air flowing through the air flow path FA. It is preferable that the (turbulent flow generation unit 20) is not arranged. Since the member 21 is not disposed at the position indicated by the diagonal lines in FIG. 7A, the material of the member 21 that has disappeared from the wall surface rides on the air flow, reaches the fuel injection port 30a, and closes the fuel injection port 30a. It becomes possible to prevent the situation from occurring.
  • the member 21 when the member 21 includes a material that disappears from the wall surface of the separation portion 14, the position on the wall surface of the separation portion 14 where the member 21 is disposed flows through the air flow path FA. It is preferable that it does not overlap with the position where the flame holder 32 is disposed in the air flow direction. That is, it is preferable that the member 21 (turbulent flow generation unit 20) is not disposed in a region overlapping with the position where the flame stabilizer 32 is disposed in the flow direction of the air flowing through the air flow path FA.
  • the material of the member 21 that has disappeared from the wall surface rides on the air flow, reaches the flame holder 32, and the flame holding function of the flame holder 32 decreases. Occurrence can be prevented.
  • the wall surface 16A (for example, the upper wall surface or the lower wall surface of the combustor) on which the fuel injection port 30a is disposed is the wall surface 16B on which the member 21 (turbulent flow generation unit 20) is disposed. It is a different wall. That is, the wall surface 16A on which the fuel injection port 30a is disposed is not on the same plane as the wall surface 16B on which the member 21 (turbulent flow generation unit 20) is disposed. For this reason, the possibility that the material of the member 21 disappeared from the wall surface 16B rides on the air flow and reaches the fuel injection port 30a is reduced. In the example shown in FIG.
  • the wall surface 16B on which the member 21 (turbulent flow generation unit 20) is disposed is a wall surface facing the wall surface 16A on which the fuel injection port 30a is disposed.
  • the wall surface 16B on which the member 21 (turbulent flow generation unit 20) is arranged may be a side wall surface of the combustor (see the member 21 shown by a broken line in FIG. 7A). .
  • construction on the wall surface of the separation part 14 of the member 21 may be performed, for example, by applying or spraying the material constituting the member 21 onto the wall surface of the separation part 14.
  • the construction of the member 21 on the wall surface of the separation portion 14 may be performed by bonding the member 21 to the wall surface of the separation portion 14.
  • each of the plurality of turbulent flow generation units 20 includes a member 22 capable of suppressing the turbulent flow of the air flow in the air flow path FA by moving.
  • the member 22 is mechanically connected to the drive device 23, and the member 22 moves by the operation of the drive device 23 (for example, an actuator).
  • the driving device 23 may include an electromagnet that moves the member 22 by a magnetic force.
  • the member 22 is a columnar member, but the member 22 may have any shape as long as it includes a protrusion that protrudes toward the air flow path FA.
  • the drive device 23 operates when receiving a control signal from the control device 80.
  • the driving device 23 operates when receiving a control signal from the control device 80, and retracts the member 22 from the air flow path FA. That is, by the operation of the driving device 23, the member 22 moves from the position protruding from the wall surface of the separation unit 14 toward the air flow path FA to the retracted position that does not protrude from the wall surface of the separation unit 14.
  • one driving device 23 is configured to drive one corresponding member 22.
  • one driving device 23 includes a plurality of members 22. May be configured to drive.
  • FIG. 7C shows a state before the driving device 23 is operated
  • FIG. 7D shows a state after the driving device 23 is operated.
  • the member 22 protrudes from the wall surface of the separation unit 14 toward the air flow path FA. For this reason, the air flow on the wall surface of the separation unit 14 is turbulent by the member 22 (turbulent flow generation unit 20).
  • the height from the wall surface of the separation portion 14 to the top of the member 22 is, for example, not less than 0.5 mm and not more than 5.0 mm.
  • the member 22 is retracted in the wall of the separation portion 14. The member 22 may be retracted into the wall of the separation unit 14 such that the top surface of the member 22 is flush with the wall surface of the separation unit 14.
  • the control device 80 may operate the driving device 23 based on at least one of the flying Mach number, the flying altitude, and the flying time.
  • the flying Mach number and / or the flying altitude may be calculated by the control device 80 based on data acquired by the sensor 60.
  • the flight time may be measured by a timer provided in the control device 80. For example, when the flying Mach number is equal to or higher than the first threshold value TH1, the control device 80 may operate the driving device 23. By the operation of the drive device 23, the member 22 moves from the protruding position shown in FIG. 7C to the retracted position shown in FIG. 7D.
  • the member 22 includes a movable member that can move relative to the air flow path FA (in other words, includes a movable member that can move relative to the wall surface of the separation unit 14), the movement
  • the position where the possible member is disposed is preferably a position that overlaps with the position where the flame stabilizer 32 is disposed in the flow direction of the air flowing through the air flow path FA. That is, at least one movable member (turbulent flow) in a region overlapping with the position where the flame stabilizer 32 is disposed (a region indicated by hatching in FIG. 7B) in the flow direction of the air flowing through the air flow path FA.
  • a generator 20 is preferably arranged.
  • the turbulent flow generation unit 20 (member 22) does not include a material capable of suppressing the turbulent flow of the air flow in the air flow path FA by disappearing, the material
  • the combustor for example, the fuel injection port 30a or the flame holder 32.
  • FIG. 7E shows a state before the operation of the driving device 23 (that is, FIG. 7E shows a state of the separation unit 14 in the above-described third step S3).
  • the member 22 is not in a position protruding from the wall surface of the separation portion 14 toward the air flow path FA, but in the position retracted in the wall of the separation portion 14.
  • the modified example of the second example is the same as the second example in other points. In the example shown in FIG.
  • a plurality of recesses 24 are formed by the separation portion 14 and the plurality of members 22 because the member 22 is in a position retracted within the wall of the separation portion 14.
  • the air flow on the wall surface of the separation unit 14 is turbulent by the plurality of recesses 24.
  • FIG. 7D shows a state after the drive device 23 is operated in the modification of the second example.
  • the driving device 23 operates when receiving a control signal from the control device 80, and moves the member 22 toward the air flow path FA. That is, due to the operation of the driving device 23, the depth of the plurality of recesses 24 formed by the separation portion 14 and the plurality of members 22 is reduced, or a plurality of portions formed by the separation portion 14 and the plurality of members 22 are formed. The recess 24 disappears. As a result, turbulence of the air flow on the wall surface of the separation unit 14 is suppressed.
  • FIG. 7F and 7G show another example of the arrangement and structure of the turbulent flow generation unit 25.
  • FIG. FIG. 7F shows the state of the separation unit 14 in the above-described third step S3
  • FIG. 7G shows the state of the separation unit in the above-described sixth step S6.
  • each of the plurality of turbulent flow generation units 25 automatically disappears from the wall surface of the separation unit 14 due to thermal influence (aerodynamic heating, etc.) or aerodynamic influence (aerodynamic shear force, etc.) during flight.
  • the member 25A is, for example, a plate-like member. In the state shown in FIG. 7F, at least a part of the member 25A protrudes from the wall surface of the separation portion 14 toward the air flow path FA. As a result, the air flow on the wall surface of the separation unit 14 is turbulent by the plurality of members 25A (the plurality of turbulent flow generation units 25).
  • the member 25B automatically disappears from the wall surface of the separation unit 14 due to thermal influence (aerodynamic heating or the like) or aerodynamic influence (aerodynamic shear force or the like) during flight. .
  • the member 25A moves to a position along the wall surface of the separation portion 14.
  • the member 25 ⁇ / b> A moves to a position along the wall surface of the separation unit 14, turbulence of the air flow on the wall surface of the separation unit 14 is suppressed.
  • the boundary layer on the wall surface of the separation unit 14 is suppressed from peeling off from the wall surface during low-speed flight.
  • the propagation of the combustion pressure to the upstream side is suppressed.
  • the jet engine can be operated even at a low speed. That is, the speed range in which the jet engine can operate is expanded.
  • the jet engine having the configuration shown in at least one of the first to third examples is applied to a flying body that accelerates using a rocket motor before the operation of the jet engine, a necessary rocket The amount of motor is reduced. As a result, the entire flying object can be reduced in size or weight.
  • the configuration shown in the first example or the third example described above it is possible to automatically change the state of the turbulent flow generation unit without using an actuator or a control device.
  • the configuration shown in at least one of the first to third examples described above when the configuration shown in at least one of the first to third examples described above is adopted, the turbulence of the air flow accompanied by pressure loss is suppressed during high-speed flight (for example, during cruising). .
  • the configuration shown in at least one of the first to third examples described above it is not necessary to increase the length of the separation portion as in the example shown in FIG. 2A. As a result, an increase in the size of the jet engine (or an increase in the size of the flying object) is suppressed.
  • a configuration in which at least two of the first to third examples described above are combined may be employed.
  • a configuration other than the configurations shown in the first to third examples may be adopted.

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Abstract

　ジェットエンジンは、空気を取り込むインレット１１と、燃料を噴射する燃料噴射口３０ａを備え、空気を用いて燃料噴射口３０ａから噴射される燃料を燃焼する燃焼器１２とを具備する。燃焼器１２は、インレットの後端１５と燃料噴射口３０ａとの間において、空気が流れる空気流路ＦＡを規定する分離部１４を備える。分離部１４には、空気の流れを乱流化する複数の乱流生成部（２０；２５）が配置される。複数の乱流生成部（２０；２５）の各々は、移動するか消失することにより空気の流れの乱流化を抑制することが可能な部材（２１；２２；２５Ｂ）を含む。高圧領域がインレットへ到達することによるジェットエンジンの推力低下を防止可能である。

Description

ジェットエンジン、飛しょう体、およ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、およ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）。
　なお、高圧領域ＨＰにおいては、インレット１１１から取り入れられた空気の流れは、燃焼器の壁面から剥離するか、あるいは、燃焼器の壁面から剥離し易い。
　関連する技術として、特許文献１（特開２００２－７９９９６号公報）には、空気力学的表面における流れの剥離とそれに関連する現象の抑制方法が開示されている。特許文献１に記載の抑制方法は、物体に沿う流体の流れが物体表面から剥離することを抑制することを目的とする。特許文献１には、バリアー部材を、物体表面に設置することが記載されている。バリアー部材は、物体表面の近傍の剥離流れ層内に配置される。
　また、特許文献２（特開２０１２－４１８２１号公報）には、翼体が記載されている。特許文献２では、翼の負圧面における流れの剥離を、最小限の流動抵抗で効果的に抑制することを目的としている。特許文献２には、翼の負圧面の前縁部に複数の切欠段差部を設け、当該切欠段差部の後方に、複数の突起部を設けることが記載されている。
特開２００２－７９９９６号公報 特開２０１２－４１８２１号公報
　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（図１Ａ）、空間１５０内に向けて十分な空気が供給されず、ジェットエンジン１０２の推力の低下が発生しうる。
　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の推力の低下が起こ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、機軸方向に推力を得ることが困難となり、正味推力が低下するという問題が発生する。あるいは、機軸方向に推力を得るためにノズル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。
　したがって、本発明の目的は、機体を大きく改造することなく、高圧領域がインレットへ到達することによるジェットエンジンの推力低下を防止可能なジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法を提供することにある。
　この発明のこれらの目的とそれ以外の目的と利益とは以下の説明と添付図面とによって容易に確認することができる。
　いくつかの実施形態におけるジェットエンジンは、空気を取り込むインレットと、燃料を噴射する燃料噴射口を備え、前記空気を用いて前記燃料噴射口から噴射される燃料を燃焼する燃焼器とを具備する。前記燃焼器は、前記インレットの後端と前記燃料噴射口との間において、前記空気が流れる空気流路を規定する分離部を備える。前記分離部には、前記空気の流れを乱流化する複数の乱流生成部が配置される。前記複数の乱流生成部の各々は、移動するか消失することにより前記空気の流れの乱流化を抑制することが可能な部材を含む。
　上記ジェットエンジンにおいて、前記部材は、前記空気流路に向かって突出する突起を含んでいてもよい。
　上記ジェットエンジンにおいて、前記部材は、飛しょう中の熱的影響又は空力的影響により前記分離部の壁面上から消失する材料を含んでいてもよい。
　上記ジェットエンジンにおいて、前記部材が配置される前記分離部の壁面上の位置は、前記空気流路（ＦＡ）を流れる前記空気の流れの方向にみて、前記燃料噴射口が配置される位置とオーバーラップしなくてもよい。
　上記ジェットエンジンにおいて、前記燃焼器は、前記燃料噴射口が配置された第１壁面と、前記複数の乱流生成部が配置された第２壁面とを備えていてもよい。前記第２壁面は、前記第１壁面とは異なる壁面であってもよい。
　上記ジェットエンジンにおいて、前記部材は、前記空気流路に対して移動可能な移動可能部材であってもよい。
　上記ジェットエンジンにおいて、前記移動可能部材は、飛しょう中の熱的影響又は空力的影響により自動的に移動するように構成されていてもよい。
　上記ジェットエンジンにおいて、前記移動可能部材を移動させる駆動装置と、前記駆動装置を制御する制御装置とを更に備えていてもよい。前記制御装置は、飛しょうマッハ数、飛しょう高度、および飛しょう時間の少なくとも１つに基づいて、前記駆動装置を作動させてもよい。前記駆動装置は、作動することにより、前記移動可能部材の前記空気流路に対する進出状態あるいは退避状態を変化させてもよい。
　上記ジェットエンジンにおいて、前記燃焼器は、保炎器を備えていてもよい。前記移動可能部材が配置される位置は、前記空気流路を流れる前記空気の流れの方向にみて、前記保炎器が配置される位置とオーバーラップしていてもよい。
　いくつかの実施形態における飛しょう体は、上述のいずれかの段落に記載のジェットエンジンを備える。
　いくつかの実施形態におけ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、燃料を噴射する燃料噴射口を備え、前記空気を用いて前記燃料噴射口から噴射される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。前記燃焼器は、前記インレットの後端と前記燃料噴射口との間において、前記空気が流れる空気流路を規定する分離部を備える。前記分離部には、前記空気の流れを乱流化する複数の乱流生成部が配置される。前記ジェットエンジンの動作方法は、前記複数の乱流生成部により、前記分離部（１４）の壁面上の前記空気の流れを乱流化しつつ、前記空気を用いて前記燃料噴射口から噴射される燃料を燃焼する工程と、前記複数の乱流生成部の各々を構成する部材の少なくとも一部を消失または移動させる工程と、前記分離部の壁面上の前記空気の流れの乱流化を抑制しつつ、前記空気を用いて前記燃料噴射口から噴射される燃料を燃焼する工程とを具備する。
　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することによるジェットエンジンの推力低下を防止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が提供できる。
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３は、実施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４Ａは、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。 図４Ｂは、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斜視図である。 図４Ｃは、図４ＡのＡ－Ａ矢視断面図である。 図４Ｄは、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。 図５は、ジェットエンジンの動作方法を示すフローチャートである。 図６Ａは、飛しょう体の飛しょう速度が相対的に遅い場合のジェットエンジンの作動状態を示す概略断面図である。 図６Ｂは、飛しょう体の飛しょう速度が相対的に速い場合のジェットエンジンの作動状態を示す概略断面図である。 図７Ａは、実施形態に係るジェットエンジンの部分構成の一例を模式的に示す概略斜視図である。 図７Ｂは、実施形態に係るジェットエンジンの部分構成の一例を模式的に示す概略斜視図である。 図７Ｃは、飛しょう体の飛しょう速度が相対的に遅い場合の分離部の状態を模式的に示す断面図であって、主流空気の流れに垂直な面における断面図を示す。 図７Ｄは、飛しょう体の飛しょう速度が相対的に速い場合の分離部の状態を模式的に示す断面図であって、主流空気の流れに垂直な面における断面図を示す。 図７Ｅは、飛しょう体の飛しょう速度が相対的に遅い場合の分離部の状態を模式的に示す断面図であって、主流空気の流れに垂直な面における断面図を示す。 図７Ｆは、飛しょう体の飛しょう速度が相対的に遅い場合の分離部の状態を模式的に示す断面図である。 図７Ｇは、飛しょう体の飛しょう速度が相対的に速い場合の分離部の状態を模式的に示す断面図である。
　以下、実施形態に係るジェットエンジンに関して、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。
（方向の定義）
　インレットからジェットエンジンに取り込まれる空気の流れに対して上流側、すなわち、ジェットエンジンのインレット側を「上流側」又は「前方側」と定義する。また、インレットからジェットエンジンに取り込まれる空気の流れに対して下流側、すなわち、ジェットエンジンのノズル側を「下流側」又は「後方側」と定義する。また、ジェットエンジンが水平状態にあると仮定した時、燃焼器の長手方向に直交するとともに、鉛直方向に直交する方向を、「スパン方向」と定義する。
（飛しょう体の構成概要）
　実施形態に係る飛しょう体１の構成について説明する。図３は、実施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を発射装置から飛しょうさせるとき、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。飛しょう体１は、センサ６０、および／または、制御装置８０を備えていてもよい。
（ジェットエンジンの構成概要）
　次に、図４Ａ乃至図４Ｄを参照して、実施形態に係るジェットエンジンについて説明する。図４Ａおよび図４Ｃは、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（縦断面図）である。図４Ｂは、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斜視図である。また、図４Ｃは、図４ＡのＡ－Ａ矢視断面図である。
　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。
　代替的に、例えば、円筒状部材等の筒状部材によってジェットエンジン２を構成し、当該筒状部材（ジェットエンジン２）が機体１０の下部に取り付けられてもよい。この場合、筒状部材の前方部分がインレット１１を構成し、筒状部材の中間部分が燃焼器１２を構成し、筒状部材の後方部分がノズル１３を構成する。
（燃焼器の構成概要）
　燃焼器１２は、燃料噴射器３０と、保炎器３２とを備えている。燃料噴射器３０は、保炎器３２よりも上流側に配置される。換言すれば、燃料噴射器３０は、インレットの後方端１５（例えば、ジェットエンジン中の空気の流れ方向に見て、空気流路の断面積の減少が終わる位置）と、保炎器３２との間に配置される。代替的に、燃料噴射器３０は、保炎器３２の壁部内に配置されてもよい。燃料噴射器３０は、例えば、複数の燃料噴射口３０ａを備える。複数の燃料噴射口３０ａは、例えば、燃焼器１２の長手方向に直交する方向（図４Ａ～図４Ｂの例では、スパン方向。断面円形の燃焼器を採用する場合には円の周方向。）に沿って、１列または複数列で配置される。
　保炎器３２は、例えば、燃料噴射器３０の下流側に配置される。保炎器３２には、主流空気ＭＡと燃料噴射器３０から噴射される燃料との混合気体が供給される。混合気体は、保炎器３２内においては、低速で移動する。保炎器３２は、燃料噴射器３０から噴射される燃料の燃焼に用いる炎を維持する。保炎器３２は、例えば、燃焼器１２の壁部に設けられた凹部（浅い凹部）である。凹部は、燃焼器１２のスパン方向全体にわたって形成されてもよい。代替的に、凹部は、燃焼器１２のスパン方向の一部のみにわたって形成されてもよい。図４Ａ、図４Ｂの例では、凹部の断面形状（スパン方向に垂直な面における断面形状）は、矩形形状である。代替的に、凹部の断面形状は、矩形形状以外の形状であってもよい。
　燃焼器１２は、インレットの後方端１５と、燃料噴射器３０（例えば、燃料噴射口３０ａ）との間において、インレット１１から取り込まれた空気が流れる空気流路ＦＡを規定する分離部１４を備える。
　図４Ｃには、図４ＡのＡ－Ａ矢視断面図が記載されている。図４Ｃを参照すると、分離部１４によって、空気流路ＦＡが規定されていることが把握される。また、図４Ａ、および図４Ｃを参照すると、分離部１４には、空気流路ＦＡ中の空気の流れ（より具体的には、分離部１４の壁面上の境界層を流れる空気の流れ）を乱流化する複数の乱流生成部２０が配置されていることが把握される。なお、図４Ａおよび図４Ｃに記載の例では、複数の乱流生成部２０の各々は、分離部の壁面から突出する突起を含む。複数の乱流生成部２０によって、分離部１４の壁面上の境界層を流れる空気の流れが乱流化されると、境界層中における運動量の減少が抑制される。境界層中における運動量の減少が抑制されると、境界層中の流れ場の流速が減少しにくくなり、分離部１４の壁面からの境界層の剥離が抑制される。分離部１４の壁面からの境界層の剥離が抑制されると、境界層の剥離に起因する高圧領域の拡大が抑制される。その結果、飛しょう体の飛しょう速度が遅い場合（概ね飛しょう体の加速段階にあたる）であっても、図１Ａに記載の例のように、高圧領域ＨＰがインレット１１に達することが防止される。
　なお、飛しょう体の飛しょう速度が速い場合（主に、飛しょう体の巡航段階にあたる）には、分離部１４の壁面上の境界層は、壁面から剥離しにくい。加えて、飛しょう体の飛しょう速度が速い場合、空気の流れの乱流化に起因する圧力損失（空気流路ＦＡを流れる空気の圧力損失）が大きい。このため、飛しょう体の飛しょう速度が速い場合（主に、飛しょう体の巡航段階にあたる）には、乱流生成部２０による空気の流れの乱流化は、抑制されることが好ましいと言える。そこで、実施形態では、複数の乱流生成部２０の各々は、移動するか消失することにより空気の流れの乱流化を抑制することが可能な部材を含む。当該部材は、例えば、飛しょう時の熱的影響（空力加熱等）または空力的影響（空力せん断力等）により、自動的に、分離部１４の壁面上から消失する材料を含む。
　図４Ｄは、乱流生成部２０（より具体的には、移動するか消失することにより空気の流れの乱流化を抑制することが可能な部材）が消失または移動した後の状態を示す図である。図４Ｄに記載の例では、乱流生成部２０の消失または移動により、空気の流れの乱流化に起因する圧力損失が抑制される。
（ジェットエンジンの動作概要）
　図５乃至図６Ｂを参照して、ジェットエンジンの動作について説明する。図５は、ジェットエンジンの動作方法を示すフローチャートである。図６Ａは、飛しょう体の飛しょう速度が相対的に遅い場合のジェットエンジンの作動状態を示す概略断面図である。図６Ｂは、飛しょう体の飛しょう速度が相対的に速い場合のジェットエンジンの作動状態を示す概略断面図である。
　第１ステップＳ１において、飛しょう体１が相対的に遅い速度で飛しょうする。飛しょう体１の飛しょうは、ロケットモータ３の作動により実行されてもよいし、あるいは、飛しょう体１が、飛行中の他の飛行体に搭載されることにより実行されてもよい。
　第２ステップＳ２において、燃料噴射器３０から噴射される燃料Ｇへの点火が実行される。燃料への点火は、例えば、点火器（図示せず）によって行われる。
　第３ステップＳ３において、インレット１１から取り込まれた空気のうち分離部１４の壁面上の空気の流れは、複数の乱流生成部２０によって乱流化される。また、インレット１１から取り込まれた空気を用いて、燃料噴射器３０から噴射される燃料が燃焼される。燃焼により生じた炎Ｆは、保炎器３２により保炎される。燃料の燃焼により生じた燃焼ガスは、ノズル１３を介してジェットエンジンから放出され、ジェットエンジンは推進力を得る。図６Ａは、第３ステップＳ３が実行されている時のジェットエンジンの作動状態を示す。図６Ａに記載の例では、分離部１４の壁面上の空気の流れは、複数の乱流生成部２０によって乱流化される。このため、境界層剥離に起因して、高圧領域が前方側（インレット側）に拡大することが抑制される。
　第４ステップＳ４において、飛しょう体１が加速する。第５ステップＳ５において、複数の乱流生成部２０の各々を構成する部材の少なくとも一部が消失または移動する。例えば、乱流生成部２０の全部が消失してもよい。
　第６ステップＳ６において、複数の乱流生成部２０の各々を構成する部材の少なくとも一部が消失または移動することにより、分離部１４の壁面上の空気の流れの乱流化が抑制される。また、インレット１１から取り込まれた空気を用いて、燃料噴射器３０から噴射される燃料が燃焼される。燃焼により生じた炎Ｆは、保炎器３２により保炎される。燃料の燃焼により生じた燃焼ガスは、ノズル１３を介してジェットエンジンから放出され、ジェットエンジンは推進力を得る。図６Ｂは、第６ステップＳ６が実行されている時のジェットエンジンの作動状態を示す。図６Ｂに記載の例では、分離部１４の壁面上の空気の流れの乱流化が抑制される。このため、圧力損失が低減され、飛しょう体の燃費が向上する。なお、第６ステップＳ６における飛しょう体１の飛しょう速度（飛しょうマッハ数）は、第３ステップＳ３における飛しょう体１の飛しょう速度（飛しょうマッハ数）よりも大きい。例えば、第６ステップＳ６における飛しょう体１の飛しょう速度（飛しょうマッハ数）は、第１閾値ＴＨ１（例えば、マッハ２、マッハ２．５、マッハ３等）以上であり、第３ステップＳ３における飛しょう体１の飛しょう速度（飛しょうマッハ数）は、第１閾値ＴＨ１（例えば、マッハ２、マッハ２．５、マッハ３等）より小さい。
　上述の実施形態では、低速飛しょう時において、分離部１４の壁面上の境界層が、壁面から剥離することが抑制される。その結果、燃焼圧が上流側に伝播することが抑制される。燃焼圧が上流側に伝播することが抑制されることにより、ジェットエンジンが低速度でも作動可能となる。すなわち、ジェットエンジンの作動可能な速度範囲が拡大する。また、実施形態のジェットエンジンを、ジェットエンジンの作動前にロケットモータを用いて加速する飛しょう体に適用した場合、必要なロケットモータの量が低減される。その結果、飛しょう体全体を小型化あるいは軽量化することができる。さらに、複数の乱流生成部２０の各々を構成する部材の少なくとも一部が、飛しょう中の熱的影響又は空力的影響により自動的に消失する場合には、アクチュエータあるいは制御装置等を用いることなく、乱流生成部２０の状態を自動的に変化させることが可能となる。また、上述の実施形態では、高速飛しょう時（例えば、巡航時）では、圧力損失を伴う空気流れの乱流化が抑制される。また、上述の実施形態では、複数の乱流生成部２０を設けることにより、図２Ａに記載の例のように分離部の長さを長くする必要がなくなる。その結果、ジェットエンジンの大型化（あるいは、飛しょう体の大型化）が抑制される。
（乱流生成部の配置、構造、材料等）
　図７Ａ乃至図７Ｇを参照して、乱流生成部の配置、構造または材料等の具体例について説明する。図７Ａおよび図７Ｂは、実施形態に係るジェットエンジンの部分構成の一例を模式的に示す概略斜視図である。図７Ｃ乃至図７Ｅは、分離部の状態を模式的に示す断面図であって、主流空気の流れに垂直な面における断面図を示す。図７Ｆおよび図７Ｇは、分離部の状態を模式的に示す断面図であって、縦断面図を示す。
（第１例）
　図７Ａは、乱流生成部２０の配置、構造の例を示す。第１例では、複数の乱流生成部２０の各々は、消失することにより空気流路ＦＡ中の空気の流れの乱流化を抑制することが可能な部材２１を含む。より具体的には、部材２１は、飛しょう中の熱的影響（空力加熱等）または空力的影響（空力せん断力等）によって、分離部１４の壁面上から消失する材料を含む。当該消失する材料は、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によって形状が変化する材料である。当該消失する材料は、例えば、アブレーション材料である。アブレーション材料は、例えば、スカイハロー（登録商標）、シリカ／フェノール等である。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。また、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。当該材料（例えば、アブレーション材料）は、上述の第３ステップＳ３においては、分離部１４の壁面から空気流路ＦＡに向けて突出するように構成されている。他方、当該材料（例えば、アブレーション材料）の少なくとも一部は、上述の第６ステップＳ６においては、分離部１４の壁面上から消失している。その結果、分離部１４の壁面上の空気の流れの乱流化が抑制される。
　図７Ａを参照して、部材２１は、分離部１４の壁面から空気流路ＦＡに向かって突出する突起を含む。分離部１４の壁面から、突起の頂部までの高さは、例えば、０．５ｍｍ以上５．０ｍｍ以下である。なお、部材２１が、分離部１４の壁面上から消失する材料を含む場合、当該部材２１が配置される分離部１４の壁面上の位置は、空気流路ＦＡを流れる空気の流れ方向にみて（換言すれば、空気流路ＦＡの長手方向にみて）、燃料噴射口３０ａが配置される位置（壁面上の位置）とオーバーラップしないことが好ましい。すなわち、空気流路ＦＡを流れる空気の流れ方向にみて、燃料噴射口３０ａが配置される位置（壁面上の位置）とオーバーラップする領域（図７Ａの斜線によって示される領域）には、部材２１（乱流生成部２０）が配置されないことが好ましい。図７Ａの斜線によって示される位置に部材２１が配置されないことにより、壁面上から消失した部材２１の材料が、空気の流れに乗って、燃料噴射口３０ａに達し、燃料噴射口３０ａを塞ぐ等の事態の発生を防止することが可能となる。
　代替的、あるいは、付加的に、部材２１が、分離部１４の壁面上から消失する材料を含む場合、当該部材２１が配置される分離部１４の壁面上の位置は、空気流路ＦＡを流れる空気の流れ方向にみて、保炎器３２が配置される位置とオーバーラップしないことが好ましい。すなわち、空気流路ＦＡを流れる空気の流れ方向にみて、保炎器３２が配置される位置とオーバーラップする領域には、部材２１（乱流生成部２０）が配置されないことが好ましい。上述の位置関係を採用することにより、壁面上から消失した部材２１の材料が、空気の流れに乗って、保炎器３２に達し、保炎器３２の保炎機能が低下する等の事態の発生を防止することが可能となる。
　図７Ａに記載の例では、燃料噴射口３０ａが配置された壁面１６Ａ（例えば、燃焼器の上壁面または下壁面）は、部材２１（乱流生成部２０）が配置された壁面１６Ｂとは、異なる壁面である。すなわち、燃料噴射口３０ａが配置された壁面１６Ａは、部材２１（乱流生成部２０）が配置された壁面１６Ｂと同一平面上にない。このため、壁面１６Ｂ上から消失した部材２１の材料が、空気の流れに乗って、燃料噴射口３０ａに達する可能性が低減される。なお、図７Ａに記載の例では、部材２１（乱流生成部２０）が配置された壁面１６Ｂは、燃料噴射口３０ａが配置された壁面１６Ａと、対向する壁面である。代替的に、あるいは、付加的に、部材２１（乱流生成部２０）が配置された壁面１６Ｂは、燃焼器の側壁面であってもよい（図７Ａにおいて破線で示される部材２１を参照）。
　なお、部材２１の分離部１４の壁面上への施工は、例えば、部材２１を構成する材料を、分離部１４の壁面上に塗布あるいは噴霧することによって行われてもよい。代替的に、部材２１の分離部１４の壁面上への施工は、部材２１を分離部１４の壁面に接着することにより行われてもよい。
（第２例）
　図７Ｂ乃至図７Ｄは、乱流生成部２０の配置、構造の他の例を示す。図７Ｂおよび図７Ｃは、上述の第３ステップＳ３における分離部１４の状態を示し、図７Ｄは、上述の第６ステップＳ６における分離部の状態を示している。第２例では、複数の乱流生成部２０の各々は、移動することにより空気流路ＦＡ中の空気の流れの乱流化を抑制することが可能な部材２２を含む。図７Ｃに示されるように、部材２２は、駆動装置２３に、機械的に接続されており、部材２２は、駆動装置２３（例えば、アクチュエータ）の作動により、移動する。なお、部材２２が磁性体である場合には、駆動装置２３は、部材２２を磁力によって移動させる電磁石を含んでいてもよい。図７Ｂに記載の例では、部材２２は、柱状部材であるが、当該部材２２は、空気流路ＦＡに向かって突出する突起を含んでいれば、どのような形状であってもよい。駆動装置２３は、制御装置８０からの制御信号を受信すると作動する。図７Ｃおよび図７Ｄに記載の例では、駆動装置２３は、制御装置８０から制御信号を受信すると作動して、部材２２を空気流路ＦＡから退避させる。すなわち、駆動装置２３の作動により、部材２２は、空気流路ＦＡに向かって分離部１４の壁面から突出した位置から、分離部１４の壁面から突出しない退避位置に移動する。なお、図７Ｃおよび図７Ｄに記載の例では、１つの駆動装置２３が対応する１つの部材２２を駆動するように構成されているが、代替的に、１つの駆動装置２３が複数の部材２２を駆動するように構成されてもよい。
　図７Ｃは、駆動装置２３の作動前の状態を示し、図７Ｄは、駆動装置２３の作動後の状態を示す。図７Ｃに記載の状態では、部材２２は、分離部１４の壁面から空気流路ＦＡに向かって突出している。このため、分離部１４の壁面上の空気の流れは、部材２２（乱流生成部２０）によって乱流化される。なお、図７Ｃに記載の状態において、分離部１４の壁面から、部材２２の頂部までの高さは、例えば、０．５ｍｍ以上５．０ｍｍ以下である。他方、図７Ｄに記載の状態では、部材２２は、分離部１４の壁内に退避している。部材２２の頂面が、分離部１４の壁面と面一となるように、部材２２は、分離部１４の壁内に退避してもよい。
　制御装置８０は、飛しょうマッハ数、飛しょう高度、および飛しょう時間の少なくとも１つに基づいて、駆動装置２３を作動させてもよい。飛しょうマッハ数、および／または、飛しょう高度は、センサ６０によって取得されるデータに基づいて、制御装置８０によって算出されてもよい。飛しょう時間は、制御装置８０が備えるタイマによって計測されてもよい。制御装置８０は、例えば、飛しょうマッハ数が上述の第１閾値ＴＨ１以上になると、駆動装置２３を作動させてもよい。駆動装置２３の作動により、部材２２は、図７Ｃに示される突出位置から、図７Ｄに示される退避位置に移動する。
　部材２２が、空気流路ＦＡに対して相対移動可能な移動可能部材を含む場合（換言すれば、分離部１４の壁面に対して相対的に移動可能な移動可能部材を含む場合）、当該移動可能部材が配置される位置は、空気流路ＦＡを流れる空気の流れ方向にみて、保炎器３２が配置される位置とオーバーラップする位置であることが好ましい。すなわち、空気流路ＦＡを流れる空気の流れ方向にみて、保炎器３２が配置される位置とオーバーラップする領域（図７Ｂにおいて斜線で示される領域）に、少なくとも１つの移動可能部材（乱流生成部２０）が配置されることが好ましい。当該位置関係を採用した場合、移動可能部材（乱流生成部２０）によって、移動可能部材の近傍における高圧領域の形成が抑制される。その結果、保炎器３２には、移動可能部材の近傍を介して、空気が円滑に供給される。
　なお、第２例において、乱流生成部２０（部材２２）が、消失することにより空気流路ＦＡ中の空気の流れの乱流化を抑制することが可能な材料を含まない場合、当該材料が、燃焼器（例えば、燃料噴射口３０ａあるいは保炎器３２等）に再付着することによる悪影響を防止することができる。
（第２例の変形例）
　図７Ｅを参照して、第２例の変形例を示す。図７Ｅは、駆動装置２３の作動前の状態を示す（すなわち、図７Ｅは、上述の第３ステップＳ３における分離部１４の状態を示す）。図７Ｅに記載の例では、部材２２が、空気流路ＦＡに向かって分離部１４の壁面から突出した位置ではなく、分離部１４の壁内に退避した位置にある点で、上述の第２例とは異なる。第２例の変形例は、その他の点では、第２例と同様である。図７Ｅに記載の例では、部材２２が分離部１４の壁内に退避した位置にあることにより、分離部１４と複数の部材２２とによって複数の凹部２４が形成されている。分離部１４の壁面上の空気の流れは、当該複数の凹部２４によって、乱流化される。
　図７Ｄは、第２例の変形例において、駆動装置２３の作動後の状態を示す。図７Ｅおよび図７Ｄに記載の例では、駆動装置２３は、制御装置８０から制御信号を受信すると作動して、部材２２を空気流路ＦＡにむけて移動させる。すなわち、駆動装置２３の作動により、分離部１４と複数の部材２２とによって形成される複数の凹部２４の深さが浅くなるか、あるいは、分離部１４と複数の部材２２とによって形成される複数の凹部２４が消滅する。その結果、分離部１４の壁面上の空気の流れの乱流化が抑制される。
（第３例）
　図７Ｆおよび図７Ｇは、乱流生成部２５の配置、構造の他の例を示す。図７Ｆは、上述の第３ステップＳ３における分離部１４の状態を示し、図７Ｇは、上述の第６ステップＳ６における分離部の状態を示している。第３例では、複数の乱流生成部２５の各々は、飛しょう中の熱的影響（空力加熱等）または空力的影響（空力せん断力等）によって自動的に分離部１４の壁面上から消失する部材２５Ｂと、部材２５Ｂの消失に伴い自動的に移動することにより空気流路ＦＡ中の空気の流れの乱流化を抑制することが可能な部材２５Ａ（移動可能部材）とを含む。部材２５Ａは、例えば、板状の部材である。図７Ｆに示される状態では、部材２５Ａの少なくとも一部が、分離部１４の壁面から空気流路ＦＡに向かって突出している。その結果、分離部１４の壁面上の空気の流れは、複数の部材２５Ａ（複数の乱流生成部２５）によって乱流化される。
　上述の第５ステップＳ５に対応して、部材２５Ｂは、飛しょう中の熱的影響（空力加熱等）または空力的影響（空力せん断力等）によって自動的に分離部１４の壁面上から消失する。部材２５Ａを突出状態に支持していた部材２５Ｂが消失する結果、部材２５Ａは、分離部１４の壁面に沿う位置に移動する。そして、部材２５Ａが、分離部１４の壁面に沿う位置に移動すると、分離部１４の壁面上の空気の流れの乱流化が抑制される。
　上述の第１例乃至第３例の少なくとも１つに示される構成を採用した場合、低速飛しょう時において、分離部１４の壁面上の境界層が、壁面から剥離することが抑制される。その結果、燃焼圧が上流側に伝播することが抑制される。燃焼圧が上流側に伝播することが抑制されることにより、ジェットエンジンが低速度でも作動可能となる。すなわち、ジェットエンジンの作動可能な速度範囲が拡大する。また、上述の第１例乃至第３例の少なくとも１つに示される構成を備えたジェットエンジンを、ジェットエンジンの作動前にロケットモータを用いて加速する飛しょう体に適用した場合、必要なロケットモータの量が低減される。その結果、飛しょう体全体を小型化あるいは軽量化することができる。さらに、上述の第１例または第３例に示される構成を採用した場合、アクチュエータあるいは制御装置等を用いることなく、乱流生成部の状態を自動的に変化させることが可能となる。また、上述の第１例乃至第３例の少なくとも１つに示される構成を採用した場合、高速飛しょう時（例えば、巡航時）では、圧力損失を伴う空気流れの乱流化が抑制される。また、上述の第１例乃至第３例の少なくとも１つに示される構成を採用した場合、図２Ａに記載の例のように分離部の長さを長くする必要がなくなる。その結果、ジェットエンジンの大型化（あるいは、飛しょう体の大型化）が抑制される。
　なお、複数の乱流生成部の具体的な構成として、上述の第１例乃至第３例のうちの少なくとも２つを組み合わせた構成を採用してもよい。代替的に、複数の乱流生成部の具体的な構成として、上述の第１例乃至第３例に示される構成以外の構成を採用してもよい。
　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、他の実施形態にも適用可能である。
１　　　　　　　　　：飛しょう体
２　　　　　　　　　：ジェットエンジン
３　　　　　　　　　：ロケットモータ
１０　　　　　　　　：機体
１１　　　　　　　　：インレット
１２　　　　　　　　：燃焼器
１３　　　　　　　　：ノズル
１４　　　　　　　　：分離部
１５　　　　　　　　：インレットの後方端
１６Ａ　　　　　　　：壁面
１６Ｂ　　　　　　　：壁面
２０　　　　　　　　：乱流生成部
２１　　　　　　　　：部材
２２　　　　　　　　：部材
２３　　　　　　　　：駆動装置
２４　　　　　　　　：凹部
２５　　　　　　　　：乱流生成部
２５Ａ　　　　　　　：部材
２５Ｂ　　　　　　　：部材
３０　　　　　　　　：燃料噴射器
３０ａ　　　　　　　：燃料噴射口
３２　　　　　　　　：保炎器
４０　　　　　　　　：カウル
５０　　　　　　　　：空間
６０　　　　　　　　：センサ
８０　　　　　　　　：制御装置
１０２　　　　　　　：ジェットエンジン
１０２ａ　　　　　　：ジェットエンジン
１１０　　　　　　　：機体
１１０ａ　　　　　　：機体
１１１　　　　　　　：インレット
１１２　　　　　　　：燃焼器
１１２ａ　　　　　　：燃焼器
１１３　　　　　　　：ノズル
１２０　　　　　　　：燃料噴射器
１２１　　　　　　　：保炎器
１２１ａ　　　　　　：保炎器
１４０　　　　　　　：カウル
１５０　　　　　　　：空間
ＦＡ　　　　　　　　：空気流路
Ｇ　　　　　　　　　：燃料
ＨＰ　　　　　　　　：高圧領域
ＭＡ　　　　　　　　：主流空気

Claims (11)

  1. 　空気を取り込むインレットと、
    　燃料を噴射する燃料噴射口を備え、前記空気を用いて前記燃料噴射口から噴射される燃料を燃焼する燃焼器と、
    を具備し、
    　前記燃焼器は、前記インレットの後端と前記燃料噴射口との間において、前記空気が流れる空気流路を規定する分離部を備え、
    　前記分離部には、前記空気の流れを乱流化する複数の乱流生成部が配置され、
    　前記複数の乱流生成部の各々は、移動するか消失することにより前記空気の流れの乱流化を抑制することが可能な部材を含む
    　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、
    　前記部材は、前記空気流路に向かって突出する突起を含む
    　ジェットエンジン。
  3. 　請求項１または２に記載のジェットエンジンにおいて、
    　前記部材は、飛しょう中の熱的影響又は空力的影響により前記分離部の壁面上から消失する材料を含む
    　ジェットエンジン。
  4. 　請求項３に記載のジェットエンジンにおいて、
    　前記部材が配置される前記分離部の壁面上の位置は、前記空気流路を流れる前記空気の流れの方向にみて、前記燃料噴射口が配置される位置とオーバーラップしない
    　ジェットエンジン。
  5. 　請求項４に記載のジェットエンジンにおいて、
    　前記燃焼器は、前記燃料噴射口が配置された第１壁面と、前記複数の乱流生成部が配置された第２壁面とを備え、
    　前記第２壁面は、前記第１壁面とは異なる壁面である
    　ジェットエンジン。
  6. 　請求項１または２に記載のジェットエンジンにおいて、
    　前記部材は、前記空気流路に対して移動可能な移動可能部材である
    　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、
    　前記移動可能部材は、飛しょう中の熱的影響又は空力的影響により自動的に移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、
    　前記移動可能部材を移動させる駆動装置と、
    　前記駆動装置を制御する制御装置と
    を更に備え、
    　前記制御装置は、飛しょうマッハ数、飛しょう高度、および飛しょう時間の少なくとも１つに基づいて、前記駆動装置を作動させ、
    　前記駆動装置は、作動することにより、前記移動可能部材の前記空気流路に対する進出状態あるいは退避状態を変化させる
    　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において、
    　前記燃焼器は、保炎器を備え、
    　前記移動可能部材が配置される位置は、前記空気流路を流れる前記空気の流れの方向にみて、前記保炎器が配置される位置とオーバーラップする
    　ジェットエンジン。
  10. 　請求項１乃至９のいずれか一項に記載のジェットエンジンを備える飛しょう体。
  11. 　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、
    　　燃料を噴射する燃料噴射口を備え、前記空気を用いて前記燃料噴射口から噴射される燃料を燃焼する燃焼器と
    を具備し、
    　前記燃焼器は、前記インレットの後端と前記燃料噴射口との間において、前記空気が流れる空気流路を規定する分離部を備え、
    　前記分離部には、前記空気の流れを乱流化する複数の乱流生成部が配置され、
    　前記ジェットエンジンの動作方法は、
    　前記複数の乱流生成部により、前記分離部の壁面上の前記空気の流れを乱流化しつつ、前記空気を用いて前記燃料噴射口から噴射される燃料を燃焼する工程と、
    　前記複数の乱流生成部の各々を構成する部材の少なくとも一部を消失または移動させる工程と、
    　前記分離部の壁面上の前記空気の流れの乱流化を抑制しつつ、前記空気を用いて前記燃料噴射口から噴射される燃料を燃焼する工程と
    　を具備する
    　ジェットエンジンの動作方法。
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