特許 6441726 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

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】6441726

(24)【登録日】2018年11月30日

(45)【発行日】2018年12月19日

(54)【発明の名称】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

(51)【国際特許分類】

   F23R 3/34 20060101AFI20181210BHJP

   F02C 9/00 20060101ALI20181210BHJP

   F23R 3/28 20060101ALI20181210BHJP

   F02C 9/28 20060101ALI20181210BHJP

   F02C 9/44 20060101ALI20181210BHJP

   B64D 31/14 20060101ALI20181210BHJP

【ＦＩ】

   F23R3/34

   F02C9/00 B

   F23R3/28 D

   F02C9/28 A

   F02C9/44

   B64D31/14

【請求項の数】11

【全頁数】28

(21)【出願番号】特願2015-67266(P2015-67266)

(22)【出願日】2015年3月27日

(65)【公開番号】特開2016-186409(P2016-186409A)

(43)【公開日】2016年10月27日

【審査請求日】2017年8月22日

(73)【特許権者】

【識別番号】000006208

【氏名又は名称】三菱重工業株式会社

(74)【代理人】

【識別番号】100205350

【弁理士】

【氏名又は名称】狩野 芳正

(74)【代理人】

【識別番号】100102864

【弁理士】

【氏名又は名称】工藤 実

(74)【代理人】

【識別番号】100117617

【弁理士】

【氏名又は名称】中尾 圭策

(72)【発明者】

【氏名】廣兼 真梨子

(72)【発明者】

【氏名】上野 祥彦

(72)【発明者】

【氏名】安藤 啓介

(72)【発明者】

【氏名】安田 聡

(72)【発明者】

【氏名】佐藤 麻梨子

【審査官】 西中村 健一

(56)【参考文献】

【文献】 特開２０１２−０１３００７（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開２０１２−０１３００８（ＪＰ，Ａ）

【文献】 米国特許出願公開第２００８／０１９６４１４（ＵＳ，Ａ１）

【文献】 特開２０１２−２０７６１０（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開２０１４−１２２６０７（ＪＰ，Ａ）

(58)【調査した分野】（Int.Cl.，ＤＢ名）

Ｆ０２Ｋ ７／１０、１４

Ｆ２３Ｒ ３／２８

Ｆ０２Ｃ ９／００、２８、４４

Ｂ６４Ｄ ３１／００、１４

(57)【特許請求の範囲】

【請求項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し、燃焼ガスを生成する燃焼器と、
前記燃焼ガスを放出するノズルと、
燃料噴射制御器と
を具備し、
前記燃焼器は、
燃焼室と、
前記燃焼室に前記燃料を噴射する複数の燃料噴射器と
を備え、
前記複数の燃料噴射器は、
上流側燃料噴射器と、
前記上流側燃料噴射器の下流側に配置される第１の下流側燃料噴射器と、
前記上流側燃料噴射器の下流側に配置される第２の下流側燃料噴射器と
を備え、
前記上流側燃料噴射器をとおり、前記燃焼室の長手方向に平行な直線を第１直線と定義する時、前記第１の下流側燃料噴射器と前記第１直線との距離は、前記第２の下流側燃料噴射器と前記第１直線との距離より小さく、
前記第１の下流側燃料噴射器は、前記燃焼室の第１壁部に設けられ、
前記第２の下流側燃料噴射器は、前記燃焼室を挟んで前記第１壁部に対向する第２壁部に設けられ、
前記第１の下流側燃料噴射器から噴射される前記燃料は、前記上流側燃料噴射器から噴射された前記燃料により生成される炎により着火され、
前記第２の下流側燃料噴射器から噴射される前記燃料は、前記上流側燃料噴射器から噴射された前記燃料により生成される炎により着火され、
前記燃料噴射制御器は、前記上流側燃料噴射器および前記第１の下流側燃料噴射器を作動状態とする第１動作モードと、前記第１動作モードとは異なる動作モードであり、前記上流側燃料噴射器および前記第２の下流側燃料噴射器を作動状態とする第２動作モードとを選択的に実行可能に構成されて、
前記第１動作モードにおいては、前記第２の下流側燃料噴射器は、非作動状態とされる
ジェットエンジン。

【請求項2】

請求項１に記載のジェットエンジンにおいて、
前記燃焼室の第３壁部に、前記上流側燃料噴射器から噴射される前記燃料の燃焼によって生成される炎を保炎する上流側保炎器と、
前記上流側保炎器と異なり、前記第１の下流側燃料噴射器から噴射される前記燃料の燃焼によって生成される炎を保炎する下流側保炎器と
を更に備え、
前記下流側保炎器は、前記第３壁部の壁面に沿った前記燃焼室の長手方向の下流側に設けられている
ジェットエンジン。

【請求項3】

請求項２に記載のジェットエンジンにおいて、
前記第１の下流側燃料噴射器は、前記燃焼室の長手方向にみて、前記上流側保炎器とオーバーラップする位置に配置され、
前記第２の下流側燃料噴射器は、前記燃焼室の長手方向にみて、前記上流側保炎器とオーバーラップしない位置に配置される
ジェットエンジン。

【請求項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、
前記燃料噴射制御器は、飛しょう体の速度またはマッハ数の変化に応答して、前記第１動作モードから前記第２動作モードに切り替える
ジェットエンジン。

【請求項5】

請求項１乃至４のいずれか一項に記載のジェットエンジンにおいて、
前記第１動作モードと前記第２動作モードを含む複数の動作モードの中から採用すべき動作モードを決定する動作モード決定部を更に備え、
前記動作モード決定部は、センサによって測定される測定値に基づいて、前記採用すべき動作モードを決定し、
前記燃料噴射制御器は、前記決定された動作モードを実行する
ジェットエンジン。

【請求項6】

請求項１乃至４のいずれか一項に記載のジェットエンジンにおいて、
前記燃焼室内の領域であって、前記第２の下流側燃料噴射器の近傍領域の状態量を測定するセンサと、
閾値を記憶する記憶部と、
前記第１動作モードと前記第２動作モードを含む複数の動作モードの中から採用すべき動作モードを決定する動作モード決定部と
を更に備え、
前記動作モード決定部は、前記センサによって測定される測定値と前記記憶部に記憶された前記閾値との比較に基づいて、前記採用すべき動作モードを決定し、
前記燃料噴射制御器は、前記決定された動作モードを実行する
ジェットエンジン。

【請求項7】

請求項６に記載のジェットエンジンにおいて、
前記センサは、圧力センサまたは温度センサである
ジェットエンジン。

【請求項8】

請求項１乃至７のいずれか一項に記載のジェットエンジンにおいて、
前記上流側燃料噴射器、および、前記第１の下流側燃料噴射器は、前記燃焼室の第１壁面に配置され、
前記第２の下流側燃料噴射器は、前記第１壁面とは異なる壁面に配置される
ジェットエンジン。

【請求項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を備える飛しょう体。

【請求項10】

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し、燃焼ガスを生成する燃焼器と、
前記燃焼ガスを放出するノズルと、
燃料噴射制御器と
を具備し、
前記燃焼器は、
燃焼室と、
前記燃焼室に前記燃料を噴射する複数の燃料噴射器と
を備え、
前記複数の燃料噴射器は、
上流側燃料噴射器と、
前記上流側燃料噴射器の下流側に配置される第１の下流側燃料噴射器と、
前記上流側燃料噴射器の下流側に配置される第２の下流側燃料噴射器と
を備え、
前記上流側燃料噴射器をとおり、前記燃焼室の長手方向に平行な直線を第１直線と定義する時、前記第１の下流側燃料噴射器と前記第１直線との距離は、前記第２の下流側燃料噴射器と前記第１直線との距離より小さく、
前記第１の下流側燃料噴射器は、前記燃焼室の第１壁部に設けられ、
前記第２の下流側燃料噴射器は、前記燃焼室を挟んで前記第１壁部に対向する第２壁部に設けられ、
前記第１の下流側燃料噴射器から噴射される前記燃料は、前記上流側燃料噴射器から噴射された前記燃料による炎により着火され、
前記第２の下流側燃料噴射器から噴射される前記燃料は、前記上流側燃料噴射器から噴射された前記燃料による炎により着火され、
前記ジェットエンジンの動作方法は、
前記上流側燃料噴射器および前記第１の下流側燃料噴射器を作動状態とする第１動作モードを実行するステップと、
前記第１動作モードとは異なる動作モードであり、前記上流側燃料噴射器および前記第２の下流側燃料噴射器を作動状態とする第２動作モードとを実行するステップと
を具備し、
前記第１動作モードにおいては、前記第２の下流側燃料噴射器は、非作動状態とされる
ジェットエンジンの動作方法。

【請求項11】

請求項１０に記載のジェットエンジンの動作方法であって、
前記第１動作モードを実行するステップは、第２動作モードを実行した結果、前記第２の下流側燃料噴射器から噴射される前記燃料の着火が行われていない場合に実行される
ジェットエンジンの動作方法。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

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。

【背景技術】

【0002】

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。

【0003】

ジェットエンジンにおいては、燃料噴射器から噴射される燃料の燃焼がより確実に実行されることが好ましい。

【0004】

関連する技術として、特許文献１にスクラムジェットエンジンの燃焼制御方法が開示されている。特許文献１に記載のスクラムジェットエンジンは、第１燃料噴射部と、第１燃料噴射部の下流に設けられた第２燃料噴射部とを備える。特許文献１には、燃料の着火時に、第１燃料噴射器および第２燃料噴射器から燃料を噴射することが記載されている。また、特許文献１には、着火後の炎の保炎時に、主として上流側の第１燃料噴射部から燃料を噴射することが記載されている。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0005】

【特許文献1】特開２０１４−１２２６０７号公報

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0006】

本発明の目的は、下流側の燃料噴射器から噴射される燃料の燃焼がより確実に実行されるジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法を提供することにある。

【0007】

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。

【課題を解決するための手段】

【0008】

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。よって、括弧付きの記載により、特許請求の範囲は、限定的に解釈されるべきではない。

【0009】

いくつかの実施形態の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し、燃焼ガスを生成する燃焼器（１２）と、前記燃焼ガスを放出するノズル（１３）と、燃料噴射制御器（９０）とを具備する。前記燃焼器（１２）は、燃焼室（Ｃｈ）と、前記燃焼室（Ｃｈ）に前記燃料を噴射する複数の燃料噴射器（２０）とを備える。前記複数の燃料噴射器（２０）は、上流側燃料噴射器（２０Ａ）と、前記上流側燃料噴射器（２０Ａ）の下流側に配置される第１の下流側燃料噴射器（２０Ｂ）と、前記上流側燃料噴射器（２０Ａ）の下流側に配置される第２の下流側燃料噴射器（２０Ｃ）とを備える。前記上流側燃料噴射器（２０Ａ）をとおり、前記燃焼室の長手方向（ＬＤ）に平行な直線を第１直線（Ｌ１）と定義する時、前記第１の下流側燃料噴射器（２０Ｂ）と前記第１直線（Ｌ１）との距離は、前記第２の下流側燃料噴射器（２０Ｃ）と前記第１直線（Ｌ１）との距離より小さい。前記燃料噴射制御器（９０）は、前記上流側燃料噴射器（２０Ａ）および前記第１の下流側燃料噴射器（２０Ｂ）を作動状態とする第１動作モードと、前記第１動作モードとは異なる動作モードであり、前記上流側燃料噴射器（２０Ａ）および前記第２の下流側燃料噴射器（２０Ｃ）を作動状態とする第２動作モードとを選択的に実行可能に構成されている。

【0010】

上記ジェットエンジンにおいて、前記第１動作モードにおいては、前記第２の下流側燃料噴射器（２０Ｃ）は、非作動状態とされてもよい。

【0011】

上記ジェットエンジンにおいて、前記燃料噴射制御器（９０）は、飛しょう体（１）の速度（Ｖ）またはマッハ数（Ｍ）の変化に応答して、前記第１動作モードから前記第２動作モードに切り替えてもよい。

【0012】

上記ジェットエンジンにおいて、上記ジェットエンジンは、前記第１動作モードと前記第２動作モードを含む複数の動作モードの中から採用すべき動作モードを決定する動作モード決定部（９０３）を備えていてもよい。前記動作モード決定部（９０３）は、センサ（６０）によって測定される測定値に基づいて、前記採用すべき動作モードを決定してもよい。前記燃料噴射制御器（９０）は、前記決定された動作モードを実行してもよい。

【0013】

上記ジェットエンジンにおいて、前記燃焼室内の領域であって、前記第２の下流側燃料噴射器（２０Ｃ）の近傍領域の状態量を測定するセンサ（６０Ａ）と、閾値を記憶する記憶部（９０２）と、前記第１動作モードと前記第２動作モードを含む複数の動作モードの中から採用すべき動作モードを決定する動作モード決定部（９０３）と更に備えていてもよい。前記動作モード決定部（９０３）は、前記センサ（６０Ａ）によって測定される測定値と前記記憶部（９０２）に記憶された前記閾値との比較に基づいて、前記採用すべき動作モードを決定してもよい。前記燃料噴射制御器（９０）は、前記決定された動作モードを実行してもよい。

【0014】

上記ジェットエンジンにおいて、前記センサ（６０Ａ）は、圧力センサまたは温度センサであってもよい。

【0015】

上記ジェットエンジンにおいて、前記上流側燃料噴射器（２０Ａ）、および、前記第１の下流側燃料噴射器（２０Ｂ）は、前記燃焼室の第１壁面（１４）に配置されてもよい。前記第２の下流側燃料噴射器（２０Ｃ）は、前記第１壁面（１４）とは異なる壁面に配置されてもよい。

【0016】

上記ジェットエンジンにおいて、前記上流側燃料噴射器（２０Ａ）から噴射される前記燃料の燃焼によって生成される炎を保炎する上流側保炎器（２２Ａ）を更に備えてもよい。 前記第１の下流側燃料噴射器（２０Ｂ）は、前記燃焼室の長手方向（ＬＤ）にみて、前記上流側保炎器（２２Ａ）とオーバーラップする位置に配置されてもよい。前記第２の下流側燃料噴射器（２０Ｃ）は、前記燃焼室の長手方向（ＬＤ）にみて、前記上流側保炎器（２２Ａ）とオーバーラップしない位置に配置されてもよい。

【0017】

いくつかの実施形態の飛しょう体は、ジェットエンジンを備える。ジェットエンジンは、上記段落に記載されているもののいずれかである。

【0018】

いくつかの実施形態の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（１１）と、前記空気を用いて燃料を燃焼し、燃焼ガスを生成する燃焼器（１２）と、前記燃焼ガスを放出するノズル（１３）と、燃料噴射制御器（９０）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（１２）は、燃焼室（Ｃｈ）と、前記燃焼室（Ｃｈ）に前記燃料を噴射する複数の燃料噴射器（２０）とを備える。前記複数の燃料噴射器（２０）は、上流側燃料噴射器（２０Ａ）と、前記上流側燃料噴射器（２０Ａ）の下流側に配置される第１の下流側燃料噴射器（２０Ｂ）と、前記上流側燃料噴射器（２０Ａ）の下流側に配置される第２の下流側燃料噴射器（２０Ｃ）とを備える。前記上流側燃料噴射器（２０Ａ）をとおり、前記燃焼室の長手方向（ＬＤ）に平行な直線を第１直線（Ｌ１）と定義する時、前記第１の下流側燃料噴射器（２０Ｂ）と前記第１直線（Ｌ１）との距離は、前記第２の下流側燃料噴射器（２０Ｃ）と前記第１直線（Ｌ１）との距離より小さい。前記ジェットエンジンの動作方法は、前記上流側燃料噴射器（２０Ａ）および前記第１の下流側燃料噴射器（２０Ｂ）を作動状態とする第１動作モードを実行するステップと、前記第１動作モードとは異なる動作モードであり、前記上流側燃料噴射器（２０Ａ）および前記第２の下流側燃料噴射器（２０Ｃ）を作動状態とする第２動作モードとを実行するステップとを具備する。

【0019】

上記ジェットエンジンの動作方法であって、前記第１動作モードを実行するステップは、第２動作モードを実行した結果、前記第２の下流側燃料噴射器（２０Ｃ）から噴射される前記燃料の着火が行われていない場合に実行されてもよい。

【発明の効果】

【0020】

本発明により、下流側の燃料噴射器から噴射される燃料の燃焼がより確実に実行されるジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法が提供できる。

【図面の簡単な説明】

【0021】

【図1】図１は、ジェットエンジンを模式的に示す概略断面図である。

【図2】図２は、発明者によって認識された事項を説明するための図であって、ジェットエンジンを模式的に示す概略断面図である。

【図3】図３は、発明者によって認識された事項を説明するための図であって、ジェットエンジンを模式的に示す概略断面図である。

【図4】図４は、発明者によって認識された事項を説明するための図であって、ジェットエンジンを模式的に示す概略断面図である。

【図5】図５は、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6A】図６Ａは、ジェットエンジンの構成の一例を模式的に示す概略断面図である。

【図6B】図６Ｂは、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6C】図６Ｃは、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6D】図６Ｄは、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7】図７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8A】図８Ａは、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8B】図８Ｂは、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9】図９は、燃料供給系の一例を示している。

【図10A】図１０Ａは、燃料噴射制御器による制御の第１例を示している。

【図10B】図１０Ｂは、燃料噴射制御器による制御の第２例を示している。

【図11】図１１は、飛行制御装置および燃料噴射制御器の機能ブロック図の一例を示している。

【図12A】図１２Ａは、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12B】図１２Ｂは、図１２Ａにおける燃焼器の部分を拡大した図である。

【図12C】図１２Ｃは、図１２Ａにおける燃焼器の部分を拡大した図である。

【図12D】図１２Ｄは、飛行制御装置および燃料噴射制御器の機能ブロック図の一例を示している。

【図12E】図１２Ｅは、飛行制御装置および燃料噴射制御器の機能ブロック図の一例を示している。

【発明を実施するための形態】

【0022】

以下、実施形態に係るジェットエンジン、および、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。

【0023】

（用語の定義）
図１を参照して、用語の定義を行う。図１は、ジェットエンジン２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、インレット１１と、燃焼器１２と、ノズル１３とを備える。燃焼器１２は、燃焼室Ｃｈと、複数の燃料噴射器２０を備える。図１には、ジェットエンジンの作動時における主流空気の流れＭＡ（換言すれば、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）が記載されている。

【0024】

主流空気の流れＭＡ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」または「前方側」と定義する。また、主流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」または「後方側」と定義する。また、上流側から下流側に向かう方向を、「下流方向」または「後方方向」と定義し、下流側から上流側に向かう方向を、「上流方向」または「前方方向」と定義する。

【0025】

ジェットエンジンの燃焼室Ｃｈの上流側端面Ｓ１の面積中心Ｃ１から、ジェットエンジンの燃焼室Ｃｈの下流側端面Ｓ２の面積中心Ｃ２に向かう方向を、「燃焼室の長手方向ＬＤ」と定義する。例えば、燃焼室Ｃｈの形状が、燃焼室Ｃｈの長手方向中心軸に対して軸対称である場合、「燃焼室の長手方向ＬＤ」は、「下流方向」と一致する。

【0026】

燃焼室の長手方向ＬＤを「Ｘ方向」と定義する。鉛直上方に向かう方向を、「Ｚ方向」と定義する。「Ｘ方向」および「Ｚ方向」に垂直な方向を、「Ｙ方向」と定義する。

【0027】

燃焼室Ｃｈの上流側端面Ｓ１は、例えば、インレットと燃焼室との境界面である。インレット１１と燃焼室Ｃｈとの境界面が不明である時、燃焼室の上流側端面Ｓ１は、最も上流側に位置する燃料噴射口から所定距離（例えば、０．１ｍ）上流側に位置する点をとおり、主流空気の流れＭＡに対して垂直な面と定義されてもよい。

【0028】

燃焼室Ｃｈの下流側端面Ｓ２は、例えば、燃焼室Ｃｈとノズル１３との境界面である。燃焼室Ｃｈとノズル１３との境界面が不明である時、燃焼室Ｃｈの下流側端面Ｓ２は、最も下流側に位置する燃料噴射口から所定距離（例えば、０．５ｍ）下流側に位置する点をとおり、主流空気の流れＭＡに対して垂直な面と定義されてもよい。

【0029】

（発明者によって認識された事項）
図２乃至図４を参照して、発明者によって認識された事項について説明する。図２乃至図４は、ジェットエンジン２を模式的に示す概略断面図である。図２乃至図４において、図１に記載した部材と同じ機能を有する部材については、同一の図番が付されている。なお、図２乃至図４は、発明者によって認識された事項について説明するために便宜的に使用される図である。よって、図２乃至図４は、公知技術を示すものではない。

【0030】

図２に記載の例において、燃焼器１２は、燃料噴射器２０を備える。燃料噴射器２０からは、燃料Ｇが噴射される。燃料Ｇは、空気と混合される。燃料と空気の混合ガスを燃焼することにより、炎Ｆが形成される。ジェットエンジン２の推力を増加させるために、燃料Ｇの噴射量を多くすることを想定する。燃料Ｇの噴射量が多くなることに伴い、燃料Ｇと空気との混合が不十分となる可能性がある。また、燃料Ｇの噴射量が多くなることに伴い、燃料Ｇの燃焼圧が上昇し、熱閉塞現象（燃料の燃焼に伴って、主流空気の流路が仮想的に狭くなってしまう現象）が生じるおそれがある。

【0031】

熱閉塞現象の発生を抑制するために、燃料噴射器２０として、上流側燃料噴射器および下流側燃料噴射器を設ける場合がある。上流側燃料噴射器および下流側燃料噴射器を設けることによって、各燃料噴射器から噴射される燃料の噴射量を低減することが可能となる。その結果、各燃料噴射器から噴射される燃料と、空気との混合が促進される。また、各燃料噴射器から噴射される燃料の燃焼に起因する熱閉塞現象の発生が抑制される。

【0032】

図３および図４は、上流側燃料噴射器および下流側燃料噴射器を備えるジェットエンジンを模式的に示す。

【0033】

図３に記載の例において、燃焼器１２は、上流側燃料噴射器２０Ａおよび下流側燃料噴射器２０Ｂを備える。上流側燃料噴射器２０Ａからは、上流側燃料ＧＡが噴射され、下流側燃料噴射器２０Ｂからは、下流側燃料ＧＢが噴射される。下流側燃料噴射器２０Ｂは、上流側燃料噴射器２０Ａと、同じ側（例えば、機体１０側）に設けられている。このため、上流側燃料ＧＡの燃焼によって生成される炎を用いて、下流側燃料ＧＢを着火することが、相対的に容易である。

【0034】

ところで、図３に記載の例において、上流側燃料噴射器２０Ａおよび下流側燃料噴射器２０Ｂは、燃焼器１２の一方側の壁面（例えば、機体１０側の壁面）に設けられている。このため、燃焼室Ｃｈを流れる空気のうち、燃焼室の他方側の壁面（例えば、カウル４０側の壁面）の近傍を流れる空気は、相対的に燃料の燃焼に利用され難い。換言すれば、下流側燃料ＧＢと空気との混合が促進されにくい。このため、図３に記載の例では、燃料の燃焼効率が相対的に低い。

【0035】

次に、図４に記載の例について説明する。図４に記載の例において、燃焼器１２は、上流側燃料噴射器２０Ａおよび下流側燃料噴射器２０Ｃを備える。上流側燃料噴射器２０Ａからは、上流側燃料ＧＡが噴射され、下流側燃料噴射器２０Ｃからは、下流側燃料ＧＣが噴射される。下流側燃料噴射器２０Ｃは、上流側燃料噴射器２０Ａと、異なる側（例えば、カウル４０側）に設けられている。このため、燃焼室Ｃｈを流れる空気のうち、燃焼室の一方側の壁面（例えば、機体１０側の壁面）の近傍を流れる空気、および、燃焼室の他方側の壁面（例えば、カウル４０側の壁面）の近傍を流れる空気は、燃料の燃焼に利用され易い。換言すれば、下流側燃料ＧＣと空気との混合が促進される。このため、図４に記載の例では、燃料の燃焼効率が相対的に高い。

【0036】

ところで、図４に記載の例において、下流側燃料噴射器２０Ｃは、上流側燃料噴射器２０Ａが設けられている壁面（例えば、機体１０側の壁面）とは異なる壁面（例えば、カウル４０側の壁面）に設けられている。このため、上流側燃料ＧＡの燃焼によって生成される炎を用いて、下流側燃料ＧＣを着火することが、相対的に難しい。

【0037】

発明者は、第１の下流側燃料噴射器２０Ｂと第２の下流側燃料噴射器２０Ｃとを設けることにより、下流側の燃料噴射器から噴射される燃料の燃焼がより確実に実行されるとともに、燃料の燃焼効率を向上させることが可能であることを見出した。

【0038】

（ジェットエンジンの構成概要）
図５は、実施形態に係るジェットエンジン２の構成の一例を模式的に示す概略断面図である。図５において、図１乃至図４に記載した部材と同じ機能を有する部材については、同一の図番が付されている。

【0039】

ジェットエンジン２は、インレット１１と、燃焼器１２と、ノズル１３と、燃料噴射制御器９０とを備える。燃焼器１２は、インレットから取り込まれた空気を用いて燃料を燃焼する。燃焼器１２は、燃料の燃焼によって、燃焼ガスを生成する。ノズル１３は、後方方向に向けて、燃焼ガスを放出する。燃料噴射制御器９０は、複数の燃料噴射器のそれぞれを作動状態または非作動状態に制御する。燃料噴射制御器９０は、複数の燃料噴射器のそれぞれから噴射される燃料の流量を制御してもよい。

【0040】

燃焼器１２は、燃焼室Ｃｈと、複数の燃料噴射器２０（例えば、上流側燃料噴射器２０Ａ、第１の下流側燃料噴射器２０Ｂ、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃ）とを備える。

【0041】

上流側燃料噴射器２０Ａ（上流側燃料噴射口）は、燃焼器１２の壁に設けられている。上流側燃料噴射器２０Ａは、燃焼室Ｃｈに燃料を噴射する。上流側燃料噴射器２０Ａは、燃料噴射制御器９０と、情報伝達可能に構成されている。上流側燃料噴射器２０Ａは、例えば、制御線９５Ａを介して、燃料噴射制御器９０と情報伝達可能に構成されている。

【0042】

第１の下流側燃料噴射器２０Ｂ（第１の下流側燃料噴射口）は、燃焼器１２の壁に設けられている。第１の下流側燃料噴射器２０Ｂは、燃焼室Ｃｈに燃料を噴射する。第１の下流側燃料噴射器２０Ｂは、上流側燃料噴射器２０Ａの下流側に配置される。第１の下流側燃料噴射器２０Ｂは、燃料噴射制御器９０と、情報伝達可能に構成されている。第１の下流側燃料噴射器２０Ｂは、例えば、制御線９５Ｂを介して、燃料噴射制御器９０と情報伝達可能に構成されている。

【0043】

第２の下流側燃料噴射器２０Ｃ（第２の下流側燃料噴射口）は、燃焼器１２の壁に設けられている。第２の下流側燃料噴射器２０Ｃは、燃焼室Ｃｈに燃料を噴射する。第２の下流側燃料噴射器２０Ｃは、上流側燃料噴射器２０Ａの下流側に配置される。第２の下流側燃料噴射器２０Ｃは、燃料噴射制御器９０と、情報伝達可能に構成されている。第２の下流側燃料噴射器２０Ｃは、例えば、制御線９５Ｃを介して、燃料噴射制御器９０と情報伝達可能に構成されている。

【0044】

なお、燃料噴射制御器９０と、各燃料噴射器とが、無線によって情報伝達可能に構成されている場合には、制御線９５Ａ乃至９５Ｃは、省略される。

【0045】

図５には、第１直線Ｌ１が記載されている。第１直線Ｌ１は、上流側燃料噴射器２０Ａ（例えば、上流側燃料噴射器２０Ａの燃料噴射口のうちの１つ）をとおり、燃焼室の長手方向ＬＤ（あるいは、Ｘ方向）に平行な直線である。第１の下流側燃料噴射器２０Ｂと第１直線Ｌ１との距離は、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃと第１直線Ｌ１との距離より小さい。図５に記載の例では、第１の下流側燃料噴射器２０Ｂと第１直線Ｌ１との距離は、ゼロである。図５に記載の例では、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃと第１直線Ｌ１との距離は、燃焼室Ｃｈの高さ（燃焼室ＣｈのＺ方向の高さ）である。

【0046】

（第１動作モード）
図６Ａおよび図６Ｂを参照して、第１動作モードについて説明する。図６Ａおよび図６Ｂは、実施形態に係るジェットエンジン２の構成の一例を模式的に示す概略断面図である。なお、図６Ａおよび図６Ｂにおいて、制御線９５Ｃは、図面の複雑化を避けるために、記載が省略されている。

【0047】

上流側燃料噴射器２０Ａから噴射される上流側燃料ＧＡの量が相対的に少ない場合を想定する。この場合、上流側燃料ＧＡの燃焼領域は相対的に小さく、上流側燃料ＧＡの燃焼により生成される炎ＦＡは相対的に小さくなる。上流側燃料ＧＡの燃焼領域が小さい場合、炎ＦＡを用いて、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃから噴射される下流側燃料を着火することができない。他方、第１の下流側燃料噴射器２０Ｂは、炎ＦＡの近傍に配置されているため、炎ＦＡを用いて、第１の下流側燃料噴射器２０Ｂから噴射される下流側燃料ＧＢを着火することが可能である。

【0048】

図６Ｂは、第１動作モードを実行中の状態を示す。第１動作モードでは、上流側燃料噴射器２０Ａから上流側燃料ＧＡが噴射され、第１の下流側燃料噴射器２０Ｂから下流側燃料ＧＢが噴射される。第１動作モードは、上流側燃料ＧＡの着火と同時に実行開始されてもよい。代替的に、第１動作モードは、上流側燃料ＧＡの着火の前に実行開始されてもよい。代替的に、第１動作モードは、上流側燃料ＧＡの着火の後に実行開始されてもよい。

【0049】

第１動作モードでは、上流側燃料ＧＡの燃焼に伴い生成される炎ＦＡを用いて、下流側燃料ＧＢの着火（点火）が行われる。第１動作モードでは、上流側燃料ＧＡの燃焼領域が相対的に小さいにもかかわらず、下流側の燃料噴射器（第１の下流側燃料噴射器）から噴射される燃料の燃焼がより確実に実行される。

【0050】

なお、飛しょう体の速度が小さい時、あるいは飛しょう体のマッハ数が小さい時に、上流側燃料ＧＡの燃焼により、上流側燃料噴射器２０Ａの上流側に、高圧領域が形成されやすい。主流空気の動圧に対する燃料の燃焼圧の割合が相対的に高いためである。上流側燃料噴射器２０Ａの上流側の高圧領域が拡大すると、インレット１１から取り込まれる空気の流量が減少するおそれがある。このため、上流側燃料噴射器２０Ａの上流側の高圧領域の拡大を抑制するため、上流側燃料ＧＡの噴射量を少なくすることが好ましい。したがって、例えば、飛しょう体の速度が小さい時、あるいは飛しょう体のマッハ数が小さい時に、第１動作モードを実行することが好ましい。

【0051】

（第２動作モード）
図６Ｃおよび図６Ｄを参照して、第２動作モードについて説明する。図６Ｃおよび図６Ｄは、実施形態に係るジェットエンジン２の構成の一例を模式的に示す概略断面図である。なお、図６Ｃおよび図６Ｄにおいて、制御線９５Ｃは、図面の複雑化を避けるために、記載が省略されている。

【0052】

上流側燃料噴射器２０Ａから噴射される上流側燃料ＧＡの量が相対的に多い場合を想定する。この場合、上流側燃料ＧＡの燃焼領域は相対的に大きく、上流側燃料ＧＡの燃焼により生成される炎ＦＡは相対的に大きくなる。上流側燃料ＧＡの燃焼領域が大きい場合、炎ＦＡを用いて、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃから噴射される下流側燃料ＧＣを着火することが可能となる。

【0053】

図６Ｄは、第２動作モードを実行中の状態を示す。第２動作モードでは、上流側燃料噴射器２０Ａから上流側燃料ＧＡが噴射され、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃから下流側燃料ＧＣが噴射される。第２動作モードは、上流側燃料ＧＡの着火と同時に実行開始されてもよい。代替的に、第２動作モードは、上流側燃料ＧＡの着火の前に実行開始されてもよい。代替的に、第２動作モードは、上流側燃料ＧＡの着火の後に実行開始されてもよい。

【0054】

第２動作モードは、第１動作モードの実行を経ることなく実行開始されてもよい。代替的に、第２動作モードは、第１動作モードの実行に引き続いて実行開始されてもよい。例えば、第１動作モードを実行中に、上流側燃料ＧＡの噴射量を増加させることを想定する。上流側燃料ＧＡの噴射量の増加に伴い、上流側燃料ＧＡの燃焼領域は相対的に大きくなる。その結果、炎ＦＡを用いて、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃから噴射される下流側燃料ＧＣを着火することが可能となる。

【0055】

第２動作モードでは、上流側燃料ＧＡの燃焼に伴い生成される炎ＦＡを用いて、下流側燃料ＧＣの着火（点火）が行われる。第２動作モードでは、第１直線Ｌ１から遠い位置にある下流側燃料噴射器（第２の下流側燃料噴射器２０Ｃ）を用いて燃料の噴射を行うため、下流側燃料ＧＣと空気との混合がより一層促進される。

【0056】

なお、飛しょう体の速度が大きい時、あるいは飛しょう体のマッハ数が大きい時に、上流側燃料ＧＡの燃焼により、上流側燃料噴射器２０Ａの上流側に、高圧領域が形成されにくい。主流空気の動圧に対する燃料の燃焼圧の割合が相対的に低いためである。このため、上流側燃料ＧＡの噴射量を多くすることが可能である。したがって、例えば、飛しょう体の速度が大きい時、あるいは飛しょう体のマッハ数が大きい時に、第２動作モードを実行することが好ましい。

【0057】

（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７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を発射装置から飛行させるとき、飛しょう体１を飛しょう開始時の速度から所望の速度まで加速する。ただし、飛しょう開始時の速度は、飛しょう体１が静止している発射装置から発射されるときは、速度ゼロであり、飛しょう体が移動中（または飛行中）の移動体（または飛行体）の発射装置から発射されるときは、その移動体（または飛行体）の移動速度（または飛行速度）である。ジェットエンジン２は、飛しょう体１がロケットモータ３を分離した後、飛しょう体１を更に加速して、目標へ向かって飛しょうさせる。ジェットエンジン２は、機体１０とカウル４０とを備えている。機体１０とカウル４０とは、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、飛行制御装置８０、および、燃料噴射制御器９０を備える（詳細は、後述される。）。なお、燃料噴射制御器９０は、飛行制御装置８０の一部であってもよいし、飛行制御装置８０とは別に設けられる制御器であってもよい。

【0058】

（ジェットエンジンのより詳細な説明）
次に、図８Ａ乃至図１１を参照して、実施形態に係るジェットエンジンについてより詳細に説明する。図８Ａ乃至図１１において、図１乃至図７に記載した部材と同じ機能を有する部材については、同一の図番が付されている。なお、図８Ａおよび図８Ｂにおいて、制御線９５Ａ乃至９５Ｃ等は、図面の複雑化を避けるために、記載が省略されている。

【0059】

図８Ａ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８Ｂ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。

【0060】

ジェットエンジン２は、インレット１１と、燃焼器１２と、ノズル１３とを備える。燃焼器１２は、インレットから取り込まれた空気を用いて燃料を燃焼する。燃焼器１２は、燃料の燃焼によって、燃焼ガスを生成する。ノズル１３は、後方方向に向けて、燃焼ガスを放出する。

【0061】

ジェットエンジン２は、例えば、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。

【0062】

代替的に、例えば、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。

【0063】

（燃焼器）
燃焼器１２は、燃焼室Ｃｈと、複数の燃料噴射器２０（例えば、上流側燃料噴射器２０Ａ、第１の下流側燃料噴射器２０Ｂ、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃ）とを備える。燃焼器１２は、少なくとも１つの燃料点火器を備えていてもよい。燃料点火器の数は、１つであってもよい。また、燃焼器１２は、少なくとも１つの保炎器２２（例えば、上流側保炎器２２Ａ、下流側保炎器か２２Ｂ）を備えていてもよい。

【0064】

（上流側燃料噴射器）
上流側燃料噴射器２０Ａは、燃焼器１２の壁に設けられている。上流側燃料噴射器２０Ａは、燃焼室Ｃｈに燃料を噴射する。上流側燃料噴射器２０Ａは、少なくとも１つの燃料噴射孔２０ａ（換言すれば、１つまたは複数の燃料噴射孔２０ａ）を備える。上流側燃料噴射器２０Ａは、例えば、複数の燃料噴射器のうちで最上流に配置される燃料噴射器である。

【0065】

（上流側燃料点火器）
上流側燃料点火器２１Ａは、燃焼器１２の壁に設けられている。上流側燃料点火器２１Ａは、上流側燃料噴射器２０Ａから噴射される燃料を点火する点火器である。上流側燃料点火器２１Ａは、燃料噴射孔２０ａの近傍に設けられる。上流側燃料点火器２１Ａと、燃料噴射孔２０ａとの間の距離は、例えば、３０ｃｍ以内である。

【0066】

上流側燃料点火器２１Ａとしては、任意の点火器を採用可能である。上流側燃料点火器２１Ａは、例えば、電気スパークによって、燃料を点火する点火器であってもよい。代替的に、上流側燃料点火器２１Ａは、自動発火性の燃料（例えば、水素）を燃焼室Ｃｈ内に噴射することによって、燃料を点火する点火器であってもよい。上流側燃料点火器２１Ａは、燃料噴射制御器９０等の制御装置からの点火指令信号に基づいて作動し、上流側燃料噴射器２０Ａから噴射される上流側燃料ＧＡを点火する。

【0067】

（上流側保炎器）
上流側保炎器２２Ａは、上流側燃料噴射器２０Ａから噴射される上流側燃料ＧＡの燃焼によって生成される炎を保炎する保炎器である。上流側保炎器２２Ａは、燃焼器１２の壁面に設けられている。上流側保炎器２２Ａには、主流空気と上流側燃料噴射器２０Ａから噴射される上流側燃料ＧＡとの混合気体が供給される。混合気体は、上流側保炎器２２Ａ内においては、低速で移動する。上流側保炎器２２Ａは、上流側燃料噴射器２０Ａから噴射される上流側燃料ＧＡの燃焼に用いる炎を維持する。上流側保炎器２２Ａは、例えば、燃焼器１２の壁面に設けられた凹部である。上流側保炎器２２Ａは、例えば、上流側燃料噴射器２０Ａの下流側に配置される。代替的に、上流側保炎器２２Ａが設けられる位置は、上流側燃料噴射器２０Ａが設けられる位置と重なっていてもよい（例えば、上流側保炎器２２Ａの壁部に上流側燃料噴射器２０Ａが設けられてもよい）。

【0068】

（第１の下流側燃料噴射器）
第１の下流側燃料噴射器２０Ｂは、燃焼器１２の壁に設けられている。第１の下流側燃料噴射器２０Ｂは、燃焼室Ｃｈに燃料を噴射する。第１の下流側燃料噴射器２０Ｂは、少なくとも１つの燃料噴射孔２０ｂ（換言すれば、１つまたは複数の燃料噴射孔２０ｂ）を備える。第１の下流側燃料噴射器２０Ｂは、上流側燃料噴射器２０Ａよりも下流側に配置される。燃焼室Ｃｈが上流側保炎器２２Ａを備える場合、第１の下流側燃料噴射器２０Ｂは、上流側保炎器２２Ａの下流側に配置される。

【0069】

第１の下流側燃料噴射器２０Ｂ（燃料噴射孔２０ｂ）は、例えば、上流側燃料噴射器２０Ａ（燃料噴射孔２０ａ）が配置される面と同一面（例えば、上面１４）に設けられる。第１の下流側燃料噴射器２０Ｂ（燃料噴射孔２０ｂ）は、燃焼室の長手方向ＬＤあるいは主流空気の流れＭＡの方向にみて、上流側保炎器２２Ａとオーバーラップする位置に配置されてもよい。

【0070】

上流側燃料噴射器２０Ａから噴射される上流側燃料ＧＡの燃焼により生成される炎を用いて、第１の下流側燃料噴射器２０Ｂから噴射される下流側燃料ＧＢを着火する場合、燃焼器１２は、第１の下流側燃料噴射器２０Ｂから噴射される下流側燃料ＧＢを点火する点火器を備えなくてもよい。点火器の省略によって、燃焼器１２の構造が簡素化されるとともに、ジェットエンジン２の重量が低減される。

【0071】

（下流側保炎器）
下流側保炎器２２Ｂは、第１の下流側燃料噴射器２０Ｂから噴射される下流側燃料ＧＢの燃焼によって生成される炎を保炎する保炎器である。下流側保炎器２２Ｂは、燃焼器１２の壁面に設けられている。下流側保炎器２２Ｂには、主流空気と第１の下流側燃料噴射器２０Ｂから噴射される下流側燃料ＧＢとの混合気体が供給される。混合気体は、下流側保炎器２２Ｂ内においては、低速で移動する。下流側保炎器２２Ｂは、第１の下流側燃料噴射器２０Ｂから噴射される下流側燃料ＧＢの燃焼に用いる炎を維持する。下流側保炎器２２Ｂは、例えば、燃焼器１２の壁面に設けられた凹部である。下流側保炎器２２Ｂは、例えば、第１の下流側燃料噴射器２０Ｂの下流側に配置される。代替的に、下流側保炎器２２Ｂが設けられる位置は、第１の下流側燃料噴射器２０Ｂが設けられる位置と重なっていてもよい（例えば、下流側保炎器２２Ｂの壁部に第１の下流側燃料噴射器２０Ｂが設けられてもよい）。

【0072】

なお、下流側保炎器２２Ｂは、省略されてもよい。

【0073】

（第２の下流側燃料噴射器）
第２の下流側燃料噴射器２０Ｃは、燃焼器１２の壁に設けられている。第２の下流側燃料噴射器２０Ｃは、燃焼室Ｃｈに燃料を噴射する。第２の下流側燃料噴射器２０Ｃは、少なくとも１つの燃料噴射孔２０ｃ（換言すれば、１つまたは複数の燃料噴射孔２０ｃ）を備える。第２の下流側燃料噴射器２０Ｃは、上流側燃料噴射器２０Ａよりも下流側に配置される。燃焼室Ｃｈが上流側保炎器２２Ａを備える場合、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃは、例えば、上流側保炎器２２Ａの下流側に配置される。

【0074】

第２の下流側燃料噴射器２０Ｃ（燃料噴射孔２０ｃ）は、例えば、上流側燃料噴射器２０Ａ（燃料噴射孔２０ａ）が配置される面とは異なる面（例えば、下面１６、換言すれば、第１の下流側燃料噴射器２０Ｂの設けられる面に対向する面）に設けられる。第２の下流側燃料噴射器２０Ｃ（燃料噴射孔２０ｃ）は、燃焼室の長手方向ＬＤあるいは主流空気の流れＭＡの方向にみて、上流側保炎器２２Ａとオーバーラップしない位置に配置されてもよい。

【0075】

第２の下流側燃料噴射器２０Ｃと第１直線Ｌ１との距離は、第１の下流側燃料噴射器２０Ｂと第１直線Ｌ１との距離より大きい。

【0076】

図８Ｂに記載の例では、燃焼室の長手方向ＬＤに垂直な断面形状が矩形形状（なお、矩形形状には、概ね矩形形状であることが包含される。）である。図８Ｂに記載の例では、上流側燃料噴射器２０Ａ（燃料噴射孔２０ａ）、および、第１の下流側燃料噴射器２０Ｂ（燃料噴射孔２０ｂ）が、燃焼室の第１壁面１４に設けられ、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃ（燃料噴射孔２０ｃ）が、燃焼室の第２壁面１５であって、第１壁面とは異なる面に配置されている。

【0077】

上流側燃料噴射器２０Ａから噴射される上流側燃料ＧＡの燃焼により生成される炎を用いて、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃから噴射される下流側燃料ＧＣを着火する場合、燃焼器１２は、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃから噴射される下流側燃料ＧＣを点火する点火器を備えなくてもよい。点火器の省略によって、燃焼器１２の構造が簡素化されるとともに、ジェットエンジン２の重量が低減される。

【0078】

図８Ａおよび図８Ｂに記載の例では、燃焼器１２は、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃから噴射される下流側燃料ＧＣの燃焼によって生成される炎を保炎する保炎器を有していない。代替的に、燃焼器１２は、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃから噴射される下流側燃料ＧＣの燃焼によって生成される炎を保炎する保炎器を有していてもよい。

【0079】

（燃料供給系）
図９に、燃料供給系の一例を示す。燃料供給系は、燃料供給部３３と、配管３５と、少なくとも１つの流量調整器３６とを含む。燃料供給部３３は、例えば、燃料タンク３４と定量ポンプＰｕとを備える。配管３５は、例えば、燃料供給部３３と第１分岐点３７との間の配管３５Ａ、第１分岐点３７と上流側燃料噴射器２０Ａとの間の配管３５Ｂ、第１分岐点３７と第２分岐点３８との間の配管３５Ｃ、第２分岐点３８と第１の下流側燃料噴射器２０Ｂとの間の配管３５Ｄ、第２分岐点３８と第２の下流側燃料噴射器２０Ｃとの間の配管３５Ｅを含む。

【0080】

燃料供給部３３と上流側燃料噴射器２０Ａとは、第１配管によって接続されている。第１配管は、例えば、配管３５Ａと配管３５Ｂによって構成される。燃料供給部３３と第１の下流側燃料噴射器２０Ｂとは、第２配管によって接続されている。第２配管は、例えば、配管３５Ａ、配管３５Ｃ、配管３５Ｄによって構成される。燃料供給部３３と第２の下流側燃料噴射器２０Ｃとは、第３配管によって接続されている。第３配管は、例えば、配管３５Ａ、配管３５Ｃ、配管３５Ｅによって構成される。

【0081】

配管３５Ｃは、定量ポンプＰｕと流体接続されている。第１配管（例えば、配管３５Ｂ）の途中には、第１流量調整器３６Ａ（例えば、第１バルブ）が設けられ、第２配管（例えば、配管３５Ｄ）の途中には、第２流量調整器３６Ｂ（例えば、第２バルブ）が配置され、第３配管（例えば、配管３５Ｅ）の途中には、第３流量調整器３６Ｃ（例えば、第３バルブ）が配置されている。

【0082】

燃料供給系と燃料噴射制御器９０とは、制御線９５によって情報伝達可能に接続されている。より詳細には、第１流量調整器３６Ａは、制御線９５Ａを介して燃料噴射制御器９０に接続され、第２流量調整器３６Ｂは、制御線９５Ｂを介して燃料噴射制御器９０に接続され、第３流量調整器３６Ｃは、制御線９５Ｃを介して燃料噴射制御器９０に接続され、定量ポンプＰｕは、制御線９５Ｄを介して燃料噴射制御器９０に接続されている。

【0083】

総燃料噴射流量ＴＡ１の燃料を、全て、上流側燃料噴射器２０Ａから噴射する場合を想定する。燃料噴射制御器９０は、総燃料噴射流量ＴＡ１の燃料を送り出すよう、制御線９５Ｄを介して定量ポンプＰｕに指示する。また、燃料噴射制御器９０は、第１流量調整器３６Ａに対して配管３５Ｂの流路を開放するよう（バルブを開けるよう）、制御線９５Ａを介して第１流量調整器３６Ａに指示する。燃料噴射制御器９０は、第２流量調整器３６Ｂに対して配管３５Ｄの流路を、閉鎖するよう（バルブを閉じるよう）、制御線９５Ｂを介して第２流量調整器３６Ｂに指示する。燃料噴射制御器９０は、第３流量調整器３６Ｃに対して配管３５Ｅの流路を、閉鎖するよう（バルブを閉じるよう）、制御線９５Ｃを介して第３流量調整器３６Ｃに指示する。以上の結果、総燃料噴射流量ＴＡ１の燃料が上流側燃料噴射器２０Ａから噴射される。

【0084】

総燃料噴射流量ＴＡ２の燃料を、上流側燃料噴射器２０Ａおよび第１の下流側燃料噴射器２０Ｂから噴射する場合を想定する。燃料噴射制御器９０は、総燃料噴射流量ＴＡ２の燃料を送り出すよう、制御線９５Ｄを介して定量ポンプＰｕに指示する。また、燃料噴射制御器９０は、第１流量調整器３６Ａに対して配管３５Ｂの流路を開放するよう指示する。燃料噴射制御器９０は、第２流量調整器３６Ｂに対して配管３５Ｄの流路を開放するよう指示する。燃料噴射制御器９０は、第３流量調整器３６Ｃに対して配管３５Ｅの流路を閉鎖するよう指示する。以上の結果、総燃料噴射流量ＴＡ２の燃料が、燃料噴射器（上流側燃料噴射器２０Ａおよび第１の下流側燃料噴射器２０Ｂ）から噴射される。総燃料噴射流量ＴＡ２の燃料のうち、上流側燃料噴射器２０Ａから噴射される燃料の割合は、第１流量調整器３６Ａによる流路の開放度、および、第２流量調整器３６Ｂによる流路の開放度を調整することによって、任意に設定することが可能である。

【0085】

総燃料噴射流量ＴＡ３の燃料を、上流側燃料噴射器２０Ａおよび第２の下流側燃料噴射器２０Ｃから噴射する場合については、繰り返しの説明となるため、説明を省略する。

【0086】

（燃料噴射制御器による制御例）
上流側燃料噴射器２０Ａからの燃料噴射流量、第１の下流側燃料噴射器２０Ｂからの燃料噴射流量、および、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃからの燃料噴射流量は、燃料噴射制御器９０によって制御される。燃料噴射制御器９０は、少なくとも上流側燃料噴射器２０Ａおよび第１の下流側燃料噴射器２０Ｂを作動状態とする第１動作モードと、少なくとも上流側燃料噴射器２０Ａおよび第２の下流側燃料噴射器２０Ｃを作動状態とする第２動作モードとを選択的に実行可能である。第２動作モードは、第１動作モードとは異なる動作モードである。上流側燃料噴射器２０Ａから噴射される燃料噴射流量に対する第１の下流側燃料噴射器２０Ｂから噴射される燃料噴射流量の割合は、第１動作モードの方が第２動作モードよりも大きくなるように設定される。

【0087】

（第１例）
図１０Ａに燃料噴射制御器９０による制御の第１例を示す。燃料噴射制御器９０は、センサ６０から、ジェットエンジン２を備えた飛しょう体１の速度Ｖ（またはマッハ数Ｍ）についての情報を取得する。速度Ｖ（マッハ数Ｍ）についての情報は、ＧＰＳ等の位置センサからの情報、加速度センサからの情報、あるいは、圧力センサからの情報等に基づいて取得されてもよい。燃料噴射制御器９０は、飛しょう体１の速度Ｖが速度閾値Ｖ_１未満の時（または、マッハ数Ｍがマッハ数閾値Ｍ_１未満の時）、上流側燃料噴射器２０Ａおよび第１の下流側燃料噴射器２０Ｂを作動状態（図１０Ａの「○」を参照。）に制御し、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃを非作動状態（図１０Ａの「×」を参照。）に制御する（以下、「制御動作Ａ」という）。

【0088】

制御動作Ａでは、下流側燃料噴射器として、上流側燃料噴射器２０Ａから噴射される上流側燃料ＧＡの燃焼に伴い生成される炎の位置から相対的に近い位置にある第１の下流側燃料噴射器２０Ｂを用いる。このため、下流側燃料噴射器から噴射される下流側燃料の着火および保炎がより確実に実行される。

【0089】

燃料噴射制御器９０は、飛しょう体１の速度Ｖが速度閾値Ｖ_１以上の時（または、マッハ数Ｍがマッハ数閾値Ｍ_１以上の時）、上流側燃料噴射器２０Ａおよび第２の下流側燃料噴射器２０Ｃを作動状態（図１０Ａの「○」を参照。）に制御し、第１の下流側燃料噴射器２０Ｂを非作動状態（図１０Ａの「×」を参照。）に制御する（以下、「制御動作Ｂ」という）。

【0090】

制御動作Ｂでは、下流側燃料噴射器として、上流側燃料噴射器２０Ａから噴射される上流側燃料ＧＡの燃焼に伴い生成される炎の位置から相対的に遠い位置にある第２の下流側燃料噴射器２０Ｃを用いる。このため、下流側燃料噴射器から噴射される下流側燃料ＧＣと空気との混合がより一層促進される。その結果、燃料の燃焼効率が向上する。

【0091】

なお、制御動作Ａ、制御動作Ｂは、それぞれ、第１動作モード、第２動作モードに対応する制御動作である。

【0092】

実施形態のジェットエンジンでは、第１動作モードと第２動作モードとを選択的に実行可能である。その結果、ジェットエンジンの運用可能速度（または、運用可能マッハ数）が拡大する。例えば、第１動作モードを実行することにより、ジェットエンジンを搭載した飛しょう体が、相対的に低速度（または、相対的に低マッハ数）の時に、ジェットエンジンを始動させることが可能となる。このため、飛しょう体を加速するためのロケットモータを小型化することが可能となる。ロケットモータの小型化により、飛しょう体の重量が低減される。その結果、飛しょう体の航続可能距離が増加する。

【0093】

第１例では、飛しょう体１（又は、ジェットエンジン２）は、飛しょう体１の飛しょう速度Ｖ（または、飛しょうマッハ数Ｍ）を測定するセンサ６０を備えている。そして、燃料噴射制御器９０は、センサ６０によって測定される飛しょう速度Ｖ（または、マッハ数Ｍ）の変化（上昇）に応答して、第１動作モードから第２動作モードに切り替える。

【0094】

第１例では、ジェットエンジン２は、速度閾値Ｖ_１（または、マッハ数閾値Ｍ_１）を記憶する記憶部９０２を備える。なお、速度閾値Ｖ_１（または、マッハ数閾値Ｍ_１）の値は、数値計算または実験等に基づいて、予め設定される。

【0095】

燃料噴射制御器９０は、飛しょう速度Ｖ（または、飛しょうマッハ数Ｍ）が、速度閾値Ｖ_１未満（または、マッハ数閾値Ｍ_１未満）である場合に第１動作モードを実行し、前記飛しょうマッハ数Ｍが、速度閾値Ｖ_１以上（または、マッハ数閾値Ｍ_１以上）である場合に第２動作モードを実行する。

【0096】

飛しょう速度Ｖ（または、飛しょうマッハ数Ｍ）の上昇により、上流側燃料噴射器２０Ａから噴射される上流側燃料ＧＡの燃料噴射量を増加させることが可能となる。その結果、上流側燃料ＧＡの燃焼範囲が拡大する。上流側燃料ＧＡの燃焼範囲が拡大すると、上流側燃料ＧＡの燃焼により生成される炎を用いて、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃから噴射される下流側燃料ＧＣを着火および保炎することが可能となる。したがって、第１例では、燃料噴射制御器９０は、センサ６０によって測定される測定値（速度Ｖまたはマッハ数Ｍ）から推定される上流側燃料ＧＡの燃焼範囲の拡大に応答して、前記第１動作モードから前記第２動作モードに切り替えているということができる。

【0097】

（第２例）
図１０Ｂに燃料噴射制御器９０による制御の第２例を示す。燃料噴射制御器９０は、センサ６０から、ジェットエンジン２を備えた飛しょう体１の速度Ｖ（またはマッハ数Ｍ）についての情報を取得する。燃料噴射制御器９０は、飛しょう体１の速度Ｖが第１速度閾値Ｖ_０未満の時（または、マッハ数Ｍが第１マッハ数閾値Ｍ_０未満の時）、上流側燃料噴射器２０Ａを作動状態に制御し、第１の下流側燃料噴射器２０Ｂおよび第２の下流側燃料噴射器２０Ｃを非作動状態に制御する（以下、「制御動作Ｃ」という）。

【0098】

制御動作Ｃは、上流側燃料点火器２１Ａを用いて上流側燃料噴射器２０Ａから噴射される上流側燃料ＧＡを点火する際に実行されてもよい。なお、第１速度閾値Ｖ_０（または、第１マッハ数閾値Ｍ_０）は、設定されなくてもよい。第１速度閾値Ｖ_０（または、第１マッハ数閾値Ｍ_０）が設定されない場合、制御動作Ｃは、ジェットエンジンの始動時に実行されてもよい。第１速度閾値Ｖ_０（または、第１マッハ数閾値Ｍ_０）が設定されない場合、制御動作Ｃは、省略されてもよい。制御動作Ｃが省略される場合、後述の制御動作Ｄを実行中に、上流側燃料点火器２１Ａを用いて上流側燃料噴射器２０Ａから噴射される上流側燃料ＧＡが点火されてもよい。

【0099】

燃料噴射制御器９０は、飛しょう体１の速度Ｖが第１速度閾値Ｖ_０以上、かつ、第２速度閾値Ｖ_１未満の時（または、マッハ数Ｍが第１マッハ数閾値Ｍ_０以上、かつ、第２マッハ数閾値Ｍ_１未満の時）、上流側燃料噴射器２０Ａおよび第１の下流側燃料噴射器２０Ｂを作動状態に制御し、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃを非作動状態に制御する（以下、「制御動作Ｄ」という）。制御動作Ｄは、第１例における制御動作Ａと同一の制御動作である。

【0100】

燃料噴射制御器９０は、飛しょう体１の速度Ｖが第２速度閾値Ｖ_１以上の時（または、マッハ数Ｍが第２マッハ数閾値Ｍ_１以上の時）、制御動作Ｅおよび制御動作Ｆを実行する。制御動作Ｅは、制御動作Ｄと制御動作Ｆとの間に実行される遷移制御動作である。制御動作Ｆは、第１例における制御動作Ｂと同一の制御動作である。

【0101】

制御動作Ｅでは、燃料噴射制御器９０は、上流側燃料噴射器２０Ａ、第１の下流側燃料噴射器２０Ｂ、および、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃを作動状態に制御する。制御動作Ｅでは、下流側燃料は、第１の下流側燃料噴射器２０Ｂおよび第２の下流側燃料噴射器２０Ｃによって、分散的に噴射される。制御動作Ｅにおいて、第１の下流側燃料噴射器２０Ｂから噴射される燃料の流量は、制御動作Ｄにおいて、第１の下流側燃料噴射器２０Ｂから噴射される燃料の流量より少なくてもよい。制御動作Ｅにおいて、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃから噴射される燃料の流量は、制御動作Ｆにおいて、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃから噴射される燃料の流量より少なくてもよい。

【0102】

なお、制御動作Ｄ、制御動作ＥおよびＦは、それぞれ、第１動作モード、第２動作モードに対応する制御動作である。

【0103】

第２例では、制御動作Ｅを備えることにより、第１例によって奏される効果に加え、第１動作モードから第２動作モードへの移行がより円滑になるとの効果を奏する。

【0104】

第２例では、ジェットエンジン２は、第１速度閾値Ｖ_０（または、第１マッハ数閾値Ｍ_０）、および、第２速度閾値Ｖ_１（または、第２マッハ数閾値Ｍ_１）を記憶する記憶部９０２を備える。なお、第１速度閾値Ｖ_０（または、第１マッハ数閾値Ｍ_０）、および、第２速度閾値Ｖ_１（または、第２マッハ数閾値Ｍ_１）の値は、数値計算または実験等に基づいて、予め設定される。

【0105】

（飛行制御装置）
図７に示されるように、飛しょう体１は、飛行制御装置８０を備える。図７に記載の例では、飛行制御装置８０は、ジェットエンジン２に設けられ、かつ、燃料噴射制御器９０を含む。代替的に、飛行制御装置８０は、ジェットエンジン２以外の飛しょう体１の部分に設けられ、燃料噴射制御器９０とは、制御線等を介して情報伝達可能に構成されてもよい。

【0106】

図１１は、飛行制御装置および燃料噴射制御器の機能ブロック図の一例を示す。飛行制御装置８０は、オートパイロット８２と、推力制御器８４と、燃料噴射制御器９０を備える。オートパイロット８２は、センサ６０から速度Ｖ、マッハ数Ｍまたは高度Ｈ等の飛行パラメータに関する情報を受け取る。オートパイロット８２は、飛行指令値（目標地点情報等）およびセンサ６０から取得された情報に基づいて、速度維持又は目標加速度等の推力指令値を決定又は計算し、当該推力指令値を推力制御器８４に伝達する。推力制御器８４は、推力指令値に基づいて、総燃料噴射流量ＴＡ等を決定又は計算し、総燃料噴射流量ＴＡ等を燃料噴射制御器９０に伝達する。

【0107】

（燃料噴射制御器）
燃料噴射制御器９０は、例えば、ハードウェアプロセッサを含む演算装置と、記憶装置とを備える。ハードウェアプロセッサは、記憶装置に記憶されたプログラムを実行することにより、演算装置を、情報取得部９０１と、動作モード決定部９０３と、燃料送出指示部９０５と、流量調整指示部９０６等として機能させる。ハードウェアプロセッサは、記憶装置に記憶されたプログラムを実行することにより、記憶装置を記憶部９０２として機能させる。

【0108】

情報取得部９０１は、推力制御器８４から、総燃料噴射流量ＴＡ等の情報を取得する。また、情報取得部９０１は、センサ６０から、速度Ｖ、マッハ数Ｍ等の情報（測定値）を取得する。取得された情報は、記憶部９０２に記憶される。

【0109】

記憶部９０２は、動作モードを決定するためのテーブルまたは関数を記憶している。テーブルは、例えば、図１０Ａ又は図１０Ｂに例示されたマッハ数と各燃料噴射器の制御動作（又は、動作モード）とを対応付けるテーブルである。

【0110】

動作モード決定部９０３は、情報取得部９０１が取得する速度Ｖ、マッハ数Ｍ、または、総燃料噴射流量ＴＡについての情報、および、記憶部９０２に記憶されたテーブルまたは関数に基づいて、各燃料噴射器の動作モード（例えば、第１動作モード、第２動作モード）又は制御動作（例えば、制御動作Ａ、Ｂ、Ｃ、Ｄ、Ｅ、Ｆ等）を決定する。

【0111】

燃料送出指示部９０５は、総燃料噴射流量ＴＡに対応する燃料を送出するよう、燃料供給系（具体的には、定量ポンプＰｕ）に指示を送る。

【0112】

流量調整指示部９０６は、総燃料噴射流量ＴＡおよび決定された動作モード又は制御動作に基づいて、各燃料噴射器から噴射される燃料の量を調整するために、燃料供給系（具体的には、流量調整器３６）に指示を送る。

【0113】

図１１に記載の例では、ジェットエンジン２は、センサ６０と、動作モード決定部９０３とを備えている。動作モード決定部９０３は、センサ６０によって測定される測定値（速度Ｖ、マッハ数Ｍ等）に基づいて、第１動作モードと第２動作モードを含む複数の動作モードの中から採用すべき動作モードを決定している。センサ６０は、飛しょう体が一般的に備える構成である。よって、図１１に記載の例では、制御装置に改良を加えるだけで、第１動作モードまたは第２動作モードの選択および実行が可能である。

【0114】

（変形例）
図１２Ａ〜図１２Ｄを参照して、実施形態の変形例について説明する。図１２Ａ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。また、図１２Ｂは、図１２Ａにおける燃焼器の部分を拡大した図であり、燃焼領域が小さい状態を示す図である。図１２Ｃは、図１２Ａにおける燃焼器の部分を拡大した図であり、燃焼領域が大きい状態を示す図である。図１２Ｄは、飛行制御装置および燃料噴射制御器の機能ブロック図の一例を示す。なお、図１２Ａ〜図１２Ｄにおいて、図１〜図１１に記載した部材と同じ機能を有する部材については、同一の図番が付されている。なお、図１２Ａ乃至図１２Ｃにおいて、制御線９５Ａ乃至９５Ｃ等は、図面の複雑化を避けるために、記載が省略されている。

【0115】

図１２Ａおよび図１２Ｂから把握されるように、変形例のジェットエンジン２Ｂでは、燃焼器１２の壁部にセンサ６０Ａが配置されている点で、図１〜図１１に記載の実施形態のジェットエンジン２と異なる。センサ６０Ａは、燃焼室内の領域の状態量を測定するセンサである。センサ６０Ａは、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃの近傍領域の状態量を測定するセンサである。第２の下流側燃料噴射器２０Ｃの近傍領域は、例えば、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃから５０ｃｍ以内の領域を意味する。センサ６０Ａは、例えば、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃ（燃料噴射孔２０ｃ）から５０ｃｍ以内の位置に配置される。センサ６０Ａは、例えば、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃの上流側または下流側に配置される。センサ６０Ａは、状態計測センサ（例えば、圧力センサまたは温度センサ等）である。

【0116】

上流側燃料噴射器２０Ａおよび第１の下流側燃料噴射器２０Ｂが作動状態であり、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃが非作動状態である場合（第１動作モードの１例）を想定する。上流側燃料噴射器２０Ａおよび第１の下流側燃料噴射器２０Ｂからは、それぞれ上流側燃料ＧＡおよび下流側燃料ＧＢが噴射される。噴射された上流側燃料ＧＡおよび下流側燃料ＧＢの燃焼により、それぞれ炎ＦＡおよび炎ＦＢが形成される。

【0117】

図１２Ｂでは、炎ＦＡの大きさ（換言すれば、燃焼領域の大きさ）が比較的小さい。このため、センサ６０Ａの設けられた位置では、炎ＦＡによる燃焼圧の上昇、あるいは、炎ＦＡによる温度上昇が小さい。図１２Ｂに記載の状態では、燃料噴射制御器９０は、第１動作モードから第２動作モードへの切り替えは行わない。なぜなら、図１２Ｂの状態において、第２動作モードへの切り替えを行った場合、炎ＦＡを用いて、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃから噴射される下流側燃料ＧＣの着火を行うことが困難であるからである。

【0118】

図１２Ｃでは、炎ＦＡの大きさ（換言すれば、燃焼領域の大きさ）が比較的大きい。このため、センサ６０Ａの設けられた位置では、炎ＦＡによる燃焼圧の上昇、あるいは、炎ＦＡによる温度上昇が大きい。

【0119】

図１２Ｂの状態から図１２Ｃの状態に至るまでの過程において、センサ６０Ａは、大きな状態変化（予め設定された変動閾値ＴＨ以上の状態変化）を検出する。例えば、センサ６０Ａが圧力センサである場合には、大きな圧力上昇を検出する。例えば、センサ６０Ａが温度センサである場合には、大きな温度上昇を検出する。センサ６０Ａによる状態変化（例えば、圧力上昇、または、温度上昇）の検出は、後述の燃料噴射制御器９０Ｂに伝達される。燃料噴射制御器９０Ｂは、センサ６０Ａによる変動閾値ＴＨ以上の状態変化の検出に応答して、第１動作モードから第２動作モードへの切り替えを実行する。図１２Ｃの状態において、第２動作モードへの切り替えを行った場合、炎ＦＡを用いて、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃから噴射される下流側燃料ＧＣの着火を行うことが可能である。

【0120】

上述の例では、センサ６０Ａ（圧力センサまたは温度センサ）によって検出される状態変化（圧力変化または温度変化）が、変動閾値ＴＨ１（圧力変動閾値または温度変化閾値）以上である時、第１動作モードから第２動作モードへの切り替えを実行する。代替的に、センサ６０Ａ（圧力センサまたは温度センサ）によって検出される状態（圧力または温度）が、状態閾値ＴＨ２（圧力閾値または温度閾値）以上である時、第１動作モードから第２動作モードへの切り替えを実行してもよい。

【0121】

図１２Ｄは、飛行制御装置および燃料噴射制御器の機能ブロック図の一例を示す。また、図１２Ｄに記載の機能ブロック図は、図１１に記載の機能ブロック図と比較して、センサ６０Ａからの情報が、飛行制御装置８０Ｂの燃料噴射制御器９０Ｂに伝達される点で異なる。また、図１２Ｄの例では、燃料噴射制御器９０Ｂが、比較部９０９を備える。なお、図１２Ｄにおけるオートパイロット８２、推力制御器８４、燃料送出指示部９０５、流量調整指示部９０６の機能は、それぞれ、図１１におけるオートパイロット８２、推力制御器８４、燃料送出指示部９０５、流量調整指示部９０６の機能と同一である。

【0122】

情報取得部９０１は、推力制御器８４から、総燃料噴射流量ＴＡ等の情報を取得する。また、情報取得部９０１は、センサ６０Ａから、圧力、温度等の状態量（測定値）に関する情報を取得する。取得された情報は、記憶部９０２に記憶される。

【0123】

記憶部９０２は、情報取得部９０１によって取得された圧力、温度等の状態量（測定値）が、大きく変化したか否かを決定するための変動閾値ＴＨ１に関する情報を記憶している。代替的に、記憶部９０２は、情報取得部９０１によって取得された圧力、温度等の状態量（測定値）が、所定の基準値を超えたか否かを決定するための状態閾値ＴＨ２に関する情報を記憶している。変動閾値ＴＨ１（または、状態閾値ＴＨ２）に関する情報は閾値自体であってもよい。代替的に、変動閾値ＴＨ１（または、状態閾値ＴＨ２）に関する情報は、マッハ数Ｍと変動閾値ＴＨ１（または、状態閾値ＴＨ２）の関係を示す関数であってもよい。代替的に、変動閾値ＴＨ１（または、状態閾値ＴＨ２）に関する情報は、マッハ数Ｍと変動閾値ＴＨ１（または、状態閾値ＴＨ２）の関係を示すテーブルであってもよい。

【0124】

比較部９０９は、情報取得部９０１によって取得された圧力、温度等の状態量（測定値）の変化が、変動閾値ＴＨ１以上であるか否かを判定する。代替的に、比較部９０９は、情報取得部９０１によって取得された圧力、温度等の状態量（測定値）が、状態閾値ＴＨ２以上であるか否かを判定する。

【0125】

圧力、温度等の状態量の変化が、変動閾値ＴＨ１未満であると判定された場合、あるいは、圧力、温度等の状態量が、状態閾値ＴＨ２未満であると判定された場合、動作モード決定部９０３は、第１動作モードを維持する。他方、圧力、温度等の状態量（測定値）の変化が、変動閾値ＴＨ１以上であると判定された場合、あるいは、圧力、温度等の状態量が、状態閾値ＴＨ２以上であると判定された場合、動作モード決定部９０３は、第２動作モードを選択する。

【0126】

図１２Ａ〜図１２Ｄの実施形態では、ジェットエンジンは、センサ６０Ａ（状態計測センサ）と、閾値（変動閾値ＴＨ１または状態閾値ＴＨ２）を記憶する記憶部９０２と、動作モード決定部９０３を備えている。動作モード決定部９０３は、センサ６０Ａによって測定される測定値と閾値との比較に基づいて、第１動作モードと第２動作モードを含む複数の動作モードの中から採用すべき動作モードを決定している。

【0127】

なお、図１２Ａ〜図１２Ｄの実施形態では、センサ６０Ａを設けている。そして、第１動作モードの実行時に、燃焼領域が、センサ６０Ａの位置まで達しているか否かを判定している。燃焼領域が、センサ６０Ａの位置まで達していると判定（推定）された時、第１動作モードから第２動作モードへの切り替えを実施する。

【0128】

図１２Ａ〜図１２Ｄに記載の実施形態では、図１０Ａおよび図１０Ｂで例示されたテーブル等を準備する必要がない。よって、制御装置のコストの低減が可能である。また、図１２Ａ〜図１２Ｄに記載の実施形態では、燃焼領域の変化をセンサによる直接計測に基づいて判定するため、燃焼領域の変化の判定がより正確となる。その結果、エンジン作動の確実性が向上する。

【0129】

図５〜図１２Ｄに記載の実施形態では、ジェットエンジンが、上流側燃料噴射器２０Ａ、第１の下流側燃料噴射器２０Ｂ、および、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃの３つの燃料噴射器を備えた例について説明した。しかし、燃料噴射器の数は、４つ以上であってもよい。燃焼室の長手方向ＬＤ（Ｘ方向）に沿って、更に、他の燃料噴射器を配置してもよい。代替的に、あるいは、付加的に、燃焼室のスパン方向（Ｙ方向）に沿って、更に、他の燃料噴射器を配置してもよい。また、図８Ａ〜図１２Ｄに記載の実施形態では、ジェットエンジンが、上流側保炎器２２Ａと下流側保炎器２２Ｂの２つの保炎器を備えた例について説明した。しかし、保炎器の数は、２つに限らず、任意である。燃焼室の長手方向ＬＤ（Ｘ方向）に沿って、更に、他の保炎器を配置してもよい。代替的に、あるいは、付加的に、燃焼室のスパン方向（Ｙ方向）に沿って、更に、他の保炎器を配置してもよい。

【0130】

なお、第２動作モードを実行した結果、上流側燃料噴射器２０Ａから噴射された上流側燃料ＧＡの燃焼により生成された炎を用いて、第２の下流側燃料噴射器２０Ｃから噴射された下流側燃料ＧＣの着火ができない場合も想定される。この場合、第２動作モードの実行を中断して、第１動作モードを実行するようにしてもよい。なお、下流側燃料ＧＣの着火ができたか否かは、センサ６０Ａによって取得される状態量（圧力、温度等）に基づいて、燃料噴射制御器等の制御装置が判定するようにしてもよい。代替的に、ジェットエンジンの出力（あるいは、飛しょう体の加速度）に関する情報に基づいて、制御装置が、下流側燃料ＧＣの着火ができたか否かを判定するようにしてもよい。下流側燃料ＧＣの着火ができたか否かの判定は、第２動作モードの実行後、予め設定された時間経過後に行われてもよい。

【0131】

（更なる変形例）
図１２Ｅは、飛行制御装置および燃料噴射制御器の機能ブロック図の一例を示す。また、図１２Ｅに記載の機能ブロック図は、図１２Ｄに記載の機能ブロック図と比較して、センサ６０からの高度Ｈに関する情報が、燃料噴射制御器９０Ｃに伝達される点で異なる。なお、図１２Ｅにおけるオートパイロット８２、推力制御器８４、情報取得部９０１、動作モード決定部９０３、燃料送出指示部９０５、流量調整指示部９０６、比較部９０９の機能は、それぞれ、図１２Ｄにおけるオートパイロット８２、推力制御器８４、情報取得部９０１、動作モード決定部９０３、燃料送出指示部９０５、流量調整指示部９０６、比較部９０９は、の機能と同一である。

【0132】

図１２Ｅに記載の変形例では、図１２Ｄに記載の例とは異なり、変動閾値ＴＨ１（または、状態閾値ＴＨ２）に関する情報は、高度Ｈ（または、マッハ数Ｍおよび高度Ｈ）と変動閾値ＴＨ１（または、状態閾値ＴＨ２）の関係を示す関数である。代替的に、変動閾値ＴＨ１（または、状態閾値ＴＨ２）に関する情報は、高度Ｈ（又はマッハ数Ｍおよび高度Ｈ）と変動閾値ＴＨ１（または、状態閾値ＴＨ２）の関係を示すテーブルである。図１２Ｅに記載の例では、記憶部９０２Ｃは、高度Ｈ（または、マッハ数Ｍおよび高度Ｈ）と変動閾値ＴＨ１（または、状態閾値ＴＨ２）の関係を示す関数データ、または、高度Ｈ（又はマッハ数Ｍおよび高度Ｈ）と変動閾値ＴＨ１（または、状態閾値ＴＨ２）の関係を示すテーブルを記憶する。

【0133】

図１２Ｅに記載の例では、動作モード決定部９０３は、センサ６０Ａによって測定される測定値と閾値との比較に基づいて、第１動作モードと第２動作モードを含む複数の動作モードの中から採用すべき動作モードを決定する点で、図１２Ａ乃至図１２Ｄに記載の例と同様である。しかし、図１２Ｅに記載の例では、変動閾値ＴＨ１（または、状態閾値ＴＨ２）が、飛しょう体の高度（または、マッハ数Ｍおよび高度）に応じて変動する。このため、飛しょう体の高度の変化を考慮した、より適切な動作モードの選択が可能となる。

【0134】

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、他の実施形態又は変形例にも適用可能である。

【符号の説明】

【0135】

１ ：飛しょう体
２ ：ジェットエンジン
２Ｂ ：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 ：第１壁面
１５ ：第２壁面
１６ ：下面
２０ ：燃料噴射器
２０Ａ ：上流側燃料噴射器
２０Ｂ ：第１の下流側燃料噴射器
２０Ｃ ：第２の下流側燃料噴射器
２０ａ ：燃料噴射孔
２０ｂ ：燃料噴射孔
２０ｃ ：燃料噴射孔
２１Ａ ：上流側燃料点火器
２２ ：保炎器
２２Ａ ：上流側保炎器
２２Ｂ ：下流側保炎器
３３ ：燃料供給部
３４ ：燃料タンク
３５ ：配管
３５Ａ ：配管
３５Ｂ ：配管
３５Ｃ ：配管
３５Ｄ ：配管
３５Ｅ ：配管
３６ ：流量調整器
３６Ａ ：第１流量調整器
３６Ｂ ：第２流量調整器
３６Ｃ ：第３流量調整器
３７ ：第１分岐点
３８ ：第２分岐点
４０ ：カウル
５０ ：空間
６０ ：センサ
６０Ａ ：センサ
８０ ：飛行制御装置
８０Ｂ ：飛行制御装置
８０Ｃ ：飛行制御装置
８２ ：オートパイロット
８４ ：推力制御器
９０ ：燃料噴射制御器
９０Ｂ ：燃料噴射制御器
９０Ｃ ：燃料噴射制御器
９５ ：制御線
９５Ａ ：制御線
９５Ｂ ：制御線
９５Ｃ ：制御線
９５Ｄ ：制御線
９０１ ：情報取得部
９０２ ：記憶部
９０２Ｃ：記憶部
９０３ ：動作モード決定部
９０５ ：燃料送出指示部
９０６ ：流量調整指示部
９０９ ：比較部
Ｃｈ ：燃焼室
Ｐｕ ：定量ポンプ
Ｓ１ ：上流側端面
Ｓ２ ：下流側端面

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6A】

【図6B】

【図6C】

【図6D】

【図7】

【図8A】

【図8B】

【図9】

【図10A】

【図10B】

【図11】

【図12A】

【図12B】

【図12C】

【図12D】

【図12E】