DE1009438B

DE1009438B - Method and device for carrying out the method for operating a jet engine

Info

Publication number: DE1009438B
Application number: DEP15212A
Authority: DE
Inventors: Alun Raymond Howell
Original assignee: Power Jets Research and Development Ltd
Current assignee: Power Jets Research and Development Ltd
Priority date: 1955-11-23
Filing date: 1955-11-23
Publication date: 1957-05-29

Description

Verfahren und Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens zum Betrieb eines Strahltriebwerkes Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Betrieb eines Strahltriebwerkes, welches mit einem von einer Gasturbine aus getriebenen und Luft aus der Atmosphäre ansaugenden Kompressor, mit Mitteln zum Antrieb der Turbine sowie mit einem zumindest zur Durchleitung der durch den Kompressor durchgesetzten Gasmenge dienenden Strahlrohr versehen. ist, sowie außerdem ein Strahltriebwerk zur Durchführung des Verfahrens. Dabei kann der von dem neuen Strahltriebwerk erzeugte Gasstrahl sowohl zum Antrieb eines Flugzeuges als auch zum Antrieb eines Geschosses oder sonstigen durch die Luft vortreibbaren Körpers dienen.Method and device for carrying out the method of operation of a jet engine The invention relates to a method for operating a jet engine, which with one driven by a gas turbine and air from the atmosphere suction compressor, with means for driving the turbine and with at least one for the passage of the gas flow through the compressor Mistake. is, as well as a jet engine for carrying out the process. The gas jet generated by the new jet engine can be used for propulsion an aircraft as well as to propel a projectile or other through the Serve air propellant body.

Ein solcher Vortriebsstrahl zum Antreiben eines Flugzeuges, Geschosses od. dgl. läßt sich auf verschiedene Art erzeugen. Er kann z. B. aus den Abgasen eines eine Brennkammer, einen Kompressor und eine Gasturbine umfassenden Gasturbinensatzes bestehen, dessen Kompressor Verbrennungsluft aus der Umgebung ansaugt; der Strahlschub kann gegebenenfalls durch einen zusätzlichen Luftstrom verstärkt werden, den ein von dem Gasturbinensatz angetriebener Luftverdichter oder Ventilator liefert.Such a propulsion beam for propelling an aircraft, projectile or the like can be produced in various ways. He can z. B. from the exhaust gases a gas turbine set comprising a combustor, a compressor and a gas turbine exist whose compressor draws in combustion air from the environment; the jet thrust can optionally be reinforced by an additional air flow, the one supplies air compressor or fan driven by the gas turbine set.

Eine vorgenannte, als Turbinen-Strahltriebwerk bezeichnete Antriebsanlage kann nicht von selbst anlaufen, ist verhältnismäßig kompliziert aufgebaut und damit in der Herstellung teuer und weist schließlich relativ zu dein erreichbaren Schul> ein verhältnismäßig hohes Gewicht auf.A previously mentioned propulsion system known as a turbine jet engine cannot start by itself, has a relatively complex structure and therefore expensive to manufacture and ultimately shows relative to your attainable school> a relatively high weight.

Bei einem sogenannten Stau-Strahltriebwerk oder einem pulsierend arbeitenden Strahlrohr wird der Vortriebsstrahl durch die Verbrennung eines Brennstoffes in Luft erzeugt, die der Umgebung entnommen und durch den Staudruck bei der Vorwärtsbewegung des Flugzeuges oder des Geschosses verdichtet wird. Eine solche, an sich einfach aufgebaute Antriebsanlage gestattet kein selbständiges Starten des Flugzeuges, Geschosses od. dgl.In the case of a so-called ram jet engine or a pulsating one Jet pipe is the propulsion jet through the combustion of a fuel in Air is generated that is taken from the environment and by the dynamic pressure when moving forward of the aircraft or the projectile is compressed. Such a simple one The built-up drive system does not allow the aircraft or floor to be started independently or the like

Bei einer Rakete wird der Vortriebsstrahl durch Verbrennen eines Raketenkraftstoffes in einer Raketenbrennkammer erzeugt; der Raketenkraftstoff ist entweder ein reiner Brennstoff und ein Oxvdationsmittel oder ein, durch innere Umsetzung wirkender Raketenkraftstoff. Die Raketenkraftstoffe werden in dem Raketenkörper gespeichert und von der Rakete mitgeschleppt; ihre Wirkung bleibt unabhängig von der Bewegung der Rakete und von der äußeren Atmosphäre. Dadurch ergibt sich der Vorteil eines sehr einfachen Startens, aber der Kraftstoffverbrauch ist relativ groß, und die Kosten für die Raketenkraftstoffe, sind hoch. Etwa vorhandene Kraftstoffpumpen müssen angelassen werden, wenn man nicht den Kraftstoff oder ein Startgas unter Druck in die Antriebsvorrichtung einführt. Um den Nachteil der vorgenannten Turbinen-Strahltriebwerke, der darin liegt, daß dieselben nicht von selbst anlaufen können, zu beheben, sind bereits zusätzliche Anlaßvorrichtungen bekanntgeworden, die mit diesen Strahltriebwerken unmittelbar verbunden sind. So ist es einerseits bekannt, entweder aus einer Druckluftflasche entnommene Druckluft oder in einer besonderen Raketenbrennkammer erzeugte Raketenbrenngase zum Anlassen unmittelbar gegen die Turbinenbeschaufelung der Turbinen-Strahltriebwerke zu richten; andererseits ist es auch schon bekanntgeworden, die aus einer Druckluftflasche entnommenen oder in einer Raketenbrennkammer erzeugten Gase gegen eine besondere Turbinenbeschaufelung zu richten, die entweder in unmittelbarem Anschluß an die Kompressorbeschaufelung am Kompressor-Rotor oder in unmittelbarem Zusammenhang mit der Turbinenbeschaufelung bzw. dem Turbinen-Rotor angeordnet sein kann.With a rocket, the propulsion jet is generated by burning rocket fuel generated in a rocket combustion chamber; the rocket fuel is either pure Fuel and an oxidizing agent or an internal reaction rocket fuel. The rocket fuels are stored in the rocket body and removed from the rocket dragged along; its effect remains independent of the movement of the rocket and of the outer atmosphere. This has the advantage of being very easy to start, but the fuel consumption is relatively large, and the cost of the rocket fuels, are high. Any existing fuel pumps must be started if one does not introduces the fuel or a starting gas under pressure into the drive device. To the disadvantage of the aforementioned turbine jet engines, which is that cannot start the same things by themselves, fixing them are already additional Starting devices have become known that work directly with these jet engines are connected. So it is known on the one hand, either from a compressed air cylinder extracted compressed air or rocket fuel gases generated in a special rocket combustion chamber for starting directly against the turbine blades of the turbine jet engines to judge; on the other hand, it has already become known that from a compressed air cylinder gases extracted or generated in a rocket combustion chamber against a special Turbine blading to be directed either in direct connection to the Compressor blades on the compressor rotor or in direct connection with the turbine blading or the turbine rotor can be arranged.

Bei allen diesen zusätzlichen Einrichtungen handelt es sich speziell um Anlaß- bzw. Starteinrichtungen, die zusätzlich an einem im übrigen in konventioneller Weise arbeitenden Turbinen-Strahltriebwerk angeordnet sind und damit das Triebwerk komplizierter und schwerer machen. Bei diesen konventionellen Turbinen-Strahltriebwerken wird während des normalen Betriebes der Kompressor von der Turbine aus und die Turbine ihrerseits durch die vom Kompressor gelieferten und in einer der Turbine vorgeschalteten Brennkammer erhitzten Gase betrieben.All of these additional facilities are special to starting or starting devices, which are also connected to an otherwise in conventional Way working turbine jet engine are arranged and thus the engine make it more complicated and harder. With these conventional turbine jet engines During normal operation, the compressor and the turbine are from the turbine in turn by the ones supplied by the compressor and connected upstream in one of the turbine Combustion chamber heated gases operated.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein neues Arbeitsverfahren zum Betrieb von Turbinen-Strahtriebwerken und ein hierfür geeignetes neuartiges Strahltriebwerk zu schaffen, wobei in diesem neuen Strahtriebwerk einige Vorteile der unterschiedlichen Arbeitsweisen und Ausführungsformen der vorgenannten verschiedenen Triebwerke durch eine geeignete Anpassung vereinigt sind.The invention is based on the object of a new working method for the operation of turbine jet engines and a new type suitable for this Jet engine to create some advantages of the different in this new jet engine Modes of operation and embodiments of the aforementioned various engines a suitable adaptation are united.

Die Erfindung besteht im .wesentlichen darin, daß die einzige Gasturbine des Triebwerkes ausschließlich in der bisher zum Anlassen von Strahltriebwerken an sich bekannten Weise durch die Brenngase einer Raketenbrennkammer betrieben und die durch den Kompressor geförderte Luft unmittelbar in das Strahlrohr gefördert wird. Ein derartiges Verfahren erlaubt einen Selbststart des etwa als Turborakete oder Gebläserakete zu bezeichnenden Strahltriebwerkes und hat eine Reihe von Vorzügen, obgleich die für das neue Verfahren erforderlichen Kraftstoffkosten geringer sind als bei einer reinen Rakete. In seinen Leistungen und seinem Betriebsverhalten läßt sich das neue Triebwerk etwa mit dem gegenüber üblichen Turbinen-Strahltriebwerken einfacheren und doch sehr leistungsfähigen Stau-Strahltriebwerk vergleichen, gegenüber dem jedoch der entscheidende Vorteil des Selbststartvermögens erreicht ist.The invention consists essentially in the fact that the only gas turbine of the engine exclusively in the previously used for starting jet engines operated in a manner known per se by the combustion gases of a rocket combustion chamber and the air conveyed by the compressor is conveyed directly into the jet pipe will. Such a method allows the self-start, for example as a turbo rocket jet engine and has a number of advantages, although the fuel costs required for the new process are lower than a pure rocket. Lets in its performance and its operational behavior the new engine, for example, compared to the conventional turbine jet engines compare the simpler and yet very powerful stagnation jet engine However, the decisive advantage of self-starting is achieved.

Die aus der Turbine austretenden Brenngase werden bei dem erfindungsgemäßen Arbeitsverfahren der von dein Kompressor aus unmittelbar in das Strahlrohr eintretenden Luft zweckmäßig beigemischt, um so das Volumen und die Schubwirkung der aus dem Strahlrohr austretenden, Gase zu erhöhen.The fuel gases emerging from the turbine are in the case of the invention Working method that enters the jet pipe directly from your compressor Air is expediently mixed in, so as to reduce the volume and the thrust of the Jet pipe escaping to increase gases.

Gemäß einer Ausgestaltung der Erfindung wird der Raketenkraftstoff in der Raketenbrennkammer nur teilweise verbrannt, so daß die dementsprechend nur unvollkommen verbrannten Brenngase in dem Strahlrohr in der von dem Kompressor gelieferten Frischluft nachverbrennen. Statt einer solchen Nachverbrennung der Turbinenabgase oder auch zusätzlich zu dieser kann den in dein Strahlrohr gemischten Gasen zusätzlicher Brennstoff zugeführt werden, der dann mindestens in einem Teil der von dem Kompressor gelieferten Frischluft verbrennt.According to one embodiment of the invention, the rocket fuel only partially burned in the rocket combustion chamber, so that accordingly only imperfectly burned fuel gases in the jet pipe in the one supplied by the compressor Burn fresh air. Instead of such an afterburning of the turbine exhaust gases or in addition to this, the gases mixed in your jet pipe can be added Fuel are supplied, which is then at least in part of the by the compressor supplied fresh air burns.

Ein zur Durchführung des vorgenannten Verfahrens geeignetes Strahltriebwerk ist im Gegensatz zu den bisher bekanntgewordenen Turbinen-Strahltriebwerken so ausgeführt, daß der Kompressor mit seiner Austrittsseite unmittelbar an das Strahlrohr und die Gasturbine mit ihrer Eintrittsseite an die den ständigen Betrieb der Turbine gewährleistende Raketenbrennkammer angeschlossen ist. Dabei kann die Turbine an ihrer Austrittsseite in das Strahlrohr einmünden und der der Raketenbrennkammer zugeführte Raketenkraftstoff derart zusammengesetzt sein, daß die aus der Raketenbrennkammer ausgetretenen Raketenbrenngase bei ihrem Eintritt in das Strahlrohr nur unvollkommen verbrannt sind, so daß sie in der bereits genannten Weise .in der vom Kompressor, gelieferten Frischluft nachverbrennen.A jet engine suitable for carrying out the aforementioned method In contrast to the previously known turbine jet engines, it is designed that the compressor with its outlet side directly to the jet pipe and the Gas turbine with its inlet side to the one ensuring the constant operation of the turbine Missile combustion chamber is connected. The turbine can be on its outlet side open into the jet pipe and the rocket fuel supplied to the rocket combustion chamber be composed in such a way that the missile combustion gases escaped from the missile combustion chamber are only incompletely burned when they enter the jet pipe, so that they Burn in the fresh air supplied by the compressor in the manner already mentioned.

Gemäß einer anderen Ausgestaltung der Erfindung kann; das Strahlrohr zugleich eine zusätzliche Brennkammer bilden, in der vorzugsweise eine größere Anzahl von Injektoren zur Zuführung zusätzlichen Brennstoffes angeordnet sind, der in dem vom Kompressor gelieferten Luftstrom verbrennen kann.According to another embodiment of the invention, can; the nozzle at the same time form an additional combustion chamber, in which preferably a larger number of injectors for supplying additional fuel are arranged in the can burn the airflow supplied by the compressor.

In einer vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung ist schließlich vorgesehen, daß die Gasturbine zwei oder mehr Schaufelreihen einer zumindest zweistufigen Gleichdruckbeschaufelung aufweist. Wenn auch derartige Schaufelanordnungen in mehreren Reihen bei Dampfturbinen bereits bekanntgeworden sind, so sind dieselben bei der erfindungsgemäßen Gasturbine infolge des besonders großen verarbeiteten Druckgefälles, das mehrfach so groß wie bei normalen Gasturbinen ist, doch besonders vorteilhaft.Finally, in an advantageous embodiment of the invention provided that the gas turbine has two or more rows of blades of at least two stages Has equal pressure blading. Even if such blade arrangements in several Rows in steam turbines have already become known, so are the same in the gas turbine according to the invention due to the particularly large pressure gradient processed, which is several times the size of normal gas turbines, but particularly advantageous.

In der Zeichnung ist die Erfindung beispielsweise dargestellt; es zeigt Fig. 1 einen radialen Längsschnitt durch eine Luftturbo-Rakete gemäß der Erfindung; die Luftturbo-Rakete ist um ihre Längsachse symmetrisch, deshalb genügt für die Darstellung ein Radiallängsschnitt; F ig. 2, 3 und 4 sind ebenfalls radiale Längsschnitte und die Fig.5 und 6 volle Durchmesserlängsschnitte abweichender Ausführungsformen der Luftturbo-Rakete. Bei den Ausführungsformen gemäß den Fig. 1 bis 3 enthält die Luftturbo-Rakete einen Axialturbinenrotor mit zwei Reihen von schmalen Laufschaufeln 1, die am äußeren Umfang der letzten Reihe der Rotorschaufeln 2 eines dreistufigen Axialkompressors befestigt sind. Sie haben auf diese Weise einen mittleren Radius, der gegenüber dem mittleren Radius der Kompressorschaufelkränze verhältnismäßig groß ist. Die festen Leitschaufeln 3 des Kompressors sitzen, in einem Gehäuse 4. Die Turbinenlaufschaufeln 1, die im Vergleich zu den Kompressorschaufeln verhältnismäßig kurz sind, liegen beiderseits eines Kranzes von Statorleitschaufeln 5; sie bilden eine zweistufige Gleichdruckbeschaufelung.In the drawing, the invention is shown by way of example; it 1 shows a radial longitudinal section through an air turbo missile according to the invention; the air turbo missile is symmetrical about its longitudinal axis, so it is sufficient for that Representation of a radial longitudinal section; Fig. 2, 3 and 4 are also radial longitudinal sections and FIGS. 5 and 6 full diameter longitudinal sections of different embodiments the air turbo missile. In the embodiments according to FIGS. 1 to 3, the contains Air turbo missile an axial turbine rotor with two rows of narrow blades 1, the outer circumference of the last row of rotor blades 2 of a three-stage Axial compressor are attached. You have a medium radius this way, relative to the mean radius of the compressor blade rings is great. The fixed guide vanes 3 of the compressor sit in a housing 4. The turbine blades 1, which compared to the compressor blades relatively are short, lie on both sides of a ring of stator vanes 5; they form a two-stage constant pressure blading.

In der Fig. 1 ist die primäre oder Raketenbrennkammer 6 koaxial mit dem Kompressor an seiner Eintrittsseite innerhalb eines Gehäuses 7 angeordnet und von der im Querschnitt ringförmigen Lufteinlaßleitung umgeben, die durch das äußere Gehäuse 4 und das innere Gehäuse 7 begrenzt wird. Eine Doppelpumpe 8 für die Einspeisung der Raketenkraftstoffe ist dicht an dem Einlaßende des Kompressor-Rotors angeordnet und wird über ihn angetrieben. Rohrleitungen 9 führen von der Raketenbrennkammer 6 durch stromlinienförmig ausgebildete, in der Luftzuführleitung des Kompressors liegende Stege 10 hindurch zu den Turbineneinlaßdüsen 11, die unmittelbar vor den Turbinenschaufeln 1, 5 liegen.In Fig. 1, the primary or rocket combustion chamber 6 is coaxial with the compressor arranged on its inlet side within a housing 7 and surrounded by the air inlet duct, which is annular in cross section and passes through the outer Housing 4 and the inner housing 7 is limited. A double pump 8 for the feed the rocket fuel is located close to the inlet end of the compressor rotor and is driven over him. Pipelines 9 lead from the rocket combustion chamber 6 by streamlined, in the air supply line of the compressor lying webs 10 through to the turbine inlet nozzles 11, which are immediately in front of the Turbine blades 1, 5 lie.

Die feststehendenTurbinenleitschaufelnwerden von einem Gehäuse 12 getragen. Dieses Gehäuse geht an seiner Rückseite in ein ringförmiges Gehäuse 13 über, das zusammen mit einem inneren Gehäuse 14 in der Form einer konischen Schwanzverkleidung, die konzentrisch finit dem Kompressor-Rotor liegt, eine im Querschnitt ringförmige Ab-gasleiitung 15 begrenzt, die außerdem als sekundäre Brennkammer dient.The stationary turbine vanes are supported by a casing 12 carried. This housing goes into an annular housing 13 on its rear side about, which together with an inner housing 14 in the form of a conical tail fairing, which is concentrically finite with the compressor rotor, an annular in cross-section Exhaust gas line 15 limited, which also serves as a secondary combustion chamber.

Die primäreBrennkammer6 ist in dervonRaketenmotoren üblichen Art konstruiert. Der Auslaß der Turbine ist eine ringförmige Düse 16, die die Raketenabgase in den mittleren Bereich des Luftstromes in der ringförmigen sekundären Brennkammer hineinleitet. Wahlweise kann der Auslaß aus einem Ring einzelner Düsen mit rundem oder ovalem Querschnitt bestehen. Die Einlaßdüsen 11 der Turbine sitzen in einem flanschartig ausgebildeten Teil 17, der auf der Außenseite des Komp.resso,rstatorgehäuses 4 angeordnet ist; die Düsen sind je über einen kurzen S-förmig gebogenen Durchflußkanal 18 mit dem Ende je einer der Raketenabgasleitungen 9 verbunden.The primary combustion chamber 6 is constructed in the manner common to rocket engines. The outlet of the turbine is an annular nozzle 16 which directs the rocket exhaust into the central area of the air flow in the annular secondary combustion chamber. The outlet can optionally consist of a ring of individual nozzles with a round or oval cross-section. The inlet nozzles 11 of the turbine are seated in a flange-like part 17 which is arranged on the outside of the compressor, rstator housing 4; the nozzles are each connected to the end of one of the rocket exhaust pipes 9 via a short, S-shaped curved flow channel 18.

Stromlinienförmig ausgeführte Streben oder Leitkörper 19 an dem rückwärtigen Ende des Kompressorturbinensatzes verbinden das rückwärtige innere konische Schwanzstück 14 mit dem ringförmigen äußeren Gehäuse 13, das hier den Auslaßgasweg der Turbine begrenzt. Diese Leitkörper sind nach Art einer »Doppelschaufel« durch gebogene, quer gerichtete Flanschen 20 unterteilt, deren Enden aneinander anstoßen und die so einen Ring bilden, der die Gasauslaßwege von Kompressor und Turbine gegeneinander abgrenzt. Die ringförmige Düse 16, die in die sunkundäre Brennkammer mündet, stellt die Fortsetzung des Turbinenauslaßgasweges dar: Die stromlinienförmig ausgebildeten Streben 10, 19 können zusammen mit den an sie angrenzenden Gehäuseteilen als ein einheitliches, sehr genau gegossenes spinnenartiges Gußstück ausgeführt sein; in Rücksicht auf die Verwendung in dem Auslaßkana:l der Raketenabgase muß das Gußstück aus einem hohen Temperaturen widerstehenden Metall bestehen. Die Turbinenschaufeln sind aus ähnlichem Metall oder auch aus keramischem Material hergestellt.Streamlined struts or guide bodies 19 on the rear Ends of the compressor turbine set connect the rear inner conical tail piece 14 with the annular outer housing 13, which here is the outlet gas path of the turbine limited. These guide bodies are like a "double blade" by curved, transversely directed flanges 20 divided, the ends of which abut each other and the so form a ring that the Gas outlet paths from the compressor and turbine differentiate from each other. The annular nozzle 16, which goes into the secondary combustion chamber opens, represents the continuation of the turbine outlet gas path: the streamlined trained struts 10, 19 can together with the housing parts adjoining them designed as a uniform, very precisely cast spider-like casting be; With regard to the use in the outlet duct: l the rocket exhaust must the casting consist of a high temperature resistant metal. The turbine blades are made of similar metal or ceramic material.

Der Kompressor-Rotor ist in zwei Kugellagern 21 gelagert, von denen das eine unmittelbar an der Rückseite des Kompressors liegt und von dem rückwärtigen inneren Gehäuseteil 14 getragen wird, während das andere an der Vorderseite des Kompressors zwischen dem Kompressor-Rotor und der Brennstoffpumpe 8 angeordnet ist und sich in dem vorderen inneren Gehäuse 7 abstützt.The compressor rotor is mounted in two ball bearings 21, one of which one is immediately at the rear of the compressor and the one at the rear inner housing part 14 is carried, while the other on the front of the Compressor is arranged between the compressor rotor and the fuel pump 8 and is supported in the front inner housing 7.

Der in die primäre Brennkammer eingebrachte Brennstoff kann im Verhältnis zu dein Oxydationsmittel in großem 1Jberschuß angewendet werden, so daß eine Mischung von Verbrennungsgasen und unverbranntem, verdampftem Brennstoff in die sekundäre Brennkammer eintritt, in der der Brennstoff weiter in der Luft verbrennt, die von dein Kompressor geliefert wird. Um das ringförmigeGehäuse 13 gegen dieHitze der Verbrennung in der sekundären Brennkammer zu schützen, ist eine innere hitzebeständige Schutzhülle 22 vorgesehen. In Strömungsrichtung ist hinter derjenigen Stelle, an der die ringförmige Düse 16 in die sekundäre Brennkammer mündet, eine größere Zahl von Injektoren 23 angeordnet, die zusätzlichen Brennstoff in die sekundäre Brennkammer einblasen oder -spritzen, wo dieser Brennstoff in den ausströmenden Gasen des Kompressors und der Turbine verbrennt.The fuel introduced into the primary combustion chamber can be in proportion to be applied to the oxidizing agent in large excess, so that a mixture of combustion gases and unburned, vaporized fuel in the secondary Combustion chamber enters, in which the fuel continues to burn in the air carried by your compressor is delivered. Around the annular housing 13 against the heat of the Protecting combustion in the secondary combustion chamber is an internal heat-resistant one Protective cover 22 is provided. In the direction of flow is behind that point which the annular nozzle 16 opens into the secondary combustion chamber, a larger number Arranged by injectors 23, the additional fuel into the secondary combustion chamber Inject or inject where this fuel is in the outflowing gases of the compressor and the turbine burns up.

Bei einer in Fig. 2 dargestellten abweichenden Ausführungsform ist ein Kranz von primären Brennkammern 6 rund um die Mantelfläche des Gehäuses des Axialkompressors angeordnet; diese Brennkammern blasen ihre Verbrennungsgase über die 5-förmig gekrümmten Kanäle 18 unmittelbar in die Einlaßdüsen 11 der Axialturbine ein. Die Brennkammern werden von der Kraftstoffpumpe über Kraftstoffleitungen 24 gespeist, die durch die Streben 10 in der Einlaßleitung des Kompressors hindurchgehen.In a different embodiment shown in FIG a ring of primary combustion chambers 6 around the outer surface of the housing of the Axial compressor arranged; these combustion chambers blow over their combustion gases the 5-shaped curved channels 18 directly into the inlet nozzles 11 of the axial turbine a. The combustion chambers are supplied by the fuel pump via fuel lines 24 fed through the struts 10 in the inlet line of the compressor.

Bei einer weiteren, in Fig.3 dargestellten Ausführungsform ist die primäre Brennkaininer 6 an der Kompressorachse angeordnet, aber an dem rückwärtigen Ende hinter dem rückwärtigen Kompressorlager. Sie wird von der ihrerseits an der Vorderseite des Kompressors liegenden Brennstoffpumpe 8 gespeist, und zwar über Rohrleitungen 24, die durch stromlinienförmige Streben 10 in der Einlaßleitung des Kompressors hindurchführen, dann an der Außenseite des Kompressor-Turbinensatzes entlang laufen und in entsprechend den Streben 10 stromlinienförmig ausgebildeten Streben 25 auch durch die Abgasleitung hindurchführen.In a further embodiment shown in FIG primary Brennkaininer 6 arranged on the compressor axis, but on the rear End behind the rear compressor bearing. She is part of the Front of the compressor lying fuel pump 8 fed, namely over Pipelines 24 connected by streamlined struts 10 in the inlet duct of the Guide the compressor through, then on the outside of the compressor turbine set run along and in accordance with the struts 10 are streamlined Also pass the struts 25 through the exhaust pipe.

Diese geänderte Ausführungsform der Axialturbine bläst ihre Abgase in die sekundäre Brennkammer über einen Kranz besonderer Düsen 26 aus. Zwischen diesen Düsen sind in den stromlinienförmig ausgebildeten Streben 25, die die inneren und äußeren Gehäuse 14 und 13 der sekundären Brennkammer verbinden, Rohrleitungen 9 vorgesehen, die die heißen Gase aus der primären Brennkammer nach vorn und einen U-förmig gebogenen Krümmer 27 in die Turbineneinlaßdüsen hineinleiten.This modified embodiment of the axial turbine blows its exhaust gases into the secondary combustion chamber via a ring of special nozzles 26. Between these nozzles are in the streamlined struts 25, which the inner and outer casings 14 and 13 of the secondary combustion chamber connect piping 9 provided that the hot gases from the primary combustion chamber forward and a Guide U-shaped bent elbow 27 into the turbine inlet nozzles.

Fig. 4 zeigt eine weitere abgeänderte Ausführungsform, bei der die beiden Laufschaufelreihen 1 der Turbine von einer besonderen Rotorscheibe 28 getragen werden, und also nicht auf dem äußeren Umfang der Kompressorbeschaufelung angeordnet sind. Die Rotorscheibe 28 ist gegenüber dem hinteren Ende des letzten Kompressorschaufelkranzes mit Abstand angeordnet. Der mittlere Radius der Turbinenschaufeln ist wenigstens etwas größer als der mittlere Radius der Schaufeln der ersten Kompressorstufe. Damit die Turbine innen angeordnet werden kann, erweitert sich der Innendurchmesser des Luftdurchflußweges durch den Kompressor zunehmend nach dem rückwärtigen Ende, so daß der Ausflußweg für die von dem Kompressor verdichtete Luft an der Außenseite der Turbine liegt. Rohrleitungen 9 führen die heißen Gase aus der primären Brennkammer 6 unmittelbar in eine rückwärtige Einlaßvorrichtung der Turbine, so daß diese Gase durch die Turbine in umgekehrter Richtung strömen wie die Luft durch den Kompressor. Der Auslaß der Turbine ist gebogen, damit die Abgase über einen Bogen von 180° in die Kompressorauslaßleitung geführt werden, bevor sie in die sekundäre Brennkammer hineinkommen. Vorspringende Düsen können - falls erforderlich - die Turbinenabgase in den mittleren Bereich derLuftleitung hineinführen.Fig. 4 shows a further modified embodiment in which the both rotor blade rows 1 of the turbine carried by a special rotor disk 28 are, and therefore not arranged on the outer circumference of the compressor blades are. The rotor disk 28 is opposite the aft end of the last compressor blade ring arranged at a distance. The mean radius of the turbine blades is at least slightly larger than the mean radius of the blades of the first compressor stage. In order to the turbine can be placed inside, the inside diameter of the Air flow path through the compressor increasingly towards the rear end, see above that the outflow path for the air compressed by the compressor is on the outside the turbine lies. Pipelines 9 lead the hot gases from the primary combustion chamber 6 directly into a rear inlet device of the turbine, so that these gases flow through the turbine in the opposite direction as the air flows through the compressor. The outlet of the turbine is curved so that the exhaust gases over an arc of 180 ° in the compressor discharge line before entering the secondary combustion chamber come in. Projecting nozzles can - if necessary - the turbine exhaust gases into the middle area of the air duct.

Bei der in Fig.5 dargestellten Ausführungsform des Strahltriebwerkes gemäß der Erfindung ist der Kompressor ein Radialkompressor, dessen Laufrad 29 in Lagern 21 gelagert ist. Das Laufrad trägt eine im wesentlichen nach Art einer Radialturbine angeordnete Turbinenbeschaufelung 1, die - wie schon bei der Beschaufelung der Axialturbine ausgeführt -eine Gleichdruckbeschaufelung ist. Die Turbinenbeschaufelung sitzt an der rückwärtigen Stirnseite der Laufradscheibe nahe ihrem größten Durchmesser; sie besteht aus einem radial innenliegenden und einem radial außenliegenden Laufschaufelkranz. Zwischen den beiden Kränzen ist ein Kranz von Statorschaufeln angeordnet. Die Raketenbrennstoffpumpe 8 befindet sich hinter der rückwärtigen Fläche des Laufrades 29. Die primäre oder Raketenbrennkammer 6, die koaxial zu dem Laufrad angeordnet ist, liegt hinter und teilweise rund um die Brennstoffpumpe herum; sie hat einen Ring von Düsen 30, die dadurch gebildet sein können, daß in eine ringförmige Düse Düsenschaufeln eingesetzt sind, und zwar auf dem gesamten Umfang des Brennkaininerauslasses. Die Düsen leiten die Brennkammergase unmittelbar in die Schaufeln der Turbine hinein. Der Kompressor und die Turbine blasen beide nach rückwärts über konzentrisch ineinanderliegende Leitungen in die sekundäre Brennkaminer aus.In the embodiment of the jet engine shown in FIG according to the invention, the compressor is a radial compressor whose impeller 29 in Storage 21 is stored. The impeller carries a turbine essentially in the manner of a radial turbine arranged turbine blading 1, which - as with the blading of the axial turbine executed - a constant pressure blading is. The turbine blading is on the rear face of the impeller disc near its largest diameter; she consists of a radially inner and a radially outer rotor blade ring. A ring of stator blades is arranged between the two rings. The rocket fuel pump 8 is located behind the rear surface of the impeller 29. The primary or Rocket combustion chamber 6, which is arranged coaxially with the impeller, lies behind and partially around the fuel pump; it has a ring of nozzles 30 which can be formed in that nozzle blades are inserted into an annular nozzle over the entire circumference of the combustion chamber outlet. Direct the nozzles the combustion chamber gases directly into the blades of the turbine. The compressor and the turbine both blow backwards over concentrically nested Lines into the secondary fireplace.

In besonderen Fällen kann man nicht nur den gesamten Brennstoff in der primären Brennkammer verbrennen, sondern es können auch die Brennstoffinjektoren 23 fortgelassen werden, so daß die von dem Kompressor verdichtete Luft nur mit den Abgasen der Turbine in der Allgasleitung zusammentrifft, um den Strahlschub zu erhöhen.In special cases you can't just put all of the fuel in the primary combustion chamber burn, but it can also use the fuel injectors 23 can be omitted, so that the air compressed by the compressor only with the Exhaust gases from the turbine meet in the all-gas line to increase the jet thrust.

Da die Druckdifferenz in der Turbine mit zunehmender Flughöhe ihrerseits zunimmt, ist Vorsorge getroffen, um - falls erwünscht - eine Regelung der aus der Raketenbrennkammer kommenden Gase vor ihrem Eintritt in die Turbine durch willkürlich steuerbare Drosselventile 31 (vgl. Fig. 1) in einer oder mehreren der Leitungen 9 vornehmen zu können. Bei einer weiteren Ausführungsform, wie sie die Fig. 6 zeigt, hat der Kompressor eine Axialbeschaufelu.ng 2, 3 wie in. den Fig. 1 bis 4, aber die, Turbine selbst ist-wie bereits in Fig. 5-eine Radialturbine mit radialer Gleichdruckbeschaufelung 1, die vorzugsweise drei oder mehr Laufschaufelkränze hat, wenn auch in der Zeichnung in Rücksicht auf die Vereinfachung der Darstellung nur zwei solcher Laufschaufelkränze gezeichnet sind. Die Raketenbrennkammer 6 und die Düsen 30 sind genauso ausgeführt wie in Fig. 5.Because the pressure difference in the turbine increases with increasing flight altitude increases, provision is made to - if desired - regulate the out of the Rocket combustion chamber coming through arbitrary gases before entering the turbine controllable throttle valves 31 (see FIG. 1) in one or more of the lines 9 to be able to make. In another embodiment, like them 6 shows, the compressor has an axial blading 2, 3 as in. 1 to 4, but the turbine itself is — as already in FIG. 5 — a radial turbine radial constant pressure blading 1, which preferably has three or more rotor blade rings has, albeit in the drawing in order to simplify the representation only two such rotor blade rings are drawn. The rocket combustion chamber 6 and the nozzles 30 are designed exactly as in FIG. 5.

Die Lager 21 können im Gasstrom liegende Gastraglager sein, wie sie in den wahlweise anzuwendenden Ausführungsformen gemäß Fig. 5 und 6 dargestellt sind. Die das tragende Medium bildenden Gase können Verbrennungsprodukte sein, die unter Druck aus der primären Brennkammer zu den Lagern hingeführt werden. Wenn jedoch das Oxydationsmittel beispielsweise Wasserstoffperoxyd sein sollte und die Brennkammer mit einem aus Silbergaze bestehenden Katalysator versehen ist, der einen Teil des Wasserstoffperoxydes zersetzt (um eineHülle von verhältnismäßig kaltem Dampf rund um die Verbrennungsprodukte zu schaffen), kann ein Rohr einen Teil dieses Dampfes zu den Lagern hinleiten. Andererseits kann ein Oxydationsmittel, wie z. B. Wasserstoffperoxyd, in einer besonderen Kammer zersetzt werden, um Dampf für diese Lager zu liefern.The bearings 21 can be gas support bearings lying in the gas flow, like them shown in the optionally applicable embodiments according to FIGS are. The gases forming the supporting medium can be combustion products that be fed under pressure from the primary combustion chamber to the bearings. But when the oxidizing agent should be, for example, hydrogen peroxide and the combustion chamber is provided with a silver gauze catalyst, which is part of the Hydrogen peroxide decomposes (around an envelope of relatively cold steam to create the products of combustion), a pipe can use some of this steam lead to the camps. On the other hand, an oxidizing agent, such as. B. hydrogen peroxide, decomposed in a special chamber to provide steam for these camps.

Weiterhin kann der Dampf von einem rund um die Brennkammer gelegten, als Dampfkessel wirkenden Wassermantel geliefert werden.Furthermore, the steam can be drawn from a can be supplied as a water jacket acting as a steam boiler.

Schließlich ist es möglich, eine besondere Rakete vorzusehen, die ganz oder im wesentlichen allein dazu bestimmt ist, den Lagern das notwendige Gas zu liefern.Finally, it is possible to provide a special missile that is entirely or essentially solely intended to supply the bearings with the necessary gas to deliver.

Um die Menge des mitzunehmenden Brennstoffes klein zu halten, kann man. die primäre Brennkammer mit Anschlüssen versehen, die eine Verbindung dieser Kammer mit am Boden befindlichen Brennstofftanks gestattet, aus denen dann der für den Startvorgang notwendige Raketenkraftstoff geliefert wird.In order to keep the amount of fuel to be carried small, can man the primary combustion chamber is provided with ports connecting these Chamber with fuel tanks located on the floor, from which the for the rocket fuel required for the launch process is supplied.

Eine gemäß der Erfindung ausgeführte Strahltriebwerkanlage kann als Haupttriebwerk für Flugzeuge oder als Hilfstriebwerk zur Erleichterung des Startens und Landens Verwendung finden.A jet engine system designed according to the invention can be used as Main engine for aircraft or as an auxiliary engine to facilitate take-off and Landens use.

Claims

PATEN TANSY_AC 'C11E: 1. A method for operating a jet engine, which is provided with a compressor driven by a gas turbine and sucking in air from the atmosphere, with means for driving the turbine and with a jet pipe serving at least to convey the gas flow through the compressor, characterized in that the single gas turbine (1) of the engine is operated exclusively in the manner known per se for starting jet engines by the combustion gases of a rocket combustion chamber (6) as a means for propulsion and that is promoted by the compressor (2, 3, 4) Air is conveyed directly into the jet pipe (exhaust pipe 15).

2. The method according to claim 1, characterized in that that the fuel gases emerging from the turbine (1) are the same as those from the compressor (2, 3, 4) from air entering the jet pipe (15) directly.

A method according to claim 2, characterized in that the rocket fuel is in derkaketenbrennkammer (15) is only partially burned, so that the accordingly only incompletely burned fuel gases in the jet pipe (15) in the one of your compressor (2, 3, 4) after-burn the fresh air supplied.

4. The method according to claim 2 or 3, characterized in that the gases mixed in the jet pipe (15) additional Fuel is supplied.

5. Jet engine to carry out the process according to Claim 1 or a combination of this claim with one or more of claims 2 to 4, characterized in that the compressor (2, 3, 4) with its outlet side directly to the jet pipe (exhaust pipe 15) and the gas turbine (1) with its inlet side to a constant operation of the turbine (1) ensuring Missile combustion chamber (6) is connected.

6. jet engine according to claim 5, characterized characterized in that the turbine (1) on its outlet side into the jet pipe (15) joins.

7. jet engine according to claim 6, characterized in that the Rocket combustion chamber (6) supplied rocket fuel is put together in such a way that that the rocket combustion gases escaped from the rocket combustion chamber (6) in their Entrance into the jet pipe (15) are only incompletely burned. B.

Jet engine according to claims 5 to 7, characterized in that the jet pipe (15) at the same time an additional Brennkarmner forms, in which preferably several injectors (23) are arranged for supplying additional fuel.

9. Jet engine according to claim 5, characterized in that the gas turbine (1) has two or more rows of blades an at least two-stage constant pressure blading. Considered References: French Patent No. 946 829; British patents No. 716 263, 616 695, 615 689, 585 509, 582 151.