RU2050455C1

RU2050455C1 - Gas-turbine engine and its starting method

Info

Publication number: RU2050455C1
Application number: RU93052954A
Authority: RU
Inventors: Анатолий Михайлович Рахмаилов; Вадим Аркадьевич Костинский
Original assignee: Анатолий Михайлович Рахмаилов; Вадим Аркадьевич Костинский
Priority date: 1993-11-22
Filing date: 1993-11-22
Publication date: 1995-12-20

Abstract

FIELD: power engineering. SUBSTANCE: gas-turbine engine has turbocompressor, device for forced revolving of turbocompressor rotor 1, and combustion chamber 6 mounted for rotation relative to rotor 1 and carrying on its end nozzle assembly 7. Combustion chamber 6 is kinematically linked with device 9 for its forced rotation together with turbocompressor rotor 1. The latter and combustion chamber 6 are jointly forced in rotary motion at beginning of starting to feed air and fuel to combustion chamber 6 and to ignite air-fuel mixture. As soon as engine gains speed, turbocompressor rotor stops running. EFFECT: facilitated starting conditions. 5 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к энергетике. The invention relates to energy.

Известен способ запуска газотурбинного двигателя [1] по которому принудительно вращают ротор турбокомпрессора для подачи воздуха в камеру сгорания, подают топливо в камеру сгорания, осуществляют поджиг топливно-воздушной смеси и прекращают принудительное вращение ротора турбокомпрессора после набора заданной частоты вращения. There is a method of starting a gas turbine engine [1] by which the rotor of the turbocompressor is forced to rotate to supply air to the combustion chamber, fuel is supplied to the combustion chamber, the fuel-air mixture is ignited and the forced rotation of the rotor of the turbocompressor is stopped after the set speed has been set.

Известен также газотурбинный двигатель [2] содержащий турбокомпрессор и установленную с возможностью вращения относительно ротора турбокомпрессора камеру сгорания, оканчивающуюся сопловым аппаратом. Запуск этого двигателя осуществляется стартером, вращающим ротор турбокомпрессора. Во время запуска (при принудительном вращении ротора турбокомпрессора) поток воздуха, выходящий из компрессора, поступает в камеру сгорания, которая остается неподвижной либо вращается в направлении, противоположном направлению вращения ротора турбокомпрессора. При этом угол натекания рабочего тела на рабочие лопатки турбины превышает оптимальный, а после запуска и только после выхода двигателя на режим газа этот угол приближается к оптимальному. Неоптимальный угол натекания в начале запуска приводит к попаданию рабочего тела в спинку лопатки турбины, что приводит к торможению ротора турбокомпрессора и затягивает запуск. Кроме того, стартер (обычно это коллекторный электродвигатель или ротационно-лопастной пневмодвигатель) имеет круто падающую характеристику. При этом в начальный момент запуска при неподвижном роторе турбокомпрессора двигатель стартера начинает работу с нулевых оборотов, а по окончании запуска выходит на режим максимальных оборотов холостого хода. Такой режим работы стартера неэкономичен на этапе сопровождения во время запуска (т.е. период, когда частота вращения турбины приближается к частоте вращения стартера, близкой к максимальной частоте вращения холостого хода). Кроме того, при длительном запуске стартер работает в режиме тяжелой нагрузки, что сказывается на его надежности и долговечности. Даже кратковременная работа стартера в режиме максимальных оборотов холостого хода также нежелательна, так как при этом резко возрастает возможность механической перегрузки якоря и растут требования к подшипникам стартера. С целью преодоления этих недостатков в известных газотурбинных двигателях прибегают к значительному повышению температуры рабочего тела во время запуска, превышающей температуру рабочего тела при работе под нагрузкой. Это нежелательно, так как резкая тепловая перегрузка холодного двигателя приводит к существенному снижению его надежности и долговечности. Кроме того, это неэкономично и полностью не решает проблему сокращения времени запуска. Also known is a gas turbine engine [2] comprising a turbocompressor and a combustion chamber mounted rotatably relative to the rotor of the turbocompressor, ending in a nozzle apparatus. The start of this engine is carried out by a starter rotating the rotor of the turbocompressor. During start-up (during forced rotation of the turbocompressor rotor), the air stream leaving the compressor enters the combustion chamber, which remains stationary or rotates in the direction opposite to the direction of rotation of the turbocompressor rotor. In this case, the angle of leakage of the working fluid onto the turbine blades exceeds the optimum, and after starting and only after the engine enters the gas mode, this angle approaches the optimum. The non-optimal angle of leakage at the beginning of the start leads to the ingress of the working fluid into the back of the turbine blade, which leads to braking of the rotor of the turbocompressor and delays the start. In addition, the starter (usually a collector motor or a rotary vane air motor) has a steeply falling characteristic. At the same time, at the initial moment of starting with the turbocharger rotor stationary, the starter motor starts working at zero revolutions, and at the end of the launch it enters the maximum idle speed mode. This mode of operation of the starter is uneconomical at the tracking stage during startup (i.e., the period when the turbine speed approaches the starter speed close to the maximum idle speed). In addition, with a long start, the starter operates in heavy load mode, which affects its reliability and durability. Even short-term operation of the starter in the maximum idle speed mode is also undesirable, since this increases the possibility of mechanical overload of the armature and increases the requirements for starter bearings. In order to overcome these shortcomings in the known gas turbine engines resort to a significant increase in the temperature of the working fluid during startup, exceeding the temperature of the working fluid when working under load. This is undesirable, since a sharp thermal overload of a cold engine leads to a significant decrease in its reliability and durability. In addition, it is uneconomical and does not completely solve the problem of reducing startup time.

В основу изобретения положена задача создания способа запуска газотурбинного двигателя и самого двигателя, при котором обеспечивается существенное уменьшение сопротивления вращению ротора турбокомпрессора на начальной стадии запуска. The basis of the invention is the creation of a method for starting a gas turbine engine and the engine itself, which provides a significant reduction in the rotation resistance of the rotor of the turbocharger at the initial stage of starting.

Поставленная задача решается тем, что по способу запуска газотурбинного двигателя, по которому в начале запуска принудительно вращают ротор турбокомпрессора для подачи воздуха в камеру сгорания, подают топливо в камеру сгорания, осуществляют поджиг топливовоздушной смеси и прекращают принудительное вращение ротора турбокомпрессора после набора заданной частоты вращения, в соответствии с изобретением камеру сгорания принудительно вращают совместно с ротором турбокомпрессора в начале запуска. The problem is solved in that according to the method of starting a gas turbine engine, according to which at the start of starting, the rotor of the turbocompressor is forced to supply air to the combustion chamber, fuel is supplied to the combustion chamber, the air-fuel mixture is ignited and the forced rotation of the turbocompressor rotor is stopped after the set speed has been set, in accordance with the invention, the combustion chamber is forcibly rotated together with the rotor of the turbocompressor at the start of start-up.

При таком способе благодаря совместному вращению камеры сгорания и ротора турбокомпрессора на начальной стадии запуска гарантированно обеспечивается положительный угол натекания рабочего тела на рабочие лопатки турбины (т. е. рабочее тело гарантированно попадает на корытце лопаток). При этом отсутствует торможение ротора турбокомпрессора и вся подводимая энергия (включая энергию стартера) расходуется на вращение ротора, что повышает КПД двигателя во время запуска. Это позволяет сократить время запуска и затраты энергии. Кроме того, при этом исключается выход стартера на максимальные обороты холостого хода, так как в режиме принудительного вращения камеры сгорания и постоянного поддержания положительного угла натекания рабочего тела на лопатки турбины на сопловом аппарате камеры сгорания возникает достаточно высокий реактивный крутящий момент, не дающий стартеру выйти на максимальные обороты холостого хода. Следует отметить, что при возникновении такого момента возможно прекращение принудительного вращения, так как на этой стадии запуска ротор турбокомпрессора вращается с достаточной частотой вращения для выхода на рабочий режим. Кроме того, при таком способе запуска отпадает необходимость в нежелательном перегреве рабочего тела для ускорения запуска. With this method, due to the joint rotation of the combustion chamber and the rotor of the turbocompressor at the initial start-up stage, a positive angle of leakage of the working fluid on the working blades of the turbine is guaranteed (i.e., the working fluid is guaranteed to fall on the trough of the blades). In this case, there is no braking of the rotor of the turbocompressor and all supplied energy (including the energy of the starter) is spent on the rotation of the rotor, which increases the efficiency of the engine during start-up. This reduces startup time and energy costs. In addition, this prevents the starter from reaching maximum idle speed, since in the forced rotation mode of the combustion chamber and constant maintenance of a positive angle of leakage of the working fluid onto the turbine blades, a sufficiently high reactive torque appears on the nozzle of the combustion chamber, which prevents the starter from reaching maximum idle speed. It should be noted that when such a moment occurs, the forced rotation can be stopped, since at this stage of the start-up, the turbocompressor rotor rotates at a sufficient speed to enter the operating mode. In addition, with this starting method, there is no need for undesirable overheating of the working fluid to accelerate the start.

Во время запуска целесообразно подавать в сопловой аппарат камеры сгорания рабочее тело под давлением в обход камеры сгорания. Это позволяет перевести сопловой аппарат камеры сгорания в режим дозвукового истечения на время запуска, что снижает потери энергии. During start-up, it is advisable to supply a working fluid to the nozzle apparatus of the combustion chamber under pressure, bypassing the combustion chamber. This allows you to put the nozzle apparatus of the combustion chamber in the subsonic flow mode at the start time, which reduces energy loss.

Поставленная задача решается в газотурбинном двигателе, содержащем турбокомпрессор, устройство для вращения ротора турбокомпрессора и установленную с возможностью вращения относительно ротора турбокомпрессора камеру сгорания, оканчивающуюся сопловым аппаратом, в котором в соответствии с изобретением камера сгорания кинематически связана с устройством для ее принудительного вращения совместно с ротором турбокомпрессора. The problem is solved in a gas turbine engine containing a turbocompressor, a device for rotating the turbocompressor rotor and a combustion chamber mounted rotatably relative to the rotor of the turbocompressor, ending in a nozzle apparatus, in which, in accordance with the invention, the combustion chamber is kinematically connected with the device for its forced rotation together with the turbocompressor rotor .

При таком устройстве обеспечивается гарантированное поддержание положительного угла натекания рабочего тела на рабочие лопатки турбины во время запуска, благодаря чему подводимого во время запуска энергия расходуется на вращение ротора турбокомпрессора с максимальной эффективностью и создается необходимое давление рабочего тела в проточной части газотурбинного двигателя для его выхода на режим малого газа. Кроме того, при этом получаются указанные выше преимущества, что способствует сокращению времени запуска и повышает надежность и долговечность газотурбинного двигателя. With this device, it is guaranteed to maintain a positive angle of leakage of the working fluid on the turbine blades during start-up, due to which energy supplied during start-up is used to rotate the turbocompressor rotor with maximum efficiency and the necessary working fluid pressure is created in the flow part of the gas turbine engine to enter the mode small gas. In addition, the above advantages are obtained, which helps to reduce startup time and increases the reliability and durability of a gas turbine engine.

Камера сгорания может быть кинематически связана с ротором турбокомпрессора через отключающую муфту. При таком устройстве обеспечивается прекращение принудительного вращения ротора турбокомпрессора, когда его частота вращения превышает частоту вращения камеры сгорания. The combustion chamber can be kinematically connected to the rotor of the turbocharger through a shut-off clutch. With such a device, the termination of the forced rotation of the rotor of the turbocompressor is ensured when its rotation frequency exceeds the frequency of rotation of the combustion chamber.

Сопловой аппарат сгорания может быть соединен с проточной частью компрессора. При этом повышается эффективность в режиме запуска. The nozzle combustion apparatus may be connected to the flow part of the compressor. This increases the efficiency in startup mode.

На фиг. 1 схематично изображен газотурбинный двигатель для осуществления предлагаемого способа, продольный разрез; на фиг. 2 сопловой аппарат камеры сгорания и рабочих лопаток турбины предлагаемого газотурбинного двигателя; на фиг. 3 (a, b, c) представлены соотношения углов закрутки и натекания рабочего тела соответственно на сопловом аппарате камеры сгорания и на рабочих лопатках турбины; на фиг. 4 показана рабочая характеристика стартера газотурбинного двигателя при осуществлении предлагаемого способа. In FIG. 1 schematically shows a gas turbine engine for implementing the proposed method, a longitudinal section; in FIG. 2 nozzle apparatus of the combustion chamber and turbine blades of the proposed gas turbine engine; in FIG. 3 (a, b, c) presents the ratio of the angles of rotation and leakage of the working fluid, respectively, on the nozzle apparatus of the combustion chamber and on the working blades of the turbine; in FIG. 4 shows the operating characteristic of a gas turbine engine starter in the implementation of the proposed method.

Газотурбинный двигатель содержит ротор 1 турбокомпрессора, имеющий вал 2 с установленными на нем компpессором 3, имеющим воздуховод 4, и турбиной 5. Двигатель также имеет камеру 6 сгорания, являющуюся турбиной активной мощности с сопловым аппаратом 7 на ее выходе. Камера 6 сгорания установлена на валу 8 с возможностью вращения относительно ротора 1 турбокомпрессора. Стартер 9 связан через механическую передачу 10 с валом 8, а вал 8 связан с валом 2 турбокомпрессора через отключающую муфту 11. На выходе воздуховода 4 расположен сопловой аппарат 12. The gas turbine engine contains a rotor 1 of a turbocompressor having a shaft 2 with a compressor 3 mounted thereon, having an air duct 4, and a turbine 5. The engine also has a combustion chamber 6, which is an active power turbine with a nozzle apparatus 7 at its output. The combustion chamber 6 is mounted on the shaft 8 with the possibility of rotation relative to the rotor 1 of the turbocharger. The starter 9 is connected through a mechanical transmission 10 to the shaft 8, and the shaft 8 is connected to the shaft 2 of the turbocharger through a disconnect clutch 11. At the outlet of the duct 4 there is a nozzle apparatus 12.

В соответствии с изобретением для запуска двигателя принудительно вращают ротор 1 турбокомпрессора для подачи воздуха к камере 6 сгорания с целью получения в ней нагретого рабочего тела. Одновременно в камеру сгорания подают топливо (не показано) для образования топливно-воздушной смеси и осуществляют ее поджиг. Как показано на фиг. 1, вращение ротора 1 осуществляют стартером 9 через вал 8, муфту 11 и вал 2. В соответствии с изобретением при начале запуска одновременно с принудительным вращением ротора 1 турбокомпрессора осуществляют принудительное вращение камеры 6 сгорания. Это происходит благодаря кинематической связи вала 8 камеры сгорания со стартером 9 через передачу 10. При этом в начале запуска совместно вращаются камера 6 сгорания и ротор 1 турбокомпрессора. Кроме того, вращение камеры сгорания может обеспечиваться сопловым аппаратом 12, в который подается воздух от компрессора 3 по воздуховоду 4. Совместное вращение камеры 6 сгорания и ротора 1 турбокомпрессора продолжается до тех пор, пока частота вращения ротора 1 не начнет превышать частоту вращения камеры 6 сгорания. В этот момент частота вращения ротора 1 достаточна для выхода двигателя на режим малого газа, и муфта 11 отсоединяет вал 2 ротора турбокомпрессора от вала 8 (следовательно, от стартера 9). Далее может быть прекращено и принудительное вращение камеры 6 сгорания, например, путем отключения любым известным способом. In accordance with the invention, to start the engine, the rotor 1 of the turbocharger is forced to rotate to supply air to the combustion chamber 6 in order to obtain a heated working fluid therein. At the same time, fuel (not shown) is supplied to the combustion chamber to form a fuel-air mixture and is ignited. As shown in FIG. 1, the rotation of the rotor 1 is carried out by the starter 9 through the shaft 8, the clutch 11 and the shaft 2. In accordance with the invention, when starting the start, simultaneously with the forced rotation of the rotor 1 of the turbocompressor, the combustion chamber 6 is forced to rotate. This is due to the kinematic connection of the shaft 8 of the combustion chamber with the starter 9 through the transmission 10. In this case, at the beginning of the start, the combustion chamber 6 and the rotor 1 of the turbocharger rotate together. In addition, the rotation of the combustion chamber can be provided by the nozzle apparatus 12, which is supplied with air from the compressor 3 through the duct 4. The joint rotation of the combustion chamber 6 and the rotor 1 of the turbocharger continues until the speed of the rotor 1 begins to exceed the speed of the combustion chamber 6 . At this moment, the rotor 1 rotational speed is sufficient for the engine to go to idle mode, and the coupling 11 disconnects the turbocompressor rotor shaft 2 from the shaft 8 (therefore, from the starter 9). Further, the forced rotation of the combustion chamber 6 can be stopped, for example, by shutting off in any known manner.

Во время запуска целесообразно подавать в сопловой аппарат 7 камеры 6 сгорания рабочее тело под давлением в обход камеры сгорания по каналу 14. Это позволяет перевести сопловой аппарат 7 камеры сгорания в режим дозвукового истечения на время запуска, что снижает потери энергии. Таким образом можно повысить эффективность работы двигателя во время запуска. During start-up, it is advisable to supply a working fluid under pressure to the nozzle apparatus 7 of the combustion chamber 6 bypassing the combustion chamber through channel 14. This allows the nozzle apparatus 7 of the combustion chamber to be switched to subsonic flow mode for the start-up time, which reduces energy loss. Thus, it is possible to increase the efficiency of the engine during starting.

Как показано на фиг. 2, где показаны лопатки 13 соплового аппарата камеры 6 сгорания и рабочие лопатки 15 турбины, динамика движения рабочего тела между камерой сгорания и рабочими лопатками турбины характеризуется углом α закрутки рабочего тела на лопатки 13 соплового аппарата 7 камеры сгорания и углом β натекания рабочего тела на рабочих лопатках 15 турбины. От соотношения этих углов в режиме запуска зависят эффективность и продолжительность запуска газотурбинного двигателя. As shown in FIG. 2, where the blades 13 of the nozzle apparatus of the combustion chamber 6 and the rotor blades of the turbine 15 are shown, the dynamics of the movement of the working fluid between the combustion chamber and the rotor blades of the turbine is characterized by the angle α of twisting of the working fluid on the blades 13 of the nozzle apparatus 7 of the combustion chamber and the angle β of the leakage of the working fluid on the turbine blades 15. The efficiency and duration of starting a gas turbine engine depend on the ratio of these angles in starting mode.

На фиг. 3 представлена диаграмма, иллюстрирующая соотношение углов α и β перед началом запуска. При этом угол α₁ положительный, а угол β₁ отрицательный (это означает, что векторы линейной скорости рабочего тела с₁ и соответственно на лопатках 13 соплового аппарата 7 камеры сгорания и на рабочих лопатках 15 турбины направлены в разные стороны). Такая диаграмма характерна для любого газотурбинного двигателя в исходном положении перед запуском и имеет место до стадии, соответствующей режиму до примерно 20% от номинальной частоты вращения ротора турбокомпрессора.In FIG. 3 is a diagram illustrating the ratio of the angles α and β before starting the start. Moreover, the angle α _{1 is} positive, and the angle β _{1 is} negative (this means that the vectors of the linear velocity of the working fluid with ₁ and, respectively, on the blades 13 of the nozzle apparatus 7 of the combustion chamber and on the working blades 15 of the turbine are directed in different directions). Such a diagram is characteristic of any gas turbine engine in the initial position before starting and takes place up to a stage corresponding to a mode of up to about 20% of the nominal rotor speed of the turbocompressor.

На фиг. 3б показано положение после достижения во время запуска режима пpимерно 20% от номинальной частоты вращения ротора турбокомпрессора. При этом благодаря тому, что камера 6 сгорания вращается совместно с ротором 1, α₁=β₁ Это происходит благодаря тому, что угол натекания не увеличивается больше заданного положения рабочих лопаток 15 при росте частоты вращения вала 2 ротора 1 турбокомпрессора благодаря одновременному вращению соплового аппарата камеры 6 сгорания.In FIG. Figure 3b shows the position after reaching, during startup, about 20% of the nominal rotor speed of the turbocompressor. Moreover, due to the fact that the combustion chamber 6 rotates together with the rotor 1, α ₁ = β ₁ This is due to the fact that the leakage angle does not increase more than the set position of the working blades 15 with an increase in the rotational speed of the shaft 2 of the rotor 1 of the turbocompressor due to the simultaneous rotation of the nozzle device combustion chamber 6.

Как показано на фиг. 3в, α₁<β₂, что соответствует режиму примерно 35% от номинальной частоты вращения ротора турбокомпрессора во время запуска. Этот режим соответствует началу выхода газотурбинного двигателя на режим малого газа. При этом на лопатках 13 соплового аппарата 7 камеры 6 сгорания растет реактивный крутящий момент, что вызвано повышением частоты вращения компрессора. Это приводит к росту тормозного момента на валу 8, что приводит к снижению частоты вращения стартера 9. Это показано на фиг. 4, где М и n соответственно момент и частота вращения на валу 8, I ток стартера 9. Кривая I характеристика двигателя стартера 9, а кривая II крутящий момент на валу 8. Момент достижения частоты вращения вала 8 примерно 35% от номинальной частоты вращения ротора 1 турбокомпрессора соответствует частоте вращения l_n (фиг. 4). Таким образом, стартер 9 работает только на участке I_max-I_n характеристики.As shown in FIG. 3c, α ₁ <β ₂ , which corresponds to a mode of approximately 35% of the nominal rotor speed of the turbocompressor during startup. This mode corresponds to the beginning of the output of the gas turbine engine to the idle mode. In this case, the reactive torque increases on the blades 13 of the nozzle apparatus 7 of the combustion chamber 6, which is caused by an increase in the compressor speed. This leads to an increase in the braking torque on the shaft 8, which leads to a decrease in the rotational speed of the starter 9. This is shown in FIG. 4, where M and n, respectively, the moment and speed on the shaft 8, I, the starter current 9. Curve I is the characteristic of the starter motor 9, and curve II is the torque on the shaft 8. The moment of reaching the speed of shaft 8 is approximately 35% of the nominal rotor speed 1 turbocharger corresponds to a speed l _n (Fig. 4). Thus, the starter 9 only works on the section I _max -I _n characteristics.

При достижении частоты вращения около 35% номинальной частоты вращения вал 8 отсоединяется от вала 2, и принудительное вращение вала 2 ротора 1 турбокомпрессора прекращается. Это происходит при выключении муфты 11, которая может быть автоматически (муфта одностороннего вращения, центробежная и т.п. ) или управляемой (ручной, электромагнитной и т.п.). Далее ротор 1 вращается своей турбиной 5. Камера 6 сгорания продолжает вращаться стартером 9, и ее частота вращения определяется заданным режимом запуска. При этом вращение стартера 9 прекращается для прекращения принудительного вращения камеры 6 сгорания. When the speed reaches about 35% of the nominal speed, the shaft 8 is disconnected from the shaft 2, and the forced rotation of the shaft 2 of the rotor 1 of the turbocompressor is stopped. This occurs when the clutch 11 is turned off, which can be automatic (one-way rotation clutch, centrifugal, etc.) or controlled (manual, electromagnetic, etc.). Next, the rotor 1 rotates with its turbine 5. The combustion chamber 6 continues to rotate with a starter 9, and its rotation frequency is determined by a predetermined start mode. In this case, the rotation of the starter 9 is stopped to stop the forced rotation of the combustion chamber 6.

Описан предпочтительный вариант конструкции газотурбинного двигателя, возможны различные варианты осуществления изобретения. Например, можно принудительно вращать камеру сгорания через вал 2 ротора 1 или вращать валы 2 и 8 отдельными стартерами и т.п. Это не имеет существенного значения с точки зрения достижения положительного эффекта. A preferred embodiment of a gas turbine engine is described, various embodiments of the invention are possible. For example, you can force the combustion chamber to rotate through the shaft 2 of the rotor 1 or rotate the shafts 2 and 8 with separate starters, etc. This is not significant in terms of achieving a positive effect.

Claims

1. The method of starting a gas turbine engine, which consists in the starter unwinding a rotor of a turbocharger at the start of a start to supply air to the combustion chamber, supplying fuel to the latter, igniting the air-fuel mixture, and disconnecting the starter after a predetermined speed has been set, characterized in that at the start of starting together with the rotor turbochargers untwist the combustion chamber.

2. The method according to claim 1, characterized in that they further supply a working fluid under pressure to the nozzle apparatus at the outlet of the combustion chamber, bypassing the latter.

3. A gas turbine engine containing a turbocompressor, mounted with the possibility of rotation relative to the rotor of the turbocharger of the combustion chamber with a nozzle device at the outlet, characterized in that it is equipped with a starter kinematically connected with the rotor of the turbocompressor and the combustion chamber.

4. The engine according to claim 3, characterized in that the combustion chamber is kinematically connected with the rotor of the turbocharger through a disconnect clutch.

5. The engine according to claims 3 and 4, characterized in that the nozzle apparatus of the combustion chamber is connected to the flow part of the compressor.