WO2015151621A1 - 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と、空気を用いて燃料を燃焼する燃焼器（１２）と、燃料の供給を制御する燃料制御部（３７）とを具備する。燃焼器（１２）は、燃料を供給する燃料供給部（２２）と、燃料を噴射する噴射器（２０）とを備える。噴射器（２０）は、燃料を噴射する開口部（３０－１～３０－５）を含む。燃料供給部（２２）は、オートパイロットの指令に応じた流量で噴射器（２０）へ燃料を供給する。燃料制御部（３７）は、低速時に燃料を噴射する開口部（３０）の数又は燃料を供給する配管中の流路断面積が、高速時に燃料を噴射する開口部（３０）の数又は燃料を供給する配管中の流路断面積よりも大きくなるように、噴射器（２０）を制御する。

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、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、ラムジェットエンジンでは燃焼器内部は亜音速であり、スクラムジェットエンジンでは燃焼器内部は超音速であり、いずれの場合にも、火炎の吹き消え等による失火（保炎不可）を発生させないことが重要である。

　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

　本発明の目的は、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、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、燃料の供給を制御する燃料制御部とを具備している。燃焼器は、燃料を送出する燃料供給部と、燃料供給部から供給された燃料を噴射する開口部が形成された噴射器と、燃料供給部から開口部に燃料を供給する配管と、配管に設けられた流路断面積調整部とを備えている。燃料制御部は、燃料供給部を、オートパイロットの指令に応じた総燃料流量を噴射器に送出するように制御する。燃料制御部は、流路断面積調整部を制御して、配管の流路断面積を変化させることにより、燃料の貫通高さを制御する。

　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と、燃料の供給を制御する燃料制御部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、燃料を送出する燃料供給部と、燃料供給部から供給された燃料を噴射する噴射器であって、燃料を噴射する開口部を含む噴射器と、燃料供給部から開口部に燃料を供給する配管と、配管に設けられた流路断面積調整部とを備えている。ジェットエンジンの動作方法は、燃料供給部が、オートパイロットの指令に応じた総燃料流量で噴射器へ燃料を送出するステップと、燃料が保炎可能領域を通過するように、流路断面積調整部を制御して、配管の流路断面積を変化させるステップとを具備している。

　本発明により、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、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。

　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、実施の形態に係るジェットエンジンの構成の一例を示す機能ブロック図である。 図７Ｂは、実施の形態に係るジェットエンジンの燃料噴射器の構成の他の例を示す機能ブロック図である。 図８Ａは、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８Ｂは、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９Ａは、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９Ｂは、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１０は、飛しょう速度と燃料噴射制御器による弁の開閉に関するテーブルの一例を示す表である。 図１１Ａは、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変形例の様子を模式的に示す概略図である。 図１１Ｂは、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変形例の様子を模式的に示す概略図である。 図１２は、飛しょう速度と燃料噴射制御器による弁の開閉に関するテーブルの他の例を示す表である。 図１３Ａは、実施の形態の変形例に係るジェットエンジンにおいて、燃料噴射口が１つである場合の例を概念的に示す概略断面図であり、ジェットエンジンを通過する主流空気に対して垂直な断面図であり、かつ、弁が全開であるときの断面図である。 図１３Ｂは、実施の形態の変形例に係るジェットエンジンにおいて、燃料噴射口が１つである場合の例を概念的に示す概略断面図であり、ジェットエンジンを通過する主流空気に対して垂直な断面図であり、かつ、弁の開度を絞ったときの断面図である。

　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）
　まず、本明細書における重要な用語を定義する。燃料の「貫通高さ」とは、空気の流れ方向に対して垂直方向に、燃料噴射器から燃料を噴射する時に、当該燃料が当該垂直方向に拡散する距離を意味するものと定義する。例えば、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）に拡散する距離が、燃料Ｇの「貫通高さ」である。また、「空気の運動量流束」とは、単位時間当たりに空気の流れ方向に垂直な単位面積を通過する空気の質量と、当該空気の速度との積を意味するものと定義する。また、「燃料の運動量流束」とは、燃料噴射口から噴射された直後の燃料の運動量であって、噴射直後に単位時間当たりに噴射方向に垂直な単位面積を通過する燃料の質量と、当該燃料の噴射速度との積を意味するものと定義する。

　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の運動量流束が小さい）場合を示し、実線は飛しょう体速度が速い（空気Ａｉｒの運動量流束が大きい）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）の運動量流束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。これは、空気Ａｉｒの流れ方向の運動量流束が高く、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：主に、加速段階にあたる）、貫通高さは高くなる傾向にある。これは、空気Ａｉｒの運動量流束が低く、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射器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の運動量流束が大きいため、燃料Ｇの貫通高さが低いためである（図２）。

　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、複数の燃料噴射器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の運動量流束が小さいため、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。

　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。

　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）に空間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た１つ又は複数の開口部を有している。燃料噴射器２０は、オートパイロットの指令に応じた流量で燃料を供給される。そして、燃料噴射器２０は、低速時に燃料を噴射する開口部の数又は燃料を供給する配管中の流路断面積が、高速時に燃料を噴射する開口部の数又は燃料を供給する配管中の流路断面積よりも大きくなるように、制御される。ただし、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、流路断面積を制御することには、複数の配管のうちの少なくとも１つを閉状態にして、燃料を噴射する開口部の数を制御することが包含される。また、配管中の流路断面積を制御することについて、配管のどの位置における流路断面積を制御するかについては任意性がある。すなわち、例えば、配管のうち、燃料噴射器の開口部における流路断面積を制御してもよいし、燃料噴射器の開口部から離れた位置における流路断面積を制御してもよい。

　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は、本実施の形態に係るジェットエンジンの構成の一例を示す機能ブロック図である。ジェットエンジン２は、燃焼器１２と、燃料制御部３７とを備えている。燃焼器１２は、インレット１１から取り入れた空気を用いて燃料を燃焼する。燃料制御部３７は、燃焼器１２での燃料の供給を制御する。燃焼器１２は、燃料供給部２２と、燃料噴射器２０とを備えている。燃料供給部２２は、燃料を燃料噴射器２０へ送出する。燃料噴射器２０は、供給された燃料を空気の流れる空間５０へ噴射する。

　燃料噴射器２０は、複数の燃料噴射口（開口部）３０－１～３０－５と、複数の配管４３、４４－１～４４－５と、複数の弁４２－１～４２－５とを含んでいる。なお、複数の燃料噴射口（開口部）３０－１～３０－５は、面積が同じであることが好ましい。なお、本明細書において、「面積が同じ」には、「面積が概ね同じ」であることが包含される。ここで、「面積が概ね同じ」とは、燃料噴射口の面積の最大のものと最小のものとの比が１≦最大のもの／最小のもの≦１．５であることを意味する。

　複数の配管４３、４４－１～４４－５は、燃料供給部２２から送出される燃料を、複数の燃料噴射口３０－１～３０－５へ供給する。具体的には、配管４４－１は一端を配管４３の一端に、他端を燃料噴射口３０－１にそれぞれ接続されている。配管４４－２は一端を配管４３の一端に、他端を燃料噴射口３０－２にそれぞれ接続されている。配管４４－３は一端を配管４３の一端に、他端を燃料噴射口３０－３にそれぞれ接続されている。配管４４－４は一端を配管４３の一端に、他端を燃料噴射口３０－４にそれぞれ接続されている。配管４４－５は一端を配管４３の一端に、他端を燃料噴射口３０－５にそれぞれ接続されている。配管４３は他端を燃料供給部２２に接続されている。

　複数の燃料噴射口３０－１～３０－５は、壁面２１に設けられた複数の開口部である。複数の燃料噴射口３０－１～３０－５は、複数の配管４４－１～４４－５から供給された燃料を噴射する。複数の燃料噴射口３０－１～３０－５は、空気の流路の方向に対して垂直方向である概ねスパン方向（概ねｙ方向）に並んで配置されている。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、概ね垂直とは、垂直及び垂直に対して±５°の範囲（換言すれば、８５°以上９５°以下の範囲）を含む意味である。また、空気流路の方向とは、燃焼器の長手方向（具体的には、主流空気の流れに関し、上流側から下流側に向かうｘ方向）を意味する。また、複数の開口部の形状には特に制限はなく、円形、楕円形、多角形、又はそれらの組み合わせであってもよい。また、燃料噴射口３０の数について特に制限はない。燃料噴射口３０の配置についても、概ねｙ方向に並んで配置されていれば特に制限はない。

　複数の弁（流路断面積調整部）４２－１～４２－５は、複数の配管４４－１～４４－５の途中に設けられている。具体的には、弁４２－１は、配管４４－１の途中に設けられている。弁４２－２は、配管４４－２の途中に設けられている。弁４２－３は、配管４４－３の途中に設けられている。弁４２－４は、配管４４－４の途中に設けられている。弁４２－５は、配管４４－５の途中に設けられている。なお、流路断面積調整部は、流路断面積を調整可能なものであれば何でもよく、弁であってもよいし、燃料Ｇの流量を調整可能なマスフローコントローラであってもよいし、弁とマスフローコントローラの組であってもよい。

　この場合、５つの弁（及び／又はマスフローコントローラ）４２－１～４２－５を開／閉状態にすることで、５つの燃料噴射口３０－１～３０－５のうちの所望の燃料噴射口３０へ燃料Ｇを供給することができる。言い換えると、このような複数の弁（及び／又はマスフローコントローラ）により、複数の燃料噴射口３０での燃料噴射の流量を個別に制御することが可能となる。それにより、燃料Ｇを噴射する燃料噴射口の数または各燃料噴射口からの燃料噴射流量が異なる複数の状態を作り出すことができる。

　燃料制御部３７は、燃焼器１２の燃料供給部２２及び複数の弁（及び／又はマスフローコントローラ）４２－１～４２－５に制御信号を送り、燃料供給部２２及び複数の弁を制御する。例えば、燃料制御部３７は、飛しょう速度が所定の速度に達した段階で、燃料供給部２２がオートパイロットの指令に応じた総流量の燃料を燃料噴射器２０へ強制的に送出するように、燃料供給部２２を制御する。例えば、燃料供給部２２は、オートパイロットの指令に応じた総流量の燃料を燃料噴射器２０へ強制的に送出する定量ポンプを備える。加えて、例えば、燃料制御部３７は、低速時に弁４２－１～４２－５が開状態となり、高速時に弁４２－１と弁４２－５が閉状態となり、弁４２－２～４２－４が開状態となるように、弁４２－１～４２－５を制御する。ただし、弁４２－１～４２－５の制御は、上記の例に限られない。なお、前記燃料供給部２２の制御は、弁４２－１～４２－５の制御とは独立して行われることが好ましい。すなわち、弁４２－１～４２－５の制御は、燃料の総流量の制御とは無関係であることが好ましい。

　燃料制御部３７は、オートパイロット３３と、燃料噴射制御器３１と、飛しょう速度計測／推定器３２とを備えている。オートパイロット３３と、燃料噴射制御器３１と、飛しょう速度計測／推定器３２とは、それぞれ、独立したコンピュータ（なお、各コンピュータは、例えば、ハードウェアプロセッサ、メモリ、通信インターフェースを備える。）であってもよい。なお、オートパイロット３３と、飛しょう速度計／推定器３２とは、燃料制御部３７の外部に設けられていてもよい。

　代替的に、オートパイロット３３と、燃料噴射制御器３１と、飛しょう速度計測／推定器３２とは、１つのコンピュータによって構成されてもよい。１つのコンピュータによって構成される場合、燃料制御部３７は、例えば、ハードウェアプロセッサ、メモリ、通信インターフェースを備える１つのコンピュータである。この場合、ハードウェアプロセッサは、メモリに記憶されたプログラムを実行することにより、燃料制御部３７を、オートパイロット（自動操縦指令装置）、飛しょう速度計測器（または、飛しょう速度推定器、あるいは、飛しょう速度計測推定器）、燃料噴射制御器として機能させる。

　飛しょう速度計測／推定器３２は、ジェットエンジン２の飛しょう速度を計測又は推定する。飛しょう速度計測／推定器３２は、計測器の場合、例えば、ピトー管である。飛しょう速度計測／推定器３２は、推定器３２の場合、例えば、ＧＰＳ装置や慣性航法装置であり、ＧＰＳ装置の場合は自身の位置の時間変化により、慣性航法装置の場合は自身の加速度の積分により速度を推定する。

　燃料制御部３７は、オートパイロット３３から指示された総燃料流量、及び、飛しょう速度計測／推定器３２のデータ、高度センサ（図示せず）のデータ、他のセンサ（図示されず）のデータ等に基づいて、燃料噴射制御器３１を制御する。

　なお、総燃料流量については、例えば、次のように決定される。ある特定の飛しょう体又はある特定のジェットエンジンについて、飛しょう高度（高度センサのデータ）及び飛しょう速度（飛しょう速度計測／推定器３２のデータ）に基づいて、インレット１１から流入する空気流入量を求めることができる。例えば、燃料制御部３７は、飛しょう高度及び飛しょう速度から、前記空気流入量を計算により求めるように構成される。あるいは、燃料制御部３７のメモリは、飛しょう高度及び飛しょう速度と、前記空気流入量とを対応付けるテーブルを記憶しており、燃料制御部３７は、当該テーブルを参照して、前記空気流入量を求めるように構成してもよい。他方、オートパイロット３３からの速度指令、加速度指令等に応じてジェットエンジンに要求すべき推力は、求められる。当該推力は、燃料制御部３７が計算により求めることとしてもよい。そして、当該推力と、前記飛しょう速度と、前記飛しょう高度と、前記空気流入量等から、燃焼器１２に供給すべき総燃料流量を求めることができる。例えば、当該総燃料流量は、燃料制御部３７によって、計算により求められる。

　燃料噴射制御器３１は、オートパイロット３３からの制御信号、並びに、飛しょう速度計測／推定器３２及び高度センサ等のデータに基づいて、燃焼器１２の燃料供給部２２及び複数の弁４２－１～４２－５を制御信号により制御する。燃料噴射制御器３１は、マイクロコンピュータに例示される。例えば、燃料噴射制御器３１は、オートパイロット３３からの制御信号に基づいて、送出すべき総燃料流量を燃料供給部２２に対して指示する。当該指示に応じて、燃料供給部２２は、燃料を送出する。また、燃料噴射制御器３１は、前記総燃料流量、及び／又は、飛しょう速度計測／推定器３２、高度センサ等からのデータに基づいて、複数の弁４２－１～４２－５の開閉又は開度を制御する。複数の弁４２－１～４２－５の開閉又は開度の制御に際しては、燃料噴射制御器３１の記憶部に格納された弁の開閉又は開度に関するテーブル３５を参照してもよい。複数の弁４２－１～４２－５の開閉又は開度の制御、及び、テーブル３５については後述される。

　なお、燃料噴射器２０における、配管及び弁は、上記構成に限定されるものではない。図７Ｂは、本実施の形態に係るジェットエンジンの燃料噴射器の構成の他の例を示す機能ブロック図である。燃料噴射器２０ａは、複数の燃料噴射口３０－１～３０－５と、複数の配管４３、４３ａ－１、４３ａ－２、４４ａ－１～４４ａ－５と、複数の弁４２ａ－１～４２ａ－２とを含んでいる。

　配管４４ａ－１は一端を配管４３ａ－１の一端に、他端を燃料噴射口３０－１にそれぞれ接続されている。配管４４ａ－５は一端を配管４３ａ－１の一端に、他端を燃料噴射口３０－５にそれぞれ接続されている。配管４４ａ－２は一端を配管４３ａ－２の一端に、他端を燃料噴射口３０－２にそれぞれ接続されている。配管４４ａ－３は一端を配管４３ａ－２の一端に、他端を燃料噴射口３０－３にそれぞれ接続されている。配管４４ａ－４は一端を配管４３ａ－２の一端に、他端を燃料噴射口３０－４にそれぞれ接続されている。配管４３ａ－１は他端を配管４３の一端に接続されている。配管４３ａ－２は他端を配管４３の一端に接続されている。配管４３の他端は燃料供給部２２に接続されている。弁４２ａ－１は、配管４３ａ－１の途中に設けられている。弁４２ａ－２は、配管４３ａ－２の途中に設けられている。

　この場合、弁の数が少なくなっているが、２つの弁４２ａ－１、４２ａ－２を開状態にすることで、５つの燃料噴射口３０－１～３０－５に燃料Ｇを供給し、１つの弁４２ａ－１を閉状態にすることで、中央の３つの燃料噴射口３０－２～３０－４に燃料Ｇを供給し、両側の２つの燃料噴射口３０－１、３０－５への燃料Ｇの供給を停止できる。すなわち、２つの弁４２ａ－１、４２ａ－２の切り替えにより、少なくとも２つの状態を作り出すことができる。使用する弁４２ａの数を少なくすることができる。

　図８Ａ～図８Ｂ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８Ａは燃料噴射器２０の開口部付近の斜視図である。図８Ｂは図８Ａ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。

　燃料噴射器２０において、燃料供給部２２は、燃料制御部３７からの制御信号に基づいて、配管４３へ燃料Ｇを送出する。複数の弁（流路断面積調整部）４２－１～４２－５は、燃料制御部３７からの制御信号に基づいて、開状態になっている。複数の燃料噴射口（開口部）３０－１～３０－５は、複数の配管４４－１～４４－５を介して燃料Ｇを供給される。そして、図８Ａに示すように、複数の燃料噴射口（開口部）３０－１～３０－５は、供給された燃料Ｇを空間５０へ噴射する。このとき、燃料Ｇは、５つの燃料噴射口３０から噴射されている。

　本実施の形態では、燃料Ｇがオートパイロットの指令に応じた総燃料流量（総質量流量）で燃料供給部２２から送出され、飛しょう体１の速度が低速の場合（主に加速時）、５つの燃料噴射口３０－１～３０－５から噴射されている。この場合、燃料Ｇを噴射する燃料噴射口３０の数が相対的に多いので、１つの燃料噴射口３０から噴射される燃料Ｇの噴射速度及び／又は密度、ひいては、運動量流束は相対的に減少する。それにより、燃料Ｇの貫通高さを低く抑えることができる。その結果、飛しょう体１の速度が低速で、空気Ａｉｒの運動量流束が小さい場合でも、図４Ａ及び図４Ｂの事態が発生せずその結果、図８Ｂ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を通過することが抑制される。

　一方、図９Ａ～図９Ｂ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９Ａは燃料噴射器２０の開口部付近の斜視図である。図９Ｂは図９Ａの断面Ｃ１における燃料Ｇの様子を示す図である。

　燃料噴射器２０において、燃料供給部２２は、燃料制御部３７からの制御信号に基づいて、配管４３へ燃料Ｇを送出する。複数の弁４２－２～４２－４は、燃料制御部３７からの制御信号に基づいて、開状態になっている。一方、複数の弁４２－１、４２－５は、燃料制御部３７からの制御信号に基づいて、閉状態になっている。その結果、複数の燃料噴射口（開口部）３０－２～３０－４は、複数の配管４４－２～４４－４を介して燃料Ｇを供給される。そして、図９Ａに示すように、複数の燃料噴射口（開口部）３０－２～３０－４は、供給された燃料Ｇを空間５０へ噴射する。一方、複数の燃料噴射口（開口部）３０－１、３０－５は、燃料Ｇを供給されないので、図９Ａに示すように、供給された燃料Ｇを空間５０へ噴射することはない。このとき、燃料Ｇは、３つの燃料噴射口３０から噴射されている。

　本実施の形態では、燃料Ｇがオートパイロットの指令に応じた総燃料流量（総質量流量）で燃料供給部２２から送出され、飛しょう体１の速度が高速の場合（主に巡航時）、３つの燃料噴射口３０－２～３０－４から燃料Ｇが噴射されている。この場合、燃料Ｇを噴射する燃料噴射口３０の数が相対的に少ないので、１つの燃料噴射口３０から噴射される燃料Ｇの噴射速度及び／又は密度、ひいては、運動量流束は相対的に増加する。それにより、空気Ａｉｒの運動量流束が大きい場合であっても、燃料Ｇの貫通高さを維持することができる。その結果、飛しょう体１の速度が高速で、空気Ａｉｒの運動量流束が大きい場合、図９Ｂ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を通過することができる。

　本実施の形態に関し、低速時に多数の燃料噴射口３０で燃料を噴射し、高速時に少数の燃料噴射口３０を噴射している。このことは、低速時には使用される複数の燃料噴射口３０の断面積の和を大きくし、高速時には使用される複数の燃料噴射口３０の断面積の和を小さくしている、と言い換えることもできる。あるいは、低速時には複数の流路断面積調整部（複数の弁４２）における各流路断面積の和を大きくし、高速時には複数の流路断面積調整部（複数の弁４２）における各流路断面積の和を小さくしている、と言い換えることもできる。この考えを応用すると、低速時に弁４２－１～４２－５を開状態とし、高速時に弁４２－１、４２－５を完全に閉状態にするのではなく、少しだけ開状態として、複数の弁４２の流路断面積の和（開度の和）を小さくすることによっても、上記実施の形態と同様の状態を作ることができる。それにより、低速時に貫通高さが高くならないように抑えて、空気Ａｉｒの運動量流束が小さい場合でも、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。加えて、高速時に貫通高さが低くならないようにして、空気Ａｉｒの運動量流束が大きい場合でも、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。

　次に、流路断面積の和を制御する場合の例について説明する。燃料制御部３７は、オートパイロットの指令に基づいて、燃料噴射器２０に送出すべき総燃料流量を求める。そして、燃料制御部３７は、当該総燃料流量を送出するよう、燃料供給部２２を制御する。加えて、燃料制御部３７は、総燃料流量と、燃焼器１２を通過する主流空気の運動量流束（空気の運動量流束を計測又は算出することが困難である場合には、空気の運動量流束の代わりに、例えば、「ジェットエンジンの対気速度」、又は、「ジェットエンジンの対気速度及びジェットエンジンの対気高度」を用いることが可能である。）とに基づいて、複数の流路断面積調整部（複数の弁４２）における「各流路断面積の和」を決定する。ここで、「各流路断面積の和」は、燃料Ｇが、保炎可能領域Ｂを通過するように決定される。なお、各流路断面積は、例えば、流路断面積調整部において、流路断面積が最小となる部分の断面積とする。なお、流路断面積調整部が設けられていない配管４４－１～４４－５が存在する場合には、流路断面積調整部の設けられていない配管の流路断面積は、当該配管の断面積とする。そして、燃料制御部３７は、決定された「各流路断面積の和」を実現すべく、複数の流路断面積調整部（複数の弁４２）における各流路断面積を制御する。なお、各流路断面積が等しくなるように制御してもよいし、例えば、弁４２－１、４２－５を、弁４２－２～４２－４よりも大きく絞る等して、各流路断面積が異なるように制御してもよい。

　上記により、総燃料流量と、各流路断面積とが制御されることにより、各燃料噴射口３０－１～３０－５から噴射される燃料Ｇの燃料噴射速度、密度、又は、燃料の運動量流束、あるいは、燃料の貫通高さは制御され、燃料Ｇが、保炎可能領域Ｂを通過することとなる。

　代替的に、各燃料噴射口３０に絞りシャッタ（図示せず）を設け、各シャッタを連続的に絞ることで、燃料噴射口３０から噴射される燃料の運動量流束を連続的に調整してもよい。この場合、各シャッタが流路断面積調整部となる。

　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の動作方法の一例について説明する。

　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を発射装置から飛しょうせるとき、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、オートパイロット３３の制御により、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い。燃料噴射制御器３１は、飛しょう速度計測／推定器３２から飛しょう体１の速度を取得する。燃料噴射制御器３１は、その飛しょう体１の速度に基づいて、５つの弁４２－１～４２－５のうち、どの弁４２を開にするかを決定する。例えば、燃料噴射制御器３１は、その飛しょう体１の速度に基づいて、速度と弁の開閉に関するテーブル３５を参照して、５つの弁４２－１～４２－５のうち、どの弁４２を開にするかを決定する。

　図１０は、飛しょう体の速度と燃料噴射制御器３１による弁の開閉に関するテーブル３５の一例を示す表である。ここで、○印は弁４２を開状態にすることを示し、×印は弁４２を閉状態にすることを示す。「１」～「５」は、「３０－１」～［３０－５」を示す。テーブル３５に示されるように、飛しょう体１の速度が所定の速度ｖ０未満の場合、弁４２－１～４２－５を開状態とする。飛しょう体１の速度が所定の速度ｖ０以上の場合、弁４２－１、４２－５を閉状態とし、他の弁４２－２、４２－３、４２－４を開状態のままとする。なお、このテーブル３５は一例であり、弁４２の開閉のパターンや段階数はこの例に限定されない。所定の速度ｖ０は飛しょう体１の設計に基づいて決定される。

　飛しょう体１の速度は相対的に遅く、所定の速度ｖ０以下である段階を想定する。その場合、テーブル３５を参照して、５つの燃料噴射器２０の弁４２－１～４２－５が開状態となり、燃料供給部２２が燃料Ｇを５つの燃料噴射口３０－１～３０－５へ供給する。この場合、燃料Ｇを噴射する燃料噴射口３０の数が相対的に多いので、１つの燃料噴射口３０から噴射される燃料Ｇの流量は小さく、燃料の運動量流束は相対的に減少する。それにより、燃料Ｇの貫通高さが低く抑えられ、燃料Ｇは保炎困難領域Ａに達することが抑制され、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（図８Ａ～図８Ｂ）。

　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、十分に速くなった段階（主に、巡航時）を想定する。飛しょう体１の速度は相対的に速く、所定の速度ｖ０以上になる。その場合、テーブル３５を参照して、３つの燃料噴射器２０の弁４２－２～４２－４が開状態を維持しつつ、２つの弁４２－１、４２－５が閉状態となる。燃料供給部２２が燃料Ｇを３つの燃料噴射口３０－２～３０－４へ供給する。この場合、燃料Ｇを噴射する燃料噴射口３０の数が相対的に少ないので、１つの燃料噴射口３０から噴射される燃料Ｇの流量が大きくなり、燃料の運動量流束は相対的に増加する。それにより、燃料Ｇの貫通高さは概ね変わらずに、燃料Ｇは保炎困難領域Ａに達することが抑制され、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（図９Ａ～図９Ｂ）。

　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１１Ａ及び図１１Ｂ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変形例の様子を模式的に示す概略図である。ただし、図１１Ａは燃料噴射器２０の開口部付近の斜視図である。図１１Ｂは図１１Ａの断面Ｃ１における燃料Ｇの様子を示す図である。なお、飛しょう速度が遅い場合は図８Ａ及び図８Ｂと同じである。

　この変形例では、飛しょう速度が速い場合、燃料噴射器２０において、複数の弁４２－１、４２－３、４２－５は、燃料制御部３７からの制御信号に基づいて、開状態になっている。一方、複数の弁４２－２、４２－４は、燃料制御部３７からの制御信号に基づいて、閉状態になる。その結果、複数の燃料噴射口（開口部）３０－１、３０－３、３０－５は、複数の配管４４－１、４４－３、４４－５を介して燃料Ｇを供給される。そして、図１１Ａに示すように、複数の燃料噴射口（開口部）３０－１、３０－３、３０－５は、供給された燃料Ｇを空間５０へ噴射する。一方、複数の燃料噴射口（開口部）３０－２、３０－４は、燃料Ｇを供給されないので、図１１Ａに示すように、供給された燃料Ｇを空間５０へ噴射することはない。このとき、燃料Ｇは、３つの燃料噴射口３０から噴射されている。

　飛しょう体１の速度が高速の場合（主に巡航時）、３つの燃料噴射口３０－１、３０－３、３０－５から燃料Ｇが噴射されている。この場合、燃料Ｇを噴射する燃料噴射口３０の数が相対的に少ないので、１つの燃料噴射口３０から噴射される燃料Ｇの流量が大きくなり、燃料の運動量流束は相対的に増加する。それにより、空気Ａｉｒの運動量流束が大きい場合であっても、燃料Ｇの貫通高さを維持することがでる。その結果、飛しょう体１の速度が高速で、空気Ａｉｒの運動量流束が大きい場合でも、図１１Ｂ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を通過することができる。この場合、図９Ｂの場合と比較すると、少ない燃料Ｇをより広い範囲に拡散させることができる。また、両側の燃料Ｇが、中央の燃料Ｇと離れることで、それらの間に空気がより流通し易くなり、燃料Ｇと空気とをより効率的に混合することができる。

　図１１Ａ及び図１１Ｂのような燃料Ｇの噴射を実現する場合、図１０のテーブル３５を変更する必要がある。図１２は、飛しょう体の速度と燃料噴射制御器３１による弁の開閉に関するテーブル３５の他の例を示す表である。図１０の場合と比較すると、飛しょう体１の速度が所定の速度ｖ０以上の場合、弁４２－２、４２－４を閉状態とし、他の弁４２－１、４２－３、４２－５を開状態のままとする点で相違している。この図１２のテーブル３５により、図１１Ａ及び図１１Ｂのような燃料Ｇの噴射が実現される。

　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（主に、加速時）には、燃料Ｇを噴射する燃料噴射口３０の数が相対的に多くなっている。それにより、燃料噴射口３０の１つ当たりの燃料流量を低下させ、燃料Ｇの運動量流束を低く抑えることができる。そのため、低速時でも、貫通高さが高くならないように抑えて、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の速度が上昇した高速時（主に、巡航時）には、燃料Ｇを噴射する燃料噴射口３０の数が相対的に少なくなっている。それにより、燃料噴射口３０の１つ当たりの燃料流量を増加させ、燃料Ｇの運動量流束を高くすることができる。そのため、高速時でも、貫通高さを維持することができ、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。

　このように、本実施の形態では、燃料噴射器２０からの燃料Ｇの流量の合計値を概ね一定としたまま、飛しょう速度に依らずに、燃料の貫通高さを同程度に保つことが可能な速度の範囲を非常に広くすることができる。それにより、非常に広い速度範囲において、保炎可能領域への持続的な燃料供給を可能とすることができる。

　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、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、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。

　なお、本実施の形態では、低速時に、複数の弁４２が開状態となり、燃料を噴射する燃料噴射口３０の数が増加し、高速時に、開状態であった複数の弁４２のうちのいくつかが閉状態となり、燃料を噴射する燃料噴射口３０の数が減少する、という構成としている。しかし、本実施の形態はこの例に限定されるものではなく、低速時に燃料を噴射する燃料噴射口３０の数が、高速時に燃料を噴射する燃料噴射口３０の数よりも多ければ、どのような形態であってもよい。言い換えると、低速時に燃料が流通可能となる弁４２の数が、高速時に燃料が流通可能となる弁４２の数よりも多ければ、どのような形態であってもよい。例えば、例えば、弁４２が１０個あった場合（端から順に４２－１～４２－１０とする）、低速時に、弁４２－１、４２－２、４２－５、４２－６、４２－９、４２－１０が開状態となり、他の弁４２は閉止し、高速時に、弁４２－３、４２－４、４２－７、４２－８が開状態となり、他の弁４２は閉止するような形態であってもよい。

　また、本実施の形態の変形例に関し、燃料噴射口３０は、１つであってもよい。例えば、燃料噴射口を、ジェットエンジンのスパン方向（横幅方向）に長い１つのスリット状噴射口としてもよい。図１３Ａ、図１３Ｂは、燃料噴射口３０が１つである場合の例を概念的に示す概略断面図であり、ジェットエンジンを通過する主流空気に対して垂直な断面図を示す。なお、図１３Ａは、弁４２が全開であるときの断面図であり、図１３Ｂは、弁４２の開度を絞ったときの断面図である。また、図１３Ａ及び図１３Ｂにおいて、燃料制御部３７、燃料供給部２２、弁（流路断面積調整部）４２、燃料噴射口３０、燃料の貫通高さＬ１及びＬ２等が図示されている。

　図１３Ａ及び図１３Ｂにおいて、図１３Ａの総燃料流量Ｑが図１３Ｂの総燃料流量Ｑと同一であり、図１３Ａの主流空気の運動量流束が図１３Ｂの主流空気の運動量流束と同一である場合を考える。図１３Ａの状態から図１３Ｂの状態になるように、弁４２により流路断面積を絞ると、燃料Ｇの貫通高さは、Ｌ１からＬ２に増加する。

　このことから、例えば、飛しょう速度が増加するにつれて又は飛しょう高度が減少するにつれて、すなわち、主流空気の運動量流束が増加するにつれて、弁４２により流路断面積を絞ることにより、燃料の噴射速度及び／又は密度、及び／又は燃料の運動量流束を増加させて、燃料Ｇの貫通高さ（燃料Ｇが、保炎可能領域Ｂを通過する貫通高さ）を維持するように制御すればよいことが把握される。逆に、飛しょう速度が減少するにつれて又は飛しょう高度が増加するにつれて、すなわち、主流空気の運動量流束が減少するにつれて、弁４２により流路断面積を大きくすることにより、燃料の噴射速度及び／又は密度、及び／又は燃料の運動量流束を減少させて、燃料Ｇの貫通高さ（燃料Ｇが、保炎可能領域Ｂを通過する貫通高さ）を維持するように制御すればよいことが把握される。

　以上のようにして、空気Ａｉｒの運動量流束が小さい場合でも、空気Ａｉｒの運動量流束が大きい場合でも、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を安定的に動作させることができる。

　また、本実施の形態において、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。

　飛しょう体や航空機、ロケットは、飛しょう速度計測/推定器を備えている場合が多い。そのため、それらの機体へ本実施の形態を適用する場合、装置の追加が最小限に抑えられるため好適である。

　本発明により、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、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、実施の形態また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、他の実施形態または変形例に適用可能である。

　本出願は、２０１４年３月３１日に出願された日本国特許出願第２０１４－７４４９１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 (11)

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、
   　前記燃料の供給を制御する燃料制御部と
   　を具備し、
   　前記燃焼器は、
   　　前記燃料を送出する燃料供給部と、
   　　前記燃料供給部から供給された前記燃料を噴射する開口部が形成された噴射器と、
   　　前記燃料供給部から前記開口部に燃料を供給する配管と、
   　　前記配管に設けられた流路断面積調整部と
   　　を備え、
   　前記燃料制御部は、前記燃料供給部を、オートパイロットの指令に応じた総燃料流量を前記噴射器に送出するように制御し、
   　前記燃料制御部は、前記流路断面積調整部を制御して、前記配管の流路断面積を変化させることにより、前記燃料の貫通高さを制御する
   　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、
   　前記燃料制御部は、前記燃料が保炎可能領域を通過するように、前記流路断面積調整部を制御する
   　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、
   　前記燃料制御部は、ジェットエンジンの対気速度と、ジェットエンジンの高度とのうちの少なくとも一方に応じて、前記流路断面積調整部を制御する
   　ジェットエンジン。
4. 　請求項１乃至３のいずれか一項に記載のジェットエンジンにおいて、
   　前記燃料を噴射する前記開口部は、複数の開口部であり、
   　前記噴射器は、
   　　前記燃料供給部から前記複数の開口部へ前記燃料を供給する複数の配管と、
   　　前記複数の配管の途中に設けられた複数の流路断面積調整部と
   　　を含み、
   　前記燃料制御部は、前記複数の流路断面積調整部を制御する
   　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、
   　前記複数の開口部は、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る
   　ジェットエンジン。
6. 　請求項４又は５に記載のジェットエンジンにおいて、
   　前記燃料制御部は、ジェットエンジンの対気速度が増加すると、前記燃料を噴射する開口部の数が減少するように、前記複数の流路断面積調整部の少なくとも１つを閉状態にする
   　ジェットエンジン。
7. 　請求項４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、
   　前記複数の開口部は、各開口部の面積が同じである
   　ジェットエンジン。
8. 　請求項４乃至７のいずれか一項に記載のジェットエンジンにおいて、
   　前記燃料制御部は、高速時に、前記複数の開口部が一つ置きに前記燃料を噴射するように、前記複数の流路断面積調整部の開閉状態を制御する
   　ジェットエンジン。
9. 　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において、
   　前記流路断面積調整部は、弁である
   　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。
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、
    　前記空気を用いて燃料を燃焼する燃焼器と、
    　前記燃料の供給を制御する燃料制御部と
    　を具備し、
    　前記燃焼器は、
    　　前記燃料を送出する燃料供給部と、
    　　前記燃料供給部から供給された前記燃料を噴射する噴射器であって、前記燃料を噴射する開口部を含む、噴射器と、
    　　前記燃料供給部から前記開口部に前記燃料を供給する配管と、
    　　前記配管に設けられた流路断面積調整部と、
    　　を備え、
    　前記ジェットエンジンの動作方法は、
    　前記燃料供給部が、オートパイロットの指令に応じた総燃料流量で前記噴射器へ燃料を送出するステップと、
    　前記燃料が保炎可能領域を通過するように、前記流路断面積調整部を制御して、前記配管の流路断面積を変化させるステップと
    　を具備する、
    　ジェットエンジンの動作方法。
     

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