JP6258101B2

JP6258101B2 - 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

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Publication number: JP6258101B2
Application number: JP2014070366A
Authority: JP
Inventors: 祥彦上野; 正二郎古谷
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2014-03-28
Filing date: 2014-03-28
Publication date: 2018-01-10
Anticipated expiration: 2034-03-28
Also published as: US20170009992A1; WO2015146376A1; EP3098515B1; JP2015190741A; EP3098515A4; EP3098515A1; US10830439B2

Description

本発明は、ジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法に関する。

音速より速く飛しょうする機体のジェットエンジンとして、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極めて高速であり、短時間に燃料と空気とを混合・燃焼させる必要がある。

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。燃焼噴射器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を噴射する。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。

関連する技術として特開平８−２１９４０８号公報に超音速燃焼器が開示されている。この超音速燃焼器は、楔断面形状のストラットと、複数の小片と、噴射ノズルと、を備えている。楔断面形状のストラットは、超音速空気流の流路内に鋭角部を上流側に向けて配置され、かつ流れにほぼ直交する後端面を有する。複数の小片は、ストラットの後端面に設けられ、該後端面にほぼ等しい幅を有し、かつ下流側に延びている。噴射ノズルは、ストラットの前記小片の間に設けられ、下流に向けて燃料を噴射する。

特開平８−２１９４０８号公報

図１において、燃料Ｇは、燃料噴射器１２０から垂直方向（＋ｚ方向）に噴射されると、垂直方向（＋ｚ方向）に拡散しながら、空気Ａｉｒの流れ方向（＋ｘ方向）にも拡散する。ここで、燃料Ｇが垂直方向（＋ｚ方向）に拡散する距離を、燃料Ｇの「貫通高さ」と定義する。燃料Ｇの貫通高さは、主として、空気Ａｉｒの流れ方向（＋ｘ方向）の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。

短時間に燃料と空気との混合を促進させる方法として、燃焼器において複数の燃料噴射口をスパン方向（＋ｙ方向）に配置し、燃料の偏在を解消する方法が考えられる。図２Ａ及び図２Ｂは、その従来の方法を用いた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２Ａは燃料噴射器１２０の複数の燃料噴射口付近の斜視図であり、図２Ｂは図２Ａ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（＋ｘ方向）に所定距離だけ離れた位置での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２Ａに示されるように、燃料Ｇは、燃焼器１１２の壁面１２１に設けられた燃料噴射器１２０の複数の燃料噴射口から垂直方向（＋ｚ方向）に供給される。その後、燃料Ｇは、インレット１１１からの空気Ａｉｒにより、その流れ方向（＋ｘ方向）へ流される。そのとき、図２Ｂに示されるように、断面Ｃ１０１（ｙｚ断面）において、スパン方向（ｙ方向）では、燃料Ｇは適度に拡散しているので、燃料Ｇの偏在は少ない。しかし、高さ方向（ｚ方向）では、燃料Ｇは上方寄りに拡散しているので、燃料Ｇの偏在が存在するという問題が有る。

特開平８−２１９４０８号公報では、図２Ａの場合と同様に、スパン方向（ｙ方向）に同一の噴射ノズルを並べている。したがって、スパン方向（ｙ方向）の燃料Ｇの偏在は少ないと考えられる。しかし、高さ方向（ｚ方向）の燃料Ｇの偏在に関しては特に対応していない。そのため、図２Ｂに示すように、高さ方向（ｚ方向）の燃料Ｇの偏在が存在すると考えられる。

図２Ｂに示すような高さ方向（ｚ方向）の燃料Ｇの偏在が存在すると、飛しょう体１の速度に依っては、空気と燃料Ｇとの混合が不十分となり、安定的な燃焼が困難になる状況が発生し得る。そのような場合、エンジンの動作が不安定になり得ると考えられる。そのため、ジェットエンジンを使用するときは、使用速度範囲等を所定の範囲に制限する必要がある。

したがって、本発明の目的は、より安定的に動作し、使用速度範囲等の制限を緩和することが可能なジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法を提供することにある。また、本発明の他の目的は、空気と燃料との混合をより促進することで燃料消費の低減等が可能なジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法を提供することにある。

この発明のこれらの目的とそれ以外の目的と利益とは以下の説明と添付図面とによって容易に確認することができる。

以下に、発明を実施するための形態で使用される番号・符号を用いて、課題を解決するための手段を説明する。これらの番号・符号は、特許請求の範囲の記載と発明を実施するための形態との対応関係の一例を示すために、参考として、括弧付きで付加されたものである。

本発明の１つの観点において、ジェットエンジンは、空気を取り込むインレット（１１）と、前記空気を用いて燃料を燃焼する燃焼器（１２）とを具備している。燃焼器（１２）は、燃料を噴射する開口部（３１ａ、３１ｂ）が複数形成された噴射器（２０）を備えている。複数の開口部（３１ａ、３１ｂ）は、燃焼器（１２）内の空気の流路の方向に対して概ね垂直方向に並んで配置されている。複数の開口部（３１ａ、３１ｂ）は、面積が互いに異なる開口部を含んでいる。このようなジェットエンジンは、複数の開口部（３１ａ、３１ｂ）から、空気の流路の異なる高さに燃料を噴射することができる。それにより、空気の流路の断面における燃料の偏りを減少させることができる。それにより、空気と燃料との混合をより促進することが可能となる。なお、概ね垂直とは、垂直及び垂直に対して±５°程度の範囲を含む意味である。

上記のジェットエンジンにおいて、複数の開口部（３１ａ、３１ｂ）は、面積が相対的に狭い第１開口部（３１ａ）と、面積が相対的に広い第２開口部（３１ｂ）とを含んでいてもよい。第１開口部（３１ａ）と第２開口部（３１ｂ）とは隣り合っていてもよい。このようなジェットエンジンは、より確実に、空気の流路の断面における燃料の偏りを減少させることができる。また、隣り合う第１開口部（３１ａ）と第２開口部（３１ｂ）とでは、噴射する燃料の高さが異なるので、その境界にせん断力が生じ、燃料の流れが乱される。そのため、空気と燃料との混合をより促進することが可能となる。

上記のジェットエンジンにおいて、噴射器（２０）は、第１燃料配管（３３ａ）と、第１マニホールド（３２ａ）と、複数の第１燃料供給管（３０ａ）と、第２燃料配管（３３ｂ）と、第２マニホールド（３２ｂ）と、複数の第２燃料供給管（３０ｂ）とを備えていてもよい。ただし、第１燃料配管（３３ａ）は、燃料を供給する。第１マニホールド（３２ａ）は、第１燃料配管（３３ａ）に接続されている。複数の第１燃料供給管（３０ａ）は、第１マニホールド（３２ａ）に接続されている。第２燃料配管（３３ｂ）は、燃料を供給する。第２マニホールド（３２ｂ）は、第２燃料配管（３３ｂ）に接続されている。複数の第２燃料供給管（３０ｂ）は、第２マニホールド（３２ｂ）に接続されている。複数の第１燃料供給管（３０ａ）は、複数の第１開口部（３１ａ）に接続されてもよい。複数の第２燃料供給管（３０ｂ）は、複数の第２開口部（３１ｂ）に接続されてもよい。このようなジェットエンジンは、面積が異なる複数の開口部（３１ａ、３１ｂ）へ燃料を供給する場合でも、開口部と同数の配管を用いる必要が無く、配管の組み合わせも簡素にでき、燃料供給系を全体として簡素にすることができる。

上記のジェットエンジンにおいて、噴射器（２０）は、第１燃料配管（３３ａ）と、第１燃料供給管（３０ａ）と、第２燃料配管（３３ｂ）と、減圧機構（３５）と、第２燃料供給管（３０ｂ）とを備えていてもよい。ただし、第１燃料配管（３３ａ）は、燃料を供給する主燃料配管（３４）に接続されている。第１燃料供給管（３０ａ）は、第１燃料配管（３３ａ）に接続されている。第２燃料配管（３３ｂ）は、主燃料配管（３４）に接続されている。減圧機構（３５）は、第２燃料配管（３３ｂ）の途中に設けられている。第２燃料供給管（３０ｂ）は、第２燃料配管（３３ｂ）に接続されている。第１燃料供給管（３０ａ）は、第１開口部（３１ａ）に接続されてもよい。第２燃料供給管（３０ｂ）は、第２開口部（３１ｂ）に接続されてもよい。このようなジェットエンジンは、面積が異なる開口部（３１ａ、３１ｂ）へ燃料を供給する場合でも、バルブを用いる必要が無く、配管の組み合わせも簡素にでき、燃料供給系を全体として簡素にすることができる。

上記のジェットエンジンにおいて、燃料は、複数の開口部（３１ａ、３１ｂ）に対して、同一流量で供給されてもよい。このようなジェットエンジンは、面積が異なる開口部（３１ａ、３１ｂ）へ、同一流量で供給しても、それら開口部（３１ａ、３１ｂ）から、空気の流路の異なる高さに燃料を噴射することができる。

本発明の他の１つの観点において、ジェットエンジンは、空気を取り込むインレット（１１）と、空気を用いて燃料を燃焼する燃焼器（１２）とを具備している。燃焼器（１２）は、燃料を噴射する開口部（５１／６１）が設けられた噴射器（２０ａ／２０ｂ）を備えている。開口部（５１／６１）は、燃焼器（１２）内の空気の流路方向に対して概ね垂直方向に延伸し、垂直方向に沿って、流路方向の幅が変動している。このようなジェットエンジンは、開口部（５１／６１）における流路方向の幅の異なる領域から、空気の流路の異なる高さに燃料を噴射することができる。それにより、空気の流路の断面における燃料の偏りを減少させることができる。それにより、空気と燃料との混合をより促進することが可能となる。

本発明の更に他の１つの観点において、飛しょう体は、上記段落のいずれか一項に記載のジェットエンジン（２）と、ジェットエンジン（２）に接続されたロケットモータ（３）とを具備している。このような飛しょう体は、上記段落記載のジェットエンジンと同様の効果、例えば、空気の流路の断面における燃料の偏りを減少させ、空気と燃料との混合をより促進することができる、という効果を奏することができる。このような飛しょう体は、ジェットエンジン（２）での燃料と空気との混合がより促進されて燃焼を安定的に行うことができるので、ジェットエンジン（２）をより低速から使用しかつ燃料消費を低減することができる。それにより、飛しょう体１の搭載すべき燃料を減らせるとともに、飛しょう体１のロケットモータ（３）を使用する速度範囲及びロケットモータ（３）が発揮すべき推力を小さくしできる。すなわち、燃料、燃料タンク、ロケットモータ（３）を小型化することができ、飛しょう体１の大きさや重量を大きく低減することが可能となる。

本発明の更に他の１つの観点は、ジェットエンジンの動作方法である。ここで、ジェットエンジンは、空気を取り込むインレット（１１）と、前記空気を用いて燃料を燃焼する燃焼器（１２）とを具備している。燃焼器（１２）は、燃料を噴射する開口部（３１ａ、３１ｂ）が複数設けられた噴射器（２０）を備えている。複数の開口部（３１ａ、３１ｂ）は、燃焼器（１２）内の空気の流路の方向に対して概ね垂直な方向に並んで配置されている。複数の開口部（３１ａ、３１ｂ）は、面積が互いに異なる開口部を含んでいる。ジェットエンジンの動作方法は、燃料を同一の流量で複数の開口部（３１ａ、３１ｂ）に供給するステップと、複数の開口部（３１ａ、３１ｂ）から前記燃料を噴射するステップとを具備している。更に、複数の開口部（３１ａ、３１ｂ）から噴射された燃料を、空気と共に燃焼するステップを具備している。このようなジェットエンジンの動作方法は、複数の開口部（３１ａ、３１ｂ）から、空気の流路の異なる高さに燃料を噴射することができる。それにより、空気の流路の断面における燃料の偏りを減少させることができる。それにより、空気と燃料との混合をより促進することが可能となる。

本発明により、より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できる。また、本発明により、空気と燃料との混合をより促進することが可能なジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法を提供することができる。

図１は、ジェットエンジンの構成を模式的に示す概略断面図である。図２Ａは、従来の方法を用いた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２Ｂは、従来の方法を用いた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３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４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５Ａは、第１の実施の形態に係る燃焼器での燃料噴射の様子を模式的に示す概略図である。図５Ｂは、第１の実施の形態に係る燃焼器での燃料噴射の様子を模式的に示す概略図である。図６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７Ａは、第１の実施の形態に係る燃料噴射器の構成の一例を模式的に示す平面図である。図７Ｂは、第１の実施の形態に係る燃料噴射器の構成の一例を模式的に示す側面図である。図８Ａは、第１の実施の形態に係る燃料噴射器の構成の他の一例を模式的に示す平面図である。図８Ｂは、第１の実施の形態に係る燃料噴射器の構成の他の一例を模式的に示す側面図である。図９は、第２の実施の形態に係る燃焼器の燃料噴射器の構成例を模式的に示す平面図である。図１０は、第２の実施の形態に係る燃焼器の燃料噴射器の他の構成例を模式的に示す平面図である。

以下、本発明の実施の形態に係るジェットエンジン及びジェットエンジンの動作方法に関して、添付図面を参照して説明する。ここでは、ジェットエンジンを飛しょう体に適用した例について説明する。

（第１の実施の形態）
本実施の形態に係る飛しょう体１の構成について説明する。
図３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／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４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。また、燃焼の初期には、燃料Ｇはイグナイタ（図示されず）等により点火されることにより燃焼する。燃料噴射器２０は、機体１０の下方部分に設けられ、スパン方向に並んで設けられた複数の燃料噴射口を有している。その燃料噴射口の形状や数や配置は任意性がある。

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５Ａ〜図５Ｂは、本実施の形態に係る燃焼器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５Ａは燃料噴射器２０の燃料噴射口付近の斜視図である。図５Ｂは図５Ａ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（＋ｘ方向）に所定距離だけ離れた位置でのｙｚ断面である。いずれの図も図４とは上下を逆にして描かれている。

図５Ａに示されるように、燃焼器１２は、燃焼器１２の壁面２１に設けられた燃料噴射器２０を備えている。燃料噴射器２０は、燃焼器１２の壁面２１から空間５０へ概ね垂直方向（＋ｚ方向）に燃料Ｇを噴射する。燃料噴射器２０は、複数の燃料噴射口３１ａと、複数の燃料供給管３０ａと、複数の燃料噴射口３１ｂと、複数の燃料供給管３０ｂとを備えている。

燃料供給管３０ａは、燃料タンク（図示されず）から燃料噴射口３１ａへ燃料Ｇを供給する配管である。燃料噴射口３１ａは、供給された燃料Ｇを空間５０へ噴射する、壁面２１に設けられた開口部である。一方、燃料供給管３０ｂは、燃料タンク（図示されず）から燃料噴射口３１ｂへ燃料Ｇを供給する配管である。燃料噴射口３１ｂは、供給された燃料Ｇを空間５０へ噴射する、壁面２１に設けられた開口部である。燃料噴射口３１ａ及び燃料噴射口３１ｂの開口部の形状は、任意であり、円形や楕円形や多角形やそれらの組み合わせであってもよい。燃料供給管３０ａ及び燃料供給管３０ｂは、概ね同一の流量の燃料Ｇをそれぞれ燃料噴射口３１ａ及び燃料噴射口３１ｂへ供給する。燃料噴射口３１ａ及び燃料噴射口３１ｂは、概ね同一の流量の燃料Ｇを空間５０へ向けて噴射する。

燃料噴射口３１ａと燃料噴射口３１ｂとは、燃焼器１２内を流れる空気の空気流路の方向に対して交差する方向（好ましくは、空気流路の方向に対して概ね垂直な方向）に交互に並んで配置されている。具体的には、燃料噴射口３１ａと燃料噴射口３１ｂとは、スパン方向（ｙ方向）、又は概ねスパン方向（概ねｙ方向）に交互に並んで配置されている。また、燃料噴射口３１ａの開口部の断面積は、燃料噴射口３１ｂの開口部の断面積よりも小さい。すなわち、スパン方向（ｙ方向）に、開口部の断面積の小さい燃料噴射口３１ａと、開口部の断面積の大きい燃料噴射口３１ｂとが交互に並んで配置されている。これは、スパン方向（ｙ方向）に、開口部の断面積の異なる複数の燃料噴射口が並んで配置されている、と言い換えることができる。この図の例では、燃料噴射口３１ａ及び燃料噴射口３１ｂの開口部の形状は円形である。その場合、スパン方向（ｙ方向）に、孔径の小さい燃料噴射口３１ａと、孔径の大きい燃料噴射口３１ｂとが交互に並んで配置されている。

複数の燃料噴射口３１ａから供給される燃料Ｇを燃料Ｇａとし、複数の燃料噴射口３１ｂから供給される燃料Ｇを燃料Ｇｂとする。燃料Ｇａは、複数の燃料噴射口３１ａから概ね垂直方向（＋ｚ方向）に供給され、インレット１１からの空気Ａｉｒにより、その流れ方向（＋ｘ方向）へ流される。そのとき、図５Ｂに示されるように、断面Ｃ１（ｙｚ断面）において、概ね垂直方向（＋ｚ方向）では、相対的に高い領域（ｚの大きい領域）に拡散する。一方、燃料Ｇｂは、複数の燃料噴射口３１ｂから概ね垂直方向（＋ｚ方向）に供給され、インレット１１からの空気Ａｉｒにより、その流れ方向（＋ｘ方向）へ流される。そのとき、図５Ｂに示されるように、断面Ｃ１（ｙｚ断面）において、概ね垂直方向（＋ｚ方向）では、相対的に低い領域（ｚの小さい領域）に拡散する。すなわち、燃料Ｇは、燃料Ｇａ及び燃料Ｇｂのように、概ね垂直方向（＋ｚ方向）へも適度に拡散しており、燃料Ｇの偏在を少なくすることができる。なお、スパン方向（ｙ方向）において、燃料Ｇが適度に拡散して、偏在が少ないのは図２Ａ及び図２Ｂの場合と同様である。

このように、孔径の小さい燃料噴射口３１ａと、孔径の大きい燃料噴射口３１ｂとを交互に並んで配置することにより、燃料Ｇの偏在が減少する理由について説明する。

図６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２０の位置である。破線は燃料噴射口の開口部の断面積が小さい（孔径が小さい）場合を示し、実線は燃料噴射口の開口部の断面積が大きい（孔径が大きい）場合を示している。ただし、噴射される燃料Ｇの流量は燃料噴射口の開口部の断面積によらず同一としている。

燃料噴射器から噴射された燃料Ｇの概ね垂直方向（＋ｚ方向）の拡散を示す貫通高さは、主として空気Ａｉｒの流れ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の概ね垂直方向の運動量との比によって決定される。そして、同一流量の燃料Ｇを噴射する場合、燃料噴射口の開口部の断面積（例示：孔径）を小さくすると、燃料Ｇの運動量が相対的に高くなる。その結果、貫通高さは相対的に高くなる傾向にある（破線）。一方、燃料噴射口の開口部の断面積（例示：孔径）を大きくすると、燃料Ｇの運動量は相対的に低くなる。その結果、貫通高さは相対的に低くなる傾向にある（実線）。したがって、開口部の断面積の異なる複数の燃料噴射口を配置することで、図５Ｂに示すように、貫通高さの異なる複数の燃料噴射を実現することができる。それにより、概ね垂直方向（＋ｚ方向）へも燃料Ｇの効果的な拡散・混合を実現することができる。

運動量が変化する理由は以下のとおりである。
燃料噴射口の開口部の断面積（例示：孔径）を一定以上とし燃料Ｇの噴射時の流速が音速以下の場合、燃料噴射口の開口部の断面積（例示：孔径）を小さくすると、同一流量の燃料を噴射する場合、燃料Ｇの噴射時の流速は相体的に速くなる。それにより運動量が相体的に増加する。逆に、燃料噴射口の開口部の断面積（例示：孔径）を大きくすると、同一流量の燃料を噴射しようとすると、燃料Ｇの噴射時の流速は相体的に遅くなる。それにより運動量が相対的に低下する。

一方、燃料噴射口の開口部の断面積（例示：孔径）を一定以下とし燃料Ｇの噴射時の流速が音速に達した場合、燃料噴射口の開口部の断面積（例示：孔径）の大きさに関わらず、燃料Ｇの噴射時の流速は音速のまま一定となる。しかし、燃料噴射口の開口部の断面積（例示：孔径）を小さくすると、同一流量の燃料を噴射しようとする場合、燃料Ｇの噴射時の供給圧は相対的に高圧になる。それにより圧力によるエネルギーを加味した運動量が相体的に増加する。逆に、燃料噴射口の開口部の断面積（例示：孔径）を大きくすると、同一流量の燃料を噴射しようとする場合、燃料Ｇの噴射時の供給圧は相対的に低圧になる。それにより圧力によるエネルギーを加味した運動量が相対的に低下する。

図７Ａ及び図７Ｂは、本実施の形態に係る燃料噴射器の構成の一例を模式的に示す平面図及び側面図である。これらは、機体１０内を透視的に見た図である。燃料噴射器２０は、複数の燃料噴射口３１ａと複数の燃料供給管３０ａと複数の燃料噴射口３１ｂと複数の燃料供給管３０ｂに加えて、マニホールド３２ａと配管３３ａとマニホールド３２ｂと配管３３ｂとを備えている。配管３３ａは、燃料タンク（図示されず）からのバルブ等（図示されず）とマニホールド３２ａとを接続している。マニホールド３２ａは、配管３３ａと複数の燃料供給管３０ａとの間に設けられた燃料容器である。マニホールド３２ａは、配管３３ａを介して供給された燃料を、複数の燃料供給管３０ａに分配して供給する。同様に、配管３３ｂは、燃料タンク（図示されず）からのバルブ等（図示されず）とマニホールド３２ｂとを接続している。マニホールド３２ｂは、配管３３ｂと複数の燃料供給管３０ｂとの間に設けられた燃料容器である。マニホールド３２ｂは、配管３３ｂを介して供給された燃料を、複数の燃料供給管３０ｂに分配して供給する。

ここで、燃料Ｇは、バルブ等により流量調整をされ配管３３ａと配管３３ｂとへ同一流量で分配され、マニホールド３２ａ及びマニホールド３２ｂへ供給される。そして、燃料Ｇは、複数の燃料供給管３０ａ、３０ｂを介して複数の燃料噴射口３１ａ、３１ｂから同一流量で噴射される。

このとき、マニホールド３２ａ内部では、流速及び圧力が均一化される。その為、複数の燃料供給管aに対し、同一流量の燃料が供給される。すなわちマニホールド３２aは、流量の時間変化を抑えるとともに、燃料供給管３０ａより上流の燃料供給系を配管３３ａに束ねる役割を果たす。

燃料噴射器２０がこのような構成を有することにより、面積が異なる複数の燃料噴射口へ燃料を供給する場合でも、開口部と同数の配管を用いる必要が無く、配管の組み合わせも簡素にでき、燃料供給系を全体として簡素にすることができる。

図８Ａ及び図８Ｂは、本実施の形態に係る燃料噴射器の構成の他の一例を模式的に示す平面図及び側面図である。これらは、機体１０内を透視的に見た図である。燃料噴射器２０は、複数の燃料噴射口３１ａと複数の燃料供給管３０ａと複数の燃料噴射口３１ｂと複数の燃料供給管３０ｂに加えて、複数の配管３３ａと複数の減圧機構３５と複数の配管３３ｂとを備えている。配管３３ａは、燃料供給管３０ａごとに設けられ、燃料タンク（図示されず）からの共通配管（主燃料配管）３４と燃料供給管３０ａとを接続している。共通配管３４を介して供給された燃料Ｇは、配管３３ａを介して、燃料供給管３０ａへ供給される。一方、配管３３ｂは、燃料供給管３０ｂごとに設けられ、燃料タンク（図示されず）からの共通配管３４と燃料供給管３０ｂとを接続している。減圧機構３５は、配管３３ｂごとに、配管３３ｂの途中に設けられた、燃料Ｇを減圧する装置（例示：オリフィス）である。共通配管３４を介して供給された燃料Ｇは、減圧機構３５で減圧されながら、配管３３ｂを介して燃料供給管３０ｂへ供給される。

ここで、配管３３ａは相対的に細い内径の配管である。一方、配管３３ｂは相対的に太い内径の配管であるが、途中に減圧機構３５を備えている（流路を絞られている）。そのため、共通配管３４からの燃料Ｇは、バルブ等により流量調整をすることなく、複数の配管３３ａと複数の配管３３ｂとへ同一流量で分配される。そして、燃料Ｇは、複数の燃料供給管３０ａ、３０ｂを介して複数の燃料噴射口３１ａ、３１ｂから同一流量で噴射される。

このとき、配管３３ａや燃料供給管３０ａでは相対的に圧力が高いので、燃料噴射口の開口部の断面積が一定以上で燃料Ｇの噴射時の流速が音速以下の場合には相対的に高速で燃料Ｇが噴射され、燃料噴射口の開口部の断面積が一定以下で燃料Ｇの噴射時の流速が音速の場合には相対的に高圧で燃料Ｇが噴射される。一方、配管３３ｂや燃料供給管３０ｂでは減圧機構３５により相対的に圧力が低いので、燃料噴射口の開口部の断面積が一定以上で燃料Ｇの噴射時の流速が音速以下の場合には相対的に低速で燃料Ｇが噴射され、燃料噴射口の開口部の断面積が一定以下で燃料Ｇの噴射時の流速が音速の場合には相対的に低圧で燃料Ｇが噴射される。

次に、本発明の実施の形態に係る飛しょう体１及びジェットエンジン２の動作方法について説明する。

飛しょう体１は、設置位置から目標に向けて発射され、ロケットモータ３により飛しょう開始時の速度から所望の速度、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。

飛しょう体１は、ジェットエンジン２で飛しょうするとき、燃料噴射器２０の複数の燃料噴射口３１ａ、３１ｂ各々へは、概ね同一の流量の燃料Ｇが供給される。

そのとき、燃料噴射器２０の燃料噴射口３１ａから噴射される燃料Ｇの圧力は、相対的に高くなる。そのため、燃料噴射口の開口部の断面積が一定以上で燃料Ｇの噴射時の流速が音速以下の場合には相対的に高速で燃料Ｇが噴射され、燃料噴射口の開口部の断面積が一定以下で燃料Ｇの噴射時の流速が音速の場合には相対的に高圧で燃料Ｇが噴射される。すなわち、相対的に高い運動量を有する燃料Ｇが噴射される。それにより、燃料Ｇの貫通高さが高くなるので、燃料Ｇは流路の上方（図５Ｂの断面Ｃ１の上側：燃料Ｇａ）に主に供給される。

一方、燃料噴射器２０の燃料噴射口３１ｂから噴射される燃料Ｇの圧力は、相対的に低くなる。そのため、燃料噴射口の開口部の断面積が一定以上で燃料Ｇの噴射時の流速が音速以下の場合には相対的に低速で燃料Ｇが噴射され、燃料噴射口の開口部の断面積が一定以下で燃料Ｇの噴射時の流速が音速の場合には相対的に低圧で燃料Ｇが噴射される。すなわち、相対的に低い運動量を有する燃料Ｇが噴射される。それにより、燃料Ｇの貫通高さが低くなるので、燃料Ｇは流路の下方（図５Ｂの断面Ｃ１の下側：燃料Ｇｂ）に主に供給される。

このようにして、飛しょう体１は、燃料Ｇの偏りが非常に少ない状態で、燃料Ｇを継続的に噴射することができる（図５Ｂ）。飛しょう体１は、概ね所定の速度で飛しょうする。

以上のようにして、本発明の実施の形態に係る飛しょう体１及びジェットエンジン２は動作する。

なお、複数の燃料噴射口は、スパン方向（ｙ方向）に開口部の面積が変動していれば、その大小関係（大面積の開口部と小面積の開口部との組み合わせ方）は、図５Ａの例（小、大、小、大、小）に限定されるものではない。例えば、（大、小、大、小、大）や、（小、小、大、小、小、大、小、小）や、（小、中、大、中、小、中、大、中、小）などのような組み合わせであってもよい。

本実施の形態では、スパン方向（ｙ方向）に開口部の面積の異なる複数の燃料噴射口を並べて配置している。そのため、各燃料噴射口へ同一の流量で供給された燃料は、各燃料噴射口から噴射された後、各燃料噴射口の開口部の面積（燃料の運動量）に応じた貫通高さで流路を拡散する。すなわち、燃料は、複数の異なる貫通高さで噴射される。したがって、全体として、流路内での燃料の偏りを少なくできるので、流路を流れる燃料と空気との混合をより促進し、効率的な混合を行うことができる。それにより、ジェットエンジンの推力及び燃費を向上することができる。また、流路を流れる燃料と空気との混合をより促進できるので、燃料と空気との混合に必要な距離を短縮することができる。それにより、ジェットエンジンの小型化が可能となる。

また、本実施の形態では、燃料と空気との混合をより促進するためにスパン方向に開口部の面積の異なる複数の燃料噴射口を並べて配置しているが、特別な装置等の追加をする必要がない。そのため、機体が大型化することはない。すなわち、機体の大型化を伴わずに、ジェットエンジンの性能を向上させることができる。

また、本実施の形態では、隣り合う燃料噴射口の開口部の面積が相違しているので、両者の燃料の噴流の間にせん断力が発生する。その結果、両者の燃料の噴流は流れを乱されるため、空気との混合をより促進することが可能となる。

また、本実施の形態では、燃料と空気との混合がより促進されるため、安定的燃焼できる範囲をより低速な速度域まで拡大できるとともに燃料消費を低減できる。すなわち、ジェットエンジンをより低速から高効率で使用することができる。それにより、飛しょう体１の搭載すべき燃料を減らせるとともに、飛しょう体１のロケットモータ３を使用する速度範囲及びロケットモータ３が発揮すべき推力を小さくしできる。すなわち、燃料、燃料タンク、ロケットモータ３を小型化することができ、飛しょう体１の大きさや重量を大きく低減することが可能となる。

（第２の実施の形態）
本実施の形態では、燃料噴射口の開口部がスパン方向に連続している点で第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９は、本実施の形態に係る燃焼器の燃料噴射器の構成例を模式的に示す平面図である。本実施の形態では、燃焼器１２は、燃料噴射器２０ａを備えている。その燃料噴射器２０ａは、燃料を噴射する開口部として燃料噴射口５１を有している。その燃料噴射口５１は、空気の流路の第１方向（ｘ方向）に対して概ね垂直な第２方向（ｙ方向）に延伸し、その第２方向（ｙ方向）に沿って、第１方向（ｘ方向）の幅が変動している。この図の例では、その燃料噴射口５１は、第１方向の幅の狭い開口領域５１ａと、第１方向の幅の広い開口領域５１ｂとを有している。第１方向（ｘ方向）の幅の変動は、波状（又は、サインカーブ状）である。この場合、燃料の供給は、例えば、１本の燃料供給管から行ってもよいし、複数の燃料供給管から行ってもよい。

第１の実施の形態では、面積の小さい燃料噴射口３１ａと面積の大きい燃料噴射口３１ｂとが独立して存在し、スパン方向（ｙ方向）に交互に並んで配置されている。一方、本実施の形態では、それら面積の異なる燃料噴射口が、独立して存在しているのではなく、スパン方向（ｙ方向）に互いに結合して一体となっている、と見ることができる。ただし、部分的に結合が途切れていてもよい。

このとき、燃料噴射口の開口部の局所的な断面積が一定以上で燃料Ｇの噴射時の流速が音速以下の場合には、燃料噴射口５１のうち、幅の狭い開口領域５１ａでは、その面積が小さいので、燃料Ｇの噴射時の流速は相体的に速くなる。それにより運動量が相体的に増加して、貫通高さが高くなる。逆に、燃料噴射口５１のうち、幅の広い開口領域５１ｂでは、その面積が大きいので、燃料Ｇの噴射時の流速は相体的に遅くなる。それにより運動量が相対的に低下して、貫通高さが低くなる。したがって、この場合にも、各開口領域から貫通高さの異なる複数の燃料噴射を実現することができる。それにより、概ね垂直方向（＋ｚ方向）へも燃料Ｇの効果的な混合を実現することができる。

他の構成及び動作は、第１の実施の形態と同様である。

なお、燃料噴射口における、第１方向（ｘ方向）の幅の変動の形態は図９の例に限定されるものではなく、様々な変形が可能である。例えば、図１０は、本実施の形態に係る燃焼器の燃料噴射器の他の構成例を模式的に示す平面図である。この変形例では、その燃料噴射器２０ｂは、燃料を噴射する開口部として燃料噴射口６１を有している。その燃料噴射口６１は、空気の流路の第１方向（ｘ方向）に対して概ね垂直な第２方向（ｙ方向）に延伸し、その第２方向（ｙ方向）に沿って、第１方向（ｘ方向）の幅が変動している。この図の例では、その燃料噴射口６１は、第１方向の幅の狭い開口領域６１ａと、第１方向の幅の広い開口領域６１ｂとを有している。第１方向（ｘ方向）の幅の変動は、幅の広い開口領域６１ｂでは円弧状であり、幅の狭い開口領域６１ａでは直線状である。

本実施の形態についても、燃料噴射口の開口部の局所的な断面積が一定以上で燃料Ｇの噴射時の流速が音速以下の場合には、第１の実施の形態と同様の効果を得ることができる。

本発明により、より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、空気と燃料との混合をより促進することが可能なジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法を提供することができる。

本実施の形態はジェットエンジンを飛しょう体に適用した例示ついて説明しているが、本発明は、その例に限定されるものではなく、ロケット及びジェットエンジンを備えた多段式打ち上げ機や航空機にも適用可能である。

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

１：飛しょう体
２：ジェットエンジン
３：ロケットモータ
１０：機体
１１：インレット
１２：燃焼器
１３：ノズル
２０：燃料噴射器
２０ａ：燃料噴射器
２０ｂ：燃料噴射器
２１：壁面
３０ａ：燃料供給管
３０ｂ：燃料供給管
３１ａ：燃料噴射口
３１ｂ：燃料噴射口
３２ａ：マニホールド
３２ｂ：マニホールド
３３ａ：配管
３３ｂ：配管
３４：共通配管（主燃料配管）
３５：減圧機構
４０：カウル
５０：空間
５１：燃料噴射口
５１ａ：幅の狭い開口領域
５１ｂ：幅の広い開口領域
６１：燃料噴射口
６１ａ：幅の狭い開口領域
６１ｂ：幅の広い開口領域
１１０：機体
１１１：インレット
１１２：燃焼器
１１３：ノズル
１２０：燃料噴射器
１４０：カウル
１５０：空間
Ａｉｒ：空気
Ｃ１：断面
Ｃ１０１：断面
Ｇ：燃料
Ｇａ：燃料
Ｇｂ：燃料

Claims

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複数形成された噴射器
を備え、
前記複数の開口部は、
前記燃焼器内の前記空気の流路の方向に対して垂直方向に並んで配置され、
面積が互いに異なる２種類の開口部を含み、
前記燃料は、前記複数の開口部に対して、同一流量で供給される
ジェットエンジン。
請求項１に記載のジェットエンジンにおいて、
前記複数の開口部は、
面積が相対的に狭い第１開口部と、
面積が相対的に広い第２開口部と
を含み、
前記第１開口部と前記第２開口部とは隣り合っている
ジェットエンジン。
請求項２に記載のジェットエンジンにおいて、
前記噴射器は、
前記燃料を供給する第１燃料配管と、
前記第１燃料配管に接続された第１マニホールドと、
前記第１マニホールドに接続された複数の第１燃料供給管と、
前記燃料を供給する第２燃料配管と、
前記第２燃料配管に接続された第２マニホールドと、
前記第２マニホールドに接続された複数の第２燃料供給管と
を備え、
前記複数の第１燃料供給管は、複数の前記第１開口部に接続され、
前記複数の第２燃料供給管は、複数の前記第２開口部に接続される
ジェットエンジン。
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複数形成された噴射器
を備え、
前記複数の開口部は、
前記燃焼器内の前記空気の流路の方向に対して垂直方向に並んで配置され、
面積が互いに異なる２種類の開口部を含み、
前記複数の開口部は、
面積が相対的に狭い第１開口部と、
面積が相対的に広い第２開口部と
を含み、
前記第１開口部と前記第２開口部とは隣り合っており、
前記噴射器は、
前記燃料を供給する主燃料配管に接続された第１燃料配管と、
前記第１燃料配管に接続された第１燃料供給管と、
前記主燃料配管に接続された第２燃料配管と、
前記第２燃料配管の途中に設けられた減圧機構と、
前記第２燃料配管に接続された第２燃料供給管と
を備え、
前記第１燃料供給管は、前記第１開口部に接続され、
前記第２燃料供給管は、前記第２開口部に接続される
ジェットエンジン。
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複数形成された噴射器
を備え、
前記複数の開口部は、
前記燃焼器内の前記空気の流路の方向に対して垂直方向に並んで配置され、
面積が互いに異なる２種類の開口部を含み、
前記垂直方向に順次接続され、前記空気の流路方向の幅が前記垂直方向に沿って変動している
ジェットエンジン。
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複数形成された噴射器
を備え、
前記複数の開口部は、
前記燃焼器内の前記空気の流路の方向に対して垂直方向に並んで配置され、
面積が互いに異なる２種類の開口部を含み、
前記複数の開口部は、
面積が相対的に狭い第１開口部と、
面積が相対的に広い第２開口部と
を含み、
前記第１開口部と前記第２開口部とは隣り合っており、
前記第１開口部からの燃料の噴射方向は、前記第２開口部からの燃料の噴射方向と平行である
ジェットエンジン。
請求項６に記載のジェットエンジンにおいて、
前記第１開口部からの燃料の噴射方向は、前記燃焼器の壁面に垂直であり、
前記第２開口部からの燃料の噴射方向は、前記燃焼器の壁面に垂直である
ジェットエンジン。
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複数形成された噴射器
を備え、
前記複数の開口部は、
前記燃焼器内の前記空気の流路の方向に対して垂直方向に並んで配置され、
面積が互いに異なる２種類の開口部を含み、
前記複数の開口部は、
面積が相対的に狭い第１開口部と、
面積が相対的に広い第２開口部と
を含み、
前記第１開口部と前記第２開口部とは隣り合っており、
複数の前記第１開口部と、
複数の前記第２開口部と
を備え、
前記第１開口部と前記第２開口部とは、前記空気の流路方向に対して垂直方向に沿って交互に配置される
ジェットエンジン。
請求項１乃至８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。
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複数設けられた噴射器
を備え、
前記複数の開口部は、
前記燃焼器内の前記空気の流路の方向に対して垂直方向に並んで配置され、
面積が互いに異なる２種類の開口部を含み、
前記ジェットエンジンの動作方法は、
前記燃料を前記複数の開口部に供給するステップと、
前記複数の開口部から前記燃料を噴射するステップと、
前記複数の開口部から噴射された前記燃料を、前記空気と共に燃焼するステップと
を具備し、
前記燃料を前記複数の開口部に供給するステップは、前記面積が互いに異なる２つ開口部のうちの一方の開口部に供給する前記燃料の流量と、前記面積が互いに異なる２つ開口部のうちの他方の開口部に供給する前記燃料の流量とが同一流量となるように、前記複数の開口部に前記燃料を供給することを含む
ジェットエンジンの動作方法。