Brennstoffzufuhreinrichtung an Strahltriebwerk-Gasturbinenanlagen Gegenstand der vorliegenden Erfindung ist eine Brennstoffzufuhreinrichtung an Strahl triebwerk-Gasturbinenanlagen, zur Zufuhr von Brennstoff in eine Nachverbrennungsein richtung der Anlage.
Es sind Brennstoffzufuhreinrichtungen der genannten Art bekannt, welche eine Brenn stoffpumpe und eine dem Antrieb dieser Pumpe dienende Luftturbine aufweisen; übli cherweise ist diese Luftturbine eine Turbine mit zweikränziger Geschwindigkeitsstufe, das heisst eine Turbine, bei welcher der ganze Druckabfall im ersten Leitschaufelkranz er folgt. Das Arbeitsmedium ist komprimierte Luft, welche vom Kompressor der Anlage ab gezapft wird; die Abluft der Turbine wird direkt in die Atmosphäre ausgestossen, so dass das Druckverhältnis der Turbine annähernd gleich dem Verhältnis des Druckes der dem Kompressor abgezapften Luft zum Atmosphä rendruck ist.
Die vorliegende Erfindung bezweckt die Schaffung einer gegenüber der bekannten ver besserten Brennstoffzufuhreinrichtung zur Zufuhr von Brennstoff zu einer Nachver brennungseinrichtung einer Strahltriebwerk- Gasturbinenanlage. Erfindungsgemäss besitzt die Einrichtung eine durch eine Luftturbine antreibbare Brennstoffpumpe, wobei der Aus lass der Luftturbine über Leitungsmittel, in welchen eine Drosselstelle geschaffen ist, mit der Atmosphäre in Verbindung steht, das Ganze derart,
dass beim Betrieb der Einrich tung das Druckverhältnis der Luftturbine kleiner ist als das Verhältnis des Einlassdruk- kes der Luftturbine zum Atmosphärendruck.
Durch die genannte Kleinhaltung des Druckverhältnisses der Luftturbine kann die Durchbrenndrehzahl der Turbine im Falle eines Versagens der Brennstoffzufuhr be grenzt werden. In gewissen Fällen kann die Anordnung derart sein, dass ein Teil der Energie der abgezapften Luft in der Anlage wieder zurückgewonnen wird.
Bei einem bevorzugten Ausführungsbei spiel der erfindungsgemässen Einrichtung mündet der Auslass der Luftturbine in das Strahlrohr der Gasturbinenanlage, so dass die Turbinenabluft über die Auslassdüse des Strahlrohres, welche die genannte Drosselstelle bildet, in die Atmosphäre ausgestossen wird.
Bei einem andern Ausführungsbeispiel der erfindungsgemässen Brennstoffzufiüireinrich- tung ist der Auslass der Turbine an eine Mehrzahl von Injektordüsen angeschlossen, durch welche die Turbinenabluft in einen Ringraum zwischen der Hauptwand des Strahlrohres der Anlage und einem ylantel dieses Strahlrohres strömt, so dass im genann ten Ringratun ein Luftstrom erzeugt wird,
welcher zur Kühlung des Strahlrohres und eventuell auch zur Kühlung von beweglichen Teilen einer Auslassdüse des Strahlrohres mit veränderlichem Auslassquerschnitt dient.
Bei beiden genannten Beispielen wird die Abluft der Turbine derart in die Atmosphäre ausgestossen, dass nicht nur das Druckverhält nis der Turbine in der genannten Weise klein gehalten, sondern auch die Turbinenabluft nutzbringend verwendet wird.
Die Luftturbine der erfindungsgemässen Brennstoffzufuhreinrichtung ist zweckmässig eine Gleichdruckturbine, das heisst eine Tur bine, in welcher die gesamte Expansion des Arbeitsmediums innerhalb des Bereiches von stationären Leitschaufeln der Turbine auf tritt. Zweckmässig ist die Turbine eine zwei stufige Gleichdruckturbine, das heisst eine Turbine, in welcher ein Teil der Expansion in dem durch die Leitschaufelung der ersten Stufe geschaffenen Kanal und der übrige Teil der Expansion in dem durch die Leitschaufe- lung der zweiten Stufe geschaffenen Kanal er folgt.
Die vorgenannte Ausbildung der Einrich tung bringt gegenüber einer bekannten Ein richtung mit einer Turbine mit zweikränziger Geschwindigkeitsstufe (das heisst Curtis-Tur- bine) bei gleichem Durchmesser und gleichem Expansionsverhältnis den Vorteil eines sich über den grösseren Teil des Drehzahlbereiches der Turbine erstreckenden verbesserten Wir kungsgrades. Um pro Einheit des Massen durchflusses gleiche Leistung zu erhalten wie bei der bekannten Einrichtung, kann eine Tur bine mit kleinerem Expansionsverhältnis ver wendet werden.
Auch die Herstellung solcher Turbinen ist gegenüber der Herstellung der üblicherweise verwendeten Luftturbine ein facher, da deren Laufschaufeln einfachere Form aufweisen; sie besitzen kleinere Profil krümmung und einen grösseren Krümmungs radius an der Vorderkante zufolge der klei neren, bei solchen Turbinen auftretenden Machzahl. Die Verwendung einer solchen zweistufigen Gleichdruckturbine ist auch vor teilhafter als die Verwendung einer ein stufigen Gleichdruckturbine, da bei einem ge gebenen Druckverhältnis der Turbine die Durchbrenndrehzahl erheblich herabgesetzt ist.
In der beiliegenden Zeichnung sind zwei Ausführungsbeispiele des Erfindungsgegen standes dargestellt, und zwar in Form von Brennstoffzufuhreinrichtungen an Flugzeug strahltriebwerken, in welchen in den im Strahl rohr strömenden Abgasen- eine Nachverbren nung von Brennstoff erfolgen kann, um den in der Anlage erzeugten Schub gegenüber dem ohne Nachverbrennung erzeugten Schub zu erhöhen. Es zeigt: Fig. 1 ein erstes Beispiel einer Gasturbi nenanlage mit Brennstoffzufuhreinrichtung und Fig. 2 ein zweites Beispiel der Anlage.
' Die in der Zeichnung dargestellten Gas turbinenanlagen besitzen je einen Axialströ- mungskompressor 10 und eine Verbrennungs einrichtung 11, welcher im Betrieb kompri mierte Luft aus dem Kompressor 10 zugeführt wird, während durch eine Brennstoffzufuhr- einrichtung Brennstoff aus einem Flugzeug- Brennstofftank 12 zur Verbrennungseinrich tung gelangt.
Die genannte Brennstoffzufuhr einrichtung der gezeichneten Beispiele besitzt eine Brennstoff-Zuführpumpe 12r, eine Haupt brennstoffpumpe 15 und eine Drossel 13 zur Regelung der Brennstoffzufuhr; der Brenn stoff wird dabei in der Verbrennungseinrich tung mit Luftüberschuss verbrannt. Ferner besitzt die Anlage eine Axialströmungsturbine 14, welcher beim Betrieb der Anlage die hei ssen Verbrennungsprodukte aus der Verbren nungseinrichtung 11 zugeführt werden.
Die Turbine 14 dient dem Antrieb des Kompres- sors 10 und sitzt mit diesem auf einer gemein samen Welle 14a. Ferner besitzt die Gas- turbinenenanlage eine Abgasausla.sseinrich- tung. Diese Auslasseinrichtung besitzt ein Abgasrohr, das eine Aussenwand 16 und eine zu dieser koaxiale, konische Innenwand 17 aufweist, deren Ende grösseren Durchmessers der Turbine zugekehrt ist.
Diese beiden Wände 16, 17 begrenzen einen im Querschnitt ring förmigen Abgaskanal, der vom Turbinenaus lass zum verjüngten Ende der Wand 17 führt. Stromabwärts des Abgasrohres ist .ein Strahl- rohr 18 angeordnet, an das sich eine Schub düse 19 anschliesst. Die Auslass-Querschnitts fläche der Düse 19 ist durch schwenkbare Teile 19a einstellbar.
Während des Normalbetriebes der Anlage, das heisst ohne Nachverbrennung im Strahl rohr 18, dienen die Abgase der Turbine 14 der Erzeugung von Antriebsschub. Die Schub erzeugung wird durch Steuerung der Brenn stoffzufuhr zur Verbrennungseinrichtung 11 mittels der Drossel 13 gesteuert. Bei diesem Normalbetrieb der Anlage sind die Düsenteile 19a so eingestellt, dass die Auslass-Querschnitts fläche der Düse 19 ein Minimum ist.
Unter gewissen Umständen ist es er wünscht, einen grösseren Schub zu erzeugen, als dies bei Normalbetrieb der Anlage bei voll ständig offener Drossel 13 möglich ist. Die ser erhöhte Schub wird durch zusätzliche Ver brennung von Brennstoff im Strahlrohr 18 er zeugt, wobei die Düsenteile 19a in eine Lage verschwenkt sind, in welcher die Düsenauslass- Querschnittsfläche ein Maximum ist.
Um dem Strahlrohr 18 Brennstoff zuzu führen, sind üblicherweise mehrere Haupt brennstoffeinspritzdüsen 20 und eine Hilfs brennstoffeinspritzdüse 21 vorgesehen. Die Hilfsbrennstoffeinspritzdüse wird durch die Brennstoffzufuhreinrichtung der Hauptver brennungseinrichtung gespeist, und zwar bei spielsweise wie gezeigt über eine Zweigleitung 22, welche stromabwärts der Hauptbrenn stoffpumpe 15 angeschlossen ist. In der Zweig leitung 22 sind ein Abstellhahn 23 und ein Rückschlagventil 24 vorgesehen. Die Haupt brennstoffeinspritzdüsen 20 werden aus einem Verteiler 20a gespeist, der über die Zuführ pumpe 12a an den Brennstofftank 12 ange schlossen ist. Der Sammler 20a ist durch eine Leitung 25, in welcher eine Förderpumpe 26 angeordnet ist, an die Hauptbrennstoffein spritzdüsen 20 angeschlossen.
Somit sind die Pumpe 26 und die Zuführpumpe 12a in Serie angeordnet.
Bei der vorliegenden Nachverbrennungs- Brennstoffzuführeinrichtung ist zum Antrieb der Hauptbrennstofförderpumpe 26 eine Luftturbine 17 vorgesehen. Der Einlass der Luftturbine 27 ist durch eine Leitung 28 an den Kompressor 10 angeschlossen, und zwar an eine Anzapfstelle am Kompressorauslassteil. Ein Luftsteuerventil 29 ist in der Leitung 28 vorgesehen, das zur Steuerung der Brenn stoffzufuhr der Pumpe 26 zu den Hauptbrenn stoffeinspritzdüsen 20 dient, wodurch gleich zeitig die Drehzahl der Luftturbine einstell bar ist.
Um das Auftreten einer übermässigen Durchbrenndrehzahl der Luftturbine verhin dern zu können, ist das Druckverhältnis der Luftturbine 27, das heisst das Verhältnis des Luftdruckes am Turbineneinlass zum Luft druck am Turbinenauslass herabgesetzt.
Beim ersten, in Fig. 1 gezeigten Beispiel ist der Turbinenauslass durch eine Luftleitung 30 derart an das Strahlrohr 18 der Anlage an geschlossen, dass die Abluft der Luftturbine 27 längs eines durch die Luftleitung 30, das Strahlrohr 18 und die Schubdüse 19 führen den Strömungsweges in die Atmosphäre ge langt.
Da der Druck innerhalb des Strahl rohres 18 erheblich über dem Atmosphären druck liegt, und da, wenn die Nachverbren- nungseinrichtung in Betrieb ist, in der Schub düse üblicherweise Schallgeschwindigkeit auf tritt, ist das Druckverhältnis in der Turbine 27 bedeutend kleiner als das Verhältnis des Druckes an der Anzapfstelle am Kompressor zum Atmosphärendruck, wodurch die Durch brenudrehzahl der Luftturbine 27 herabge setzt ist.
Bei einer gegebenen Intensität der Nachverbrennung ist. das Verhältnis des statischen Druckes im Strahlrohr zum Förder- druck des Kompressors annähernd konstant, und somit ist auch das Druckverhältnis der Luftturbine annähernd konstant.
Die Leitung 30 führt zu einem Verteiler 31, welcher das Strahlrohr 18 umgibt. Die den Verteiler 31 verlassende Luft strömt durch Öffnungen 32, die in gleichen Abständen von einander rund um das Strahlrohr 18 ange ordnet sind, in das Innere des Strahlrohres und trägt dabei gleichzeitig zur Kühlung der Strahlrohrwand bei.
Bei dem in Fig.\2 gezeigten zweiten Bei spiel besitzt das Strahlrohr 18 einen zwei- wandigen Teil. Die Wand 18a begrenzt den Abgaskanal von der Turbine 14 her und endet in einem Düsenteil 19b, der die maximale Aus lassquerschnittsfläche der Schubdüse 19 be stimmt. Die Wand 18b erstreckt sich von einem Flansch 18c, in welchem ein Kranz von Lufteinlässen 18d gebildet sind. Diese Einlässe münden in einen Ringraum 18e, der sich längs des Strahlrohres 18 bis zur Schubdüse 19 er streckt. Die Düsenteile 19a sind in diesem Fall hohl und mit Durchlässen 19c versehen.
Die Durchlässe 19c verbinden den Ringraum 18e durch die zwischen der Wand 18b und den stromaufwärtsliegenden Enden der Düsenteile 19a geschaffenen Öffnungen mit den Ausläs- sen 19d in den stromabwärtsliegenden Enden der Düsenteile 19a, wenn die letzteren die der minimalen Auslassquerschnittsfläche der Düse 19 entsprechende Lage einnehmen (strich punktiert gezeichnet). In diesem Fall wird durch den Abgasstrahl im Raum 18e von den Lufteinlässen 18d bis zu den Auslässen 19d der Durchlässe 19c ein Kühlluftstrom erzeugt. Bei diesem Beispiel strömt die Abluft der Luftturbine 27 durch die Leitung 30 und gelangt in den Verteiler 33, der bei den Luft einlässen 18d das Strahlrohr 18 umgibt.
Am Verteiler 33 ist eine Mehrzahl von Düsen 34 vorgesehen, die vom Verteiler wegragen und durch welche die Abluft in die Einlässe 18d gelangt. Dadurch wird Kühlluft von der Aussenseite des Strahlrohres in den Raum 18e gesaugt. Die Abluft der Luftturbine 27 wird somit zur Kühlung des Strahlrohres 18 und der Schubdüsenteile 19a herangezogen. Die Anordnung ist zweckmässig derart, dass beim Betrieb der Nachverbrennungseinrichtung in den Düsen 34 Schallgeschwindigkeit auftritt.
Es versteht sich, dass auch in diesem Fall das Druckverhältnis der Turbine und damit auch die Durchbrenndrehzahl der Turbine herabgesetzt sind; wenn ferner das Druckver hältnis in den Düsen 34 gleich oder über jenem Wert ist, bei welchem Schallgeschwindigkeit auftritt, so ist das Druckverhältnis der Luft turbine konstant, weil auch der Enddruck des Kompressors mit dem Umgebungsdruck an nähernd proportional ändert.
Es kann auch zweckmässig sein, die Düsen 34 zur Erzeugung der Kühlwirkung am Strahlrohr 18 und an der Schubdüse 19 zu verwenden, wenn die Nachverbrennungseim- richtung ausser Betrieb ist, das heisst wenn die Luftturbine 27 nicht arbeitet. In diesem Fall ist zwischen dem Steuerventil 29 und der Luftturbine 27. in der Leitung 28 zweckmässig ein Zweiwegventil vorgesehen sowie eine vom Zweiwegventil zur Leitung 30 führende, eine Drosselstelle aufweisende Leitung, so dass die Luftturbine 28 überbrückt werden kann.
Auf diese Weise ist die Kühlung des Strahlrohres 18 und der Schubdüse 19 mittels der Wirluing der Düsen 34 durch entsprechendes Einstellen des Zweiwegventils in beiden Fällen möglich, das heisst sowohl wenn die Nachverbrennung in Betrieb ist als auch wenn sie ausser Betrieb ist.
Aus Fig.1 geht hervor, dass die Luft turbine 27 eine zweistufige Turbine ist, und es ist besonders vorteilhaft, eine zweistufige Gleichdruckturbine zu verwenden, da der Wir kungsgrad dieser Turbine grösser und ihre Herstellung einfacher ist, als bei einer Tur bine mit zweikränziger Geschwindigkeitsstufe, wie sie bisher. üblich war.
Fuel supply device for jet engine gas turbine systems The present invention relates to a fuel supply system for jet engine gas turbine systems for supplying fuel to a post-combustion device of the system.
There are known fuel supply devices of the type mentioned, which have a fuel pump and an air turbine used to drive this pump; Usually this air turbine is a turbine with a two-ring speed level, that is to say a turbine in which the entire pressure drop in the first guide vane ring occurs. The working medium is compressed air, which is drawn off by the system's compressor; The exhaust air from the turbine is expelled directly into the atmosphere, so that the pressure ratio of the turbine is approximately equal to the ratio of the pressure of the air drawn off from the compressor to the atmospheric pressure.
The present invention aims to create a compared to the known ver improved fuel supply device for supplying fuel to a Nachver combustion device of a jet engine gas turbine system. According to the invention, the device has a fuel pump that can be driven by an air turbine, the outlet of the air turbine being connected to the atmosphere via line means in which a throttle point is created, the whole in such a way that
that during operation of the device the pressure ratio of the air turbine is smaller than the ratio of the inlet pressure of the air turbine to atmospheric pressure.
By keeping the pressure ratio of the air turbine small, the burn-through speed of the turbine can be limited in the event of failure of the fuel supply. In certain cases, the arrangement can be such that part of the energy of the extracted air is recovered in the system.
In a preferred embodiment of the device according to the invention, the outlet of the air turbine opens into the jet pipe of the gas turbine system, so that the turbine exhaust air is expelled into the atmosphere via the outlet nozzle of the jet pipe, which forms the said throttle point.
In another exemplary embodiment of the fuel supply device according to the invention, the outlet of the turbine is connected to a plurality of injector nozzles, through which the turbine exhaust air flows into an annular space between the main wall of the jet pipe of the system and a ylantel of this jet pipe, so that an air flow in the aforementioned ring rate is produced,
which is used to cool the jet pipe and possibly also to cool moving parts of an outlet nozzle of the jet pipe with a variable outlet cross-section.
In both of the examples mentioned, the exhaust air from the turbine is expelled into the atmosphere in such a way that not only the pressure ratio of the turbine is kept small in the manner mentioned, but the turbine exhaust air is also used usefully.
The air turbine of the fuel supply device according to the invention is expediently a constant pressure turbine, that is to say a turbine in which the entire expansion of the working medium occurs within the area of the stationary guide vanes of the turbine. The turbine is expediently a two-stage constant pressure turbine, that is to say a turbine in which part of the expansion takes place in the duct created by the guide vanes of the first stage and the remaining part of the expansion takes place in the duct created by the guide vanes of the second stage .
Compared to a known one with a turbine with a two-ring speed stage (i.e. Curtis turbine) with the same diameter and the same expansion ratio, the aforementioned design of the device has the advantage of an improved degree of efficiency extending over the greater part of the speed range of the turbine. In order to get the same performance per unit of mass flow rate as in the known device, a turbine with a smaller expansion ratio can be used ver.
The production of such turbines is a factor compared to the production of the air turbine commonly used, since their blades have a simpler shape; they have a smaller profile curvature and a larger radius of curvature at the leading edge due to the smaller Mach number that occurs in such turbines. The use of such a two-stage constant pressure turbine is also more advantageous than the use of a one-stage constant pressure turbine, since the burn-through speed is considerably reduced at a given pressure ratio of the turbine.
In the accompanying drawings, two embodiments of the subject matter of the invention are shown, namely in the form of fuel supply devices on aircraft jet engines, in which in the exhaust gases flowing in the jet pipe a Nachverbren voltage of fuel can take place to the thrust generated in the system compared to the without Increase afterburn generated thrust. It shows: FIG. 1 a first example of a gas turbine system with a fuel supply device and FIG. 2 a second example of the system.
The gas turbine systems shown in the drawing each have an axial flow compressor 10 and a combustion device 11, which is supplied with compressed air from the compressor 10 during operation, while fuel from an aircraft fuel tank 12 to the combustion device is fed through a fuel supply device got.
Said fuel supply device of the drawn examples has a fuel supply pump 12r, a main fuel pump 15 and a throttle 13 for regulating the fuel supply; The fuel is burned in the incinerator with excess air. The system also has an axial flow turbine 14 to which the hot combustion products from the combustion device 11 are fed when the system is in operation.
The turbine 14 serves to drive the compressor 10 and sits with it on a common shaft 14a. The gas turbine system also has an exhaust gas outlet device. This outlet device has an exhaust pipe which has an outer wall 16 and a conical inner wall 17 which is coaxial therewith and whose end of larger diameter faces the turbine.
These two walls 16, 17 delimit an exhaust gas duct which is ring-shaped in cross section and which leads from the turbine outlet to the tapered end of the wall 17. Downstream of the exhaust pipe there is a jet pipe 18, to which a thrust nozzle 19 is connected. The outlet cross-sectional area of the nozzle 19 is adjustable by pivoting parts 19a.
During normal operation of the system, that is, without afterburning in the jet pipe 18, the exhaust gases from the turbine 14 are used to generate drive thrust. The thrust generation is controlled by controlling the fuel supply to the combustion device 11 by means of the throttle 13. In this normal operation of the system, the nozzle parts 19a are set so that the outlet cross-sectional area of the nozzle 19 is a minimum.
Under certain circumstances, he wishes to generate a greater thrust than is possible in normal operation of the system with the throttle 13 fully open. This increased thrust is generated by additional combustion of fuel in the jet pipe 18, the nozzle parts 19a being pivoted into a position in which the nozzle outlet cross-sectional area is a maximum.
In order to lead fuel to the jet pipe 18, a plurality of main fuel injection nozzles 20 and an auxiliary fuel injection nozzle 21 are usually provided. The auxiliary fuel injection nozzle is fed by the fuel supply device of the main combustion device, specifically in example as shown via a branch line 22 which is connected to the main fuel pump 15 downstream. In the branch line 22, a shut-off valve 23 and a check valve 24 are provided. The main fuel injection nozzles 20 are fed from a manifold 20 a, which is connected to the fuel tank 12 via the feed pump 12 a. The collector 20a is connected to the main fuel injector 20 through a line 25 in which a feed pump 26 is arranged.
Thus, the pump 26 and the feed pump 12a are arranged in series.
In the present afterburning fuel supply device, an air turbine 17 is provided to drive the main fuel feed pump 26. The inlet of the air turbine 27 is connected to the compressor 10 by a line 28, to be precise to a tap on the compressor outlet part. An air control valve 29 is provided in line 28, which is used to control the fuel supply of the pump 26 to the main fuel injection nozzles 20, whereby the speed of the air turbine is adjustable bar at the same time.
In order to be able to prevent the occurrence of an excessive burn-through speed of the air turbine, the pressure ratio of the air turbine 27, that is to say the ratio of the air pressure at the turbine inlet to the air pressure at the turbine outlet, is reduced.
In the first example shown in FIG. 1, the turbine outlet is connected to the jet pipe 18 of the system by an air line 30 in such a way that the exhaust air from the air turbine 27 leads along one of the air line 30, the jet pipe 18 and the thrust nozzle 19 into the flow path the atmosphere arrived.
Since the pressure inside the jet pipe 18 is considerably above atmospheric pressure, and since, when the afterburning device is in operation, the speed of sound usually occurs in the thrust nozzle, the pressure ratio in the turbine 27 is significantly smaller than the ratio of the pressure at the tap on the compressor to atmospheric pressure, whereby the through brenud speed of the air turbine 27 is miter sets.
At a given intensity the afterburning is. the ratio of the static pressure in the jet pipe to the delivery pressure of the compressor is approximately constant, and thus the pressure ratio of the air turbine is also approximately constant.
The line 30 leads to a distributor 31 which surrounds the jet pipe 18. The air leaving the manifold 31 flows through openings 32, which are equidistant from one another around the jet pipe 18, into the interior of the jet pipe and at the same time contributes to cooling the jet pipe wall.
In the second example shown in FIG. 2, the jet pipe 18 has a two-walled part. The wall 18a delimits the exhaust duct from the turbine 14 and ends in a nozzle part 19b, which determines the maximum cross-sectional area from the exhaust nozzle 19. The wall 18b extends from a flange 18c in which a ring of air inlets 18d are formed. These inlets open into an annular space 18e, which extends along the jet pipe 18 to the nozzle 19 he stretches. The nozzle parts 19a are hollow in this case and provided with passages 19c.
The passages 19c connect the annular space 18e through the openings created between the wall 18b and the upstream ends of the nozzle parts 19a with the outlets 19d in the downstream ends of the nozzle parts 19a when the latter are in the position corresponding to the minimum outlet cross-sectional area of the nozzle 19 ( dashed and dotted). In this case, a cooling air flow is generated by the exhaust gas jet in the space 18e from the air inlets 18d to the outlets 19d of the passages 19c. In this example, the exhaust air from the air turbine 27 flows through the line 30 and reaches the distributor 33, which surrounds the jet pipe 18 at the air inlets 18d.
A plurality of nozzles 34 are provided on the distributor 33 which protrude away from the distributor and through which the exhaust air reaches the inlets 18d. As a result, cooling air is sucked into space 18e from the outside of the jet pipe. The exhaust air from the air turbine 27 is thus used to cool the jet pipe 18 and the thrust nozzle parts 19a. The arrangement is expedient such that the speed of sound occurs in the nozzles 34 when the afterburning device is in operation.
It goes without saying that in this case too the pressure ratio of the turbine and thus also the burn-through speed of the turbine are reduced; Furthermore, if the Druckver ratio in the nozzles 34 is equal to or above the value at which sound speed occurs, the pressure ratio of the air turbine is constant because the final pressure of the compressor changes with the ambient pressure to approximately proportionally.
It can also be expedient to use the nozzles 34 to generate the cooling effect on the jet pipe 18 and on the thrust nozzle 19 when the post-combustion device is out of operation, that is, when the air turbine 27 is not working. In this case, a two-way valve is expediently provided in line 28 between control valve 29 and air turbine 27, as well as a line leading from the two-way valve to line 30 and having a throttle point so that air turbine 28 can be bridged.
In this way, the cooling of the jet pipe 18 and the thrust nozzle 19 by means of the whirling of the nozzles 34 is possible in both cases by setting the two-way valve accordingly, that is to say both when the afterburning is in operation and when it is out of operation.
From Figure 1 it can be seen that the air turbine 27 is a two-stage turbine, and it is particularly advantageous to use a two-stage constant pressure turbine, since the efficiency of this turbine is greater and its production is easier than a turbine with a two-ring speed level as they did before. was common.