DE1058315B

DE1058315B - Jet engine with air inlet connected to a combustion chamber via a connecting duct and device arranged within this connecting duct for increasing the pressure of the air flowing from the air inlet to the combustion chamber

Info

Publication number: DE1058315B
Application number: DEP17083A
Authority: DE
Inventors: George Cameron Reid Mathieson; Alun Raymond Howell; Charles Ernest Moss
Original assignee: Power Jets Research and Development Ltd
Current assignee: Power Jets Research and Development Ltd
Priority date: 1955-09-30
Filing date: 1956-09-27
Publication date: 1959-05-27

Description

Strahltriebwerk mit über einen Verbindungskanal mit einer Brennkammer verbundenem Lufteinlaß und innerhalb dieses Verbindungskanals angeordneter Einrichtung zur Erhöhung des Druckes der vom Lufteinlaß zur Brennkammer strömenden Luft Die Erfindung betrifft insbesondere, wenn auch nicht ausschließlich, Strahltriebwerke für Flugzeuge.Jet engine with a connecting duct with a combustion chamber connected air inlet and arranged within this connecting channel device to increase the pressure of the air flowing from the air inlet to the combustion chamber Die Invention particularly, although not exclusively, relates to jet engines for aircraft.

In der Entwicklung der Strahltrieb-,verke haben sich für verschiedene Verwendungszwecke, insbesondere für verschiedene Geschwindigkeitsbereiche, verschiedene Bauarten entwickelt. In der zivilen Luftfahrt wurden beispielsweise bis vor kurzem aus wirtschaftlichen Erwägungen heraus Propellerturbinentriebwerke bevorzugt. In der Militärluftfahrt werden fast ausschließlich Turbo-Strahltriebwerke bevorzugt. Bei Kampfflugzeugen hoher Geschwindigkeit erhalten derartige Triebwerke manchmal eine zusätzliche Einrichtung zur Nachverbrennung im Strahlrohr, wodurch, wenn auch auf Kosten eines erhöhten Kraftstoffverbrauches, höhere Schübe erzielbax sind. Eine weitere allmählich immer mehr in den Vordergrund tretende Triebwerksbauart entwickelt eine Vorschubreaktion nicht nur durch die Abgase der Turbine, sondern auch durch eine zusätzliche Luftströmung, welche im Triebwerk beschleunigt wird, ohne eine der Turhinenstufen zu durchströmen. Zu dieser Bauart gehören beispielsweise die Zweikreis-Strahltriebwerke sowie die Zweikreis-Turbostrahltriebwerke. Es ist bereits bekannt, daß derartige Triebwerke auch für eine Nachverbrennung im Strahlrohr bzw. eine »Mitverbrennung« im Umlaufkanal oder im Gebläsekanal eingerichtet werden können. Für höchste Geschwindigkeitsbereiche werden gegenwärtig Raketentriebwerke sowie Staustrahltriebwerke verwendet. Wegen der einfachen Konstruktion des Staustrahltriebwerks geht die Entwicklungstendenz dahin, diese Triebwerksbauart in dem hierfür in Frage kommenden Geschwindig keitsbereich zur bevorzugten Trieb-,verkskonstruktion zu machen.In the development of the jet engine, verke have chosen for different Uses, especially for different speed ranges, different Types developed. In civil aviation, for example, were until recently propeller turbine engines preferred for economic reasons. In in military aviation, turbojet engines are almost exclusively preferred. Such engines are sometimes used in high speed combat aircraft an additional device for afterburning in the jet pipe, which, albeit at the expense of increased fuel consumption, higher thrusts can be achieved. One another type of engine that gradually came to the fore was developed a feed reaction not only through the exhaust gases from the turbine, but also through an additional air flow that is accelerated in the engine without a to flow through the tower steps. This type includes, for example, the Dual-circuit jet engines as well as the dual-circuit turbo-jet engines. It is already known that such engines are also suitable for post-combustion in the jet pipe or a »co-combustion« can be set up in the circulation duct or in the fan duct. Rocket engines as well as Ramjets used. Because of the simple construction of the ramjet the development tendency is to use this type of engine in the one in question to make the coming speed range the preferred drive and traffic construction.

Die entscheidenden Konstruktions- und Betriebskriterien sind bei allen diesen Triebwerksaxten der spezifische Schub (d. h. das Verhältnis Schub zu Gewicht) und der spezifische Kraftstoffverbrauch. Für Flugzeuge, die in weiten Geschwindigkeitsbereichen betrieben werden sollen, werden infolgedessen Konstruktionen gewählt, die einen Kompromiß zwischen den soeben kurz geschilderten Konstruktionsgrundformen darstellen.The critical design and operating criteria for all of these engine axles are specific thrust (i.e. the ratio of thrust to weight) and specific fuel consumption. For aircraft that are to be operated in wide speed ranges, constructions are chosen which represent a compromise between the basic construction forms just outlined.

Bereits gemachte Konstruktionsvorschlälge dieser Art umfassen beispielsweise Kombinationen üblicher Turbinen-Strahltriebwerke mit Raketentriebwerken bzw. einzelne, Turbo#raketen genannte Triebwerke, bei welchen die eintretende Luft durch eine Verdichterbeschaufelung in einem ringförmigen Hauptgaskanal hindurchströmt und bei welchen der Verdichterrotor von einer Turbine angetrieben wird, die in einem weiteren Gaskanal angeordnet ist, durch welchen hindurch die Raketengase in den Hauptkanal hinein expandieren. Die Raketengase vermischen sich dann mit der im Hauptkanal strömenden Luft und entladen sich endlich als Vortriebsstrahl zur Atmosphäre hin. Mit solchen Turbo-Raketentriebwerken ausgestattete Flugzeuge sind wie die mit Ttirbinen-S«trahltriebwerken ausgestatteten Flugzeuge in der Lage, mit eigener Kraft zu starten. Bei Staustrahltriebwerken muß jedoch die in das Triebwerk- eintretende Luft ein gewisses Mindestdruckverhältnis aufweisen, bevor ein wirksamer Betrieb nach dem Staustrahlprinzip verwirklicht werden kann. Diese Bedingung ist erst dann erfüllbar, wenn diese Luft eine gewisse Geschwindikeit erreicht hat, weshalb bei solchen Triebwerken für den Start normalerweise Starthilfen verwendet werden müssen. Daraus ergibt sich das Bedürfnis nach Flugzeugtriebwerken, welche einerseits einen Start unter eigener Kraft gestatten und welche andererseits für den Flug auf den Staustrahlbetrieb umgestellt werden können. Die Lösung dieser Aufgabe ist der Zweck der vorliegenden Erfindung.Design proposals of this type that have already been made include, for example Combinations of conventional turbine jet engines with rocket engines or individual, Engines called turbo rockets, in which the air entering through a compressor blading flows through in an annular main gas duct and in which the compressor rotor is driven by a turbine, which is arranged in a further gas duct, through which the rocket gases expand into the main channel. the Rocket gases then mix with the air flowing in the main duct and discharge finally as propulsion jet towards the atmosphere. With such turbo rocket engines Equipped airplanes are like those equipped with Ttirbinen-S «jet engines Aircraft able to take off on their own. With ramjet engines must however, the air entering the engine has a certain minimum pressure ratio have before an effective operation according to the ramjet principle can be realized can. This condition can only be fulfilled when this air has a certain speed has reached, which is why with such engines for the start normally Jump starters must be used. This results in the need for aircraft engines, which on the one hand allow a start under their own power and which on the other hand can be switched to ramjet operation for flight. The solution to this Object is the purpose of the present invention.

Die Erfindung geht aus von einem all sieh bekannten Strahltriebwerk, bei welchem ein Lufteinlaß über einen Verbilidungskaiial mit einer Brennkammer verbunden ist und bei welchem innerhalb dieses Verbindungskanals eine Einrichtung zur Erhöhung des Druckes der vom Lufteinlaß zur Brennkammer strömenden Luft vorgesehen ist. Nach dem Hauptmerkmal der Erfindun- sind bei einem derartigen Strahltriebwerk -.L%Iittel vorgesehen, mit deren Hilfe bei fortgesetztem Betrieb des Triebwerkes die Einrichtunzur Druckerhöhung unwirksam gemacht werden kann.The invention is based on a well-known jet engine, in which an air inlet is connected to a combustion chamber via a connecting duct is and in which within this connecting channel a device for increasing the pressure of the air flowing from the air inlet to the combustion chamber is provided. To The main feature of the invention is in such a jet engine -.L% Iittel provided, with the help of which the Einrichtunzur with continued operation of the engine Pressure increase can be made ineffective.

Mittel, mit deren Hilfe innerhalb eines Triebwerkskanals angeordnete Druckerhöhungseinrichtungen unwirksam gemacht werden können, sind an sich bekannt, doch sind diese bekannten Mittel selbst außerhalb des Triehwerkshauptkanals angeordnet. Daraus ergibt sich -. daß die bekannten Anordnungen hinsichtlich ihres Aufbaues kompliziert sind, was sowohl betriebliche 'L\achteile nach sich zieht, aber auch den Einbau in der Flugzeugzelle erschwert. In Vermeidung dieses Nachteils bekannter Konstruktionen bezweckt infolgedessen die Erfindung die Schaffung einer Triebwerkskonstruktion, bei welcher eine einem Arbeitsiiiedium voll hoher Geschwindigkeit ausgesetzte Einrichtung zur Druckerhöhung innerhalb derselben \laschinenkonstruktion angeordnet ist, welche auch den Lufteinlaß und die Brennkammer umfaßt. Dadurch ergibt sich gegenüber den bekannten Triebwerksailordnungen solcher Art der wesentliche Fortschritt einer in sich geschlossenen Konstruktion, bei welcher außer denjenigen Konstruktionselementen, welche den Lufteinlaß und die Brentikammer umfassen, keine weiteren wesentlich größeren Bauteile vorhanden sind. Als weiterer Vorteil der Erfindung gegenüber den bekannten K-onstruktionen ergibt sich für jede Triebwerksart gemäß den einzelnen Ausführungsarten der E rfindung eine Kombination von Turborakete und kontinuierlichem Staustrahltrieb-werk mit nur kleinen Wirk-ungsgradverlusten, da insbesondere die sogenannten Kanalverluste durch die erfindungsgemäße Konstruktion auf niedrigen Werten gehalten werden können, die nicht wesentlich über denjenigen Werten liegen, die für Einzweck-niaschinen die Regel sind, gleichgültig, welches Triebwerk nun im einzelnen in Betrieb ist.Means with the help of which pressure-increasing devices arranged within an engine duct can be rendered ineffective are known per se, but these known means are themselves arranged outside the main engine duct. This results in -. that the known arrangements are complicated in terms of their structure, which has both operational disadvantages, but also makes installation in the airframe more difficult. In order to avoid this disadvantage of known constructions, the invention consequently aims to provide an engine construction in which a device for increasing the pressure which is exposed to a working medium at full high speed is arranged within the same machine construction which also comprises the air inlet and the combustion chamber. As a result, compared to the known engine mail arrangements of this type, there is a substantial advance in a self-contained construction in which, apart from those construction elements which include the air inlet and the fuel chamber, no further substantially larger components are present. As a further advantage of the invention over the known K-onstruktionen obtained for each Triebwerksart the various embodiments of the E according rfindung a combination of turbo-rocket and continuous ramjet-werk ungsgradverlusten active-with only small, since in particular the so-called channel losses low by the inventive construction Values can be maintained that are not significantly above those values that are the rule for single-purpose machines, regardless of which engine is now in operation.

Gemäß einer bevorzugten Ausführungsart der Erfindung ist ein Strahltriebwerk mit den vorher im einzelnen bezeichneten -.Xlerkmalen der Erfindun- vorgesehen, bei welchem in an sich bekannter Weise die Einrichtung zur Druckerhöhung in einer auf die durch den Verhindungskanal strömende Luft einwirkenden umlaufendenVerdichterbeschaufelungbesteht, diemindestens teilweise verstellbar ist und welche durch das zusätzliche Erfindtingsmerkmal gekennzeichnet ist, daß die Schaufelverstellmittel eine Einrichtung aufweisen, die eine völlige oder teilweise Zurückziehung der Beschaufelung, aus dem Verbindun 'gskanal gestattet.According to a preferred embodiment of the invention is a jet engine provided with the previously described in detail -.Xlerkmalen of the invention, in which in a known manner the device for increasing the pressure in a the rotating compressor blades acting on the air flowing through the blocking duct, which is at least partially adjustable and which by the additional inventive feature is characterized in that the blade adjustment means comprise a device which a complete or partial retraction of the blades from the connecting channel allowed.

Gcm.qß einer weiteren bevorzugten Ausführungsform der Erfindung ist weiterhin ein Strahltriel)".verk mit den grundsätzlichen erfindungsgemäßen Merkmalen vorgesehen, bei welchem in an sieh bekannter Weise eine treibend mit der Einrichtung zur Druckerhöhung verbundene Turbineilanlage und eine Raketenbrennkammer vorgesehen ist, deren Feuergase so ausgestoßen werden, daß sie beim Durchgang durch die Turbinenanlage hindurch expandieren, und welches durch das Erfindungsmerkmal gekennzeichnet ist, daß es eine Vorrichtung aufweist, mit deren Hilfe diu Triebverbindung zwischen Turbinenanlage und Druckerhöhungseinrichtung unterbrochen werden kann.Gcm.qß is a further preferred embodiment of the invention furthermore a beam triel) ". Verk with the basic features according to the invention provided in which, in a manner known per se, a driving with the facility Turbine system connected to increase pressure and a rocket combustion chamber provided whose fire gases are emitted in such a way that they pass through the turbine system expand through it, and which is characterized by the feature of the invention, that it has a device with the help of which the drive connection between the turbine system and pressure booster can be interrupted.

Eine weitere bevorzugte Ausführungsforrn der Erfindung sieht ein Strahltriebwerk mit den eingangs erwähnten grundsätzlichen Erfindungsmerkmalen vor. welches eine an sich bekannte, treibend mit der Einrichtung zur Druckerhöhung verbundene Turbinenanlage und eine Raketenbrennkammer aufweist, deren Feuergase durch die Turbinenanlage hindurch ausgestoßen werden, und welches durch das zusätzliche Erfindungsmerkmal gekennzeichnet ist, daß es einen die Turbinenanlage mit einer Niederdruckzolie verbindenden Überströmkanal und ein Ventil aufweist, mit dessen Hilfe dieser Überströrnkanal geöffnet oder geschlossen werden kann.Another preferred embodiment of the invention provides a jet engine with the basic features of the invention mentioned at the beginning. which one turbine system known per se, drivingly connected to the device for increasing pressure and a rocket combustion chamber whose fire gases pass through the turbine system are ejected, and which is characterized by the additional feature of the invention is that there is an overflow duct connecting the turbine system with a low-pressure zone and has a valve, with the help of which this overflow channel is opened or closed can be.

In der Trieb-verb#indung zwischen der Turbinenanlage und der Verdichterbeschaufelung kann gemäß einem weiteren Merkmal der Erfindung ein Freilauf angeordnet sein.In the drive connection between the turbine system and the compressor blades can be arranged according to a further feature of the invention, a freewheel.

Weitere bevorzugte Ausführungsformen der Erfindun g sehen die nachstehend kurz dargelegten Kombinationen der eingangs als grundsätzlich erwähnten Erfindungsmerkmale mit verschiedenen an sich bekannten Merkmalen vor, für die jedoch kein selbständiger Schutz beansprucht wird und bei welchen die Erfindung lediglich in ihrer Kombination mit den grundsätzlichen Erfindungsmerkmalen erblickt wird. Es handelt sich bei den an sich bekannten zusätzlichen Konstruktionsmerkmalen um folgende zusätzliche Kombinationselemente, bei welchen also ausdrücklich nur ihre Hinzufügung zu den grundsätzlichen Erfindungsmerkmalen als Erfindung angesehen wird: die Anordnung eines den Lufteinlaß und die Brennkammer parallel zum Verbindungskanal verbindenden Umgehungskanals sowie einer Einrichtung zur Regelung der durch diesen Umgehungskanal gehenden Luftströmung; die Anordnung eines derartigen Umgehurigskanals als zylindrischer Kanal, welcher den Verbindungskanal ringartig umgibt und die Bildung der Regeleinrichtung aus Elementen, die bei verschlossenem Zugang zum Umgehungskanal innerhalb der äußeren Verbindungskanalwandung liegen und bei offenem Zugang zum Umgellungskanal in die innerhalb desselben verlaufende Luftströmung hineinragen -, die Anordnung dieser Regelelemente in der Weise, daß sie den Verbindungskanal vom Lufteililaß absperren, sobald der Zugang zum Umgehungskanal geöffnet ist; die Anordnung einer treibend mit der Einrichtung zur Druckerhöhung verbundenen Turbinenanlage, eines regelbar beaufschlagbaren Luftverdichters und einer Verbrennungseinrichtung, welche verdichtete Luft voln Luftverdichter aufnimmt und heißes Arbeitsmedium an die Turbinenanlage liefert, und die Anordnung dieses Luftverdichters derart, daß er vom Verbindungskanal her regelb#ar mit Luft gespeist wird.Other preferred embodiments of the Erfindun g see the combinations, summarized below, at the outset as a principle mentioned invention features with various known features before, but no independent protection is claimed for and to which the invention is seen only in their combination with the basic inventive features. The additional design features known per se are the following additional combination elements, in which only their addition to the basic features of the invention is expressly regarded as an invention: the arrangement of a bypass channel connecting the air inlet and the combustion chamber parallel to the connecting channel and a device for regulating the air flow passing through this bypass passage; The arrangement of such a Umgehurigskanals as a cylindrical channel, which surrounds the connecting channel in a ring-like manner and the formation of the control device from elements which, when the access to the bypass channel is closed, lie within the outer connecting channel wall and, when the access to the Umgellungskanal is open, protrude into the air flow within it - the arrangement these control elements in such a way that they shut off the connecting duct from the air vent as soon as access to the bypass duct is open; the arrangement of a driving turbine system connected to the device for pressure increase, a controllably pressurized air compressor and a combustion device which absorbs compressed air voln air compressor and supplies hot working medium to the turbine system, and the arrangement of this air compressor in such a way that it can be regulated from the connecting duct Air is fed.

Hingegen werden folgende, weitere bevorzugteAusführungsformen der Erfindung kennzeichnende -Merkmale bzw. Merkmalskombinationen sowohl in Verbindung mit den grundsätzlichen Merkmalen des erfindungsgemäßen Strahltriebwerks als auch für sich als Erfindung beansprucht; die Anordnung einer an sich bekannten Regeleinrichtung in Verbindung mit einer Vorrichtung, mit deren Hilfe der Umgehungskanal verschlossen werden kann und mit deren Hilfe dieser Kanal so geöffnet werden kann, daß durch ihn hindurch parallel zu der durch den Verbindungskanal verlaufenden Strömung eine weitere Strömung verläuft; die Anordnung einer zurückziehbaren Statorschaufelreihe, deren Schaufeln verschwenkbar auf einer ringarti#gen Halterung angeordnet sind, wobei eine ringartige Stützwandung koaxial, jedoch in radialein Abstand innerhalb dieser Halterung angeordnet ist. die eine örtliche Begrenzung des VerbindunIgskanals darstellt und Ausnehmungen aufweist, durch welche diese Schaufeln hindurchragen und wcbei eine Vorrichtung vorgesehen ist, mit deren Hilfe die Halterung und die Wandung relativ zueinander um ihre gemeinsame Achse verdreht werden können; die Anordnung einer zurückziehbaren Rotorschaufelreihe, deren Schaufeln verschwenkbar auf einer ringartigen Halterung angeordnet sind, wobei eine ringartige Stätzwandung koaxial, jedoch in radialein Ab- stand außerhalb dieser Halterung angeordnet ist, die eine örtliche Begrenzung des Verbindungskanals darstellt und Ausnehmungen aufweist, durch welche die Schaufeln hindurchragen und wobei eine Vorrichtung vorgesehen ist, mit deren Hilfe die Halterung und di e Wandung relativ zueinander um ihre gemeinsame Achse verdreht werden können; die Anordnung eines an sich bekannten zweiten Verbindun gskanals, der eine Raketenbrennkammer über eine Turbinenanlage und eine Auslaßleitung mit einer Brennkammer verbindet, in welche von dem erstgenannten Verbindungskanal her Luft eingespeist wird, und die selbständig als Erfindung beanspruchte Anordnung von Düsen in diesem Verbindungskanal, durch welche in die Mischung aus Raketengas und Luft entweder Brennstoff oder ein Oxydationsmittel eingesprüht wird, und schließlich eine Änordnung' bei welcher der Lufteinlaß des Umgehungskanals getrennt von demjenigen des Verbindungskanals ist.On the other hand, the following features or combinations of features characterizing further preferred embodiments of the invention are claimed both in connection with the basic features of the jet engine according to the invention and as an invention per se; the arrangement of a control device known per se in connection with a device with the help of which the bypass channel can be closed and with the help of which this channel can be opened in such a way that a further flow runs through it parallel to the flow running through the connecting channel; the arrangement of a retractable stator blade row, the blades of which are pivotably arranged on a ring-like holder, an annular support wall being arranged coaxially, but at a radial distance within this holder. which represents a local delimitation of the connecting channel and has recesses through which these blades protrude and where a device is provided with the aid of which the holder and the wall can be rotated relative to one another about their common axis; the arrangement of a retractable rotor blade row, the blades are pivotably arranged on a ring-like holder, wherein a ring-like Stätzwandung coaxially However stand, in radialein waste is disposed outside this holder, which is a local limitation of the connecting channel and has recesses through which project the blades and wherein a device is provided with the aid of which the holder and the wall can be rotated relative to one another about their common axis; the arrangement of a known second connection channel, which connects a rocket combustion chamber via a turbine system and an outlet line with a combustion chamber into which air is fed from the first-mentioned connection channel, and the independently claimed arrangement of nozzles in this connection channel through which either fuel or an oxidizer is injected into the mixture of rocket gas and air, and finally an arrangement in which the air inlet of the bypass duct is separate from that of the connecting duct.

Die Erfindung wird nunmehr in ihren verschiedenen Ausführungsformen unter Bezug auf die Zeichnungen beispielsweise erläutert. Es stellen dar: Fig. 1 ein Halbschema, welches das äußere Aussehen eines Turbo-Raketentrieb--,verks nach der Erfindung sowie die Luft- und Gasströmuligswege in einem solchen Triebwerk wieder-ibt, Fig. 2 einen Halblängsschnitt eines Turbo-Raketentriebwerks nach der Erfindung, Fig. 3 eine Vorderansicht eines Teils der in Fig. 2 b gezeigten Schaufelverstellvorrichtung, Fig. 4 ein Halbschema einer abgewandelten Ausführungsform eines Turbo-Raketentriebwerks nach der Erfindung, Fit-, * 5 einen Halblängsschnitt eines Teils eines Turbo-Raketentriebwerks nach der Erfindung, Fig. 6 und 7 Einzelheiten der in Fig. 5 dargestellten Schaufelverstellvorrichtung, Fig. 8 eine Draufsicht auf das in Fig. 7 dargestellte zn 13 Einzelteil, Fig. 9 einen Halblängsschnitt eines Verdichters, welcher einen Teil eines erfindungsgemäßen Flugzeugtriebwerks bildet, Fig. 10 einen Querschnitt, der die Beschaufelung des Verdichters nach Fig. 9 in Betriebsstellung zeigt, Fig. 11 einen Querschnitt entsprechend Fig. 10, der die Verdichterbeschaufelung in Außerbetriebsstellung zeigt, Fig. 12 einen Halblängsschnitt eines Zweikreis-Strahltriebwerks gemäß der Erfindung, der die Vorrichtung zeigt, mit der die Lauf- und Leitschanfeln des Niederdruckverdichters in die Betriebs- und Ab- sperrstellung des Hauptgasturhinentriebwerks gebracht werden kann, Fig. 13 einen Teilschnitt eines Teils der in Fig. 12 gezeigten Schaufelverstellvorrichtung, Fig. 14 einen Teillängsschnitt, der schematisch eine abgewandelte Ausführungsform eines Zweikreis-Strahltriebwerks nach der Erfindung zeigt, und Fig. 15 einen Halbschnitt, der schematisch ein Zweikreis-Turbinenstrahltriebwerk nach der Eifindun,- zeigt.The invention will now be explained in its various embodiments with reference to the drawings, for example. The figures show: FIG. 1 a half-schematic which shows the external appearance of a turbo rocket engine according to the invention as well as the air and gas flow paths in such an engine invention, Fig. 3 is a front view of a part shown in Fig. 2 b Schaufelverstellvorrichtung, Fig illustrated. 4 a semi-schematic diagram of a modified embodiment of a turbo-rocket propulsion unit according to the invention, Fit, * 5 is a half longitudinal section of a portion of a turbo-rocket propulsion unit according to the invention 6 and 7 details of the blade adjustment device shown in FIG. 5 , FIG. 8 a top view of the zn 13 individual part shown in FIG. 7 , FIG. 9 a half longitudinal section of a compressor which forms part of an aircraft engine according to the invention, FIG. 10 a cross section showing the blades of the compressor according to FIG. 9 in the operating position, FIG. 11 a cross section corresponding to FIG. 10, de r the compressor blades in non-operating position, Fig. 12 shows a half longitudinal section of a two-circuit jet engine according to the invention, showing the apparatus with which the run and Leitschanfeln locking position of the low-pressure compressor in the operation and waste of Hauptgasturhinentriebwerks can be placed, Fig. 13 is a partial section of a portion in FIG. Schaufelverstellvorrichtung 12 shown, Fig. 14 is a partial longitudinal sectional view schematically showing a modified embodiment of a two-circuit jet engine according to the invention, and Fig. 15 is a half-sectional view schematically showing a bypass turbojet engine according to the Eifindun, - shows.

In Fig. 1 ist ein Turbo-Ra,1,zetentriebwerl, dargestellt, dessen Lufteinlaß 1 am linken Ende und dessen Laval-Schubdüse 2 mit veränderlichem Auslaßquerschnitt am rechten Ende angeordnet ist, wobei diese Teile miteinander durch einen ringförmigen Hauptgaskanal 3 verbunden sind. Die in den Hauptkanal 3 eintretende Luft wird zunächst durch einen Staueffekt und hierauf durch einen Kompressor 4 verdichtet. Die Luft strömt dann durch eine Staustrahlbrennkammer 5 hindurch, in welche eine Vorrichtung zum Verbrennen des Kraftstoffes eingebaut ist, zur Schubdüse 2. Der Verdichter 4 ist kraftschlüssig mit einer Turbine 6 verbunden, die in einem sekundären Kanal 7 angeordnet ist, durch welchen die durch die Verbrennung von Raketenbrennstoff in einer Raketenbrennkammer 8 erzeugten Gase mit hoher Geschwindigkeit abströmen. Nach der Entspannung in der Turbine 6 vermischen sich die Raketengase mit dem Luftstrom in dem 1-Ia,uptl<anal. Falls diese Gase noch viel unverbrannten Kraftstoff enthalten, brennen sie in der Staustrahlbrennkammer 5 weiter, bevor sie durch die Schubdüse hindurch als ein Schubstrahl in die Atmosphäre entlassen werden. 1 shows a Turbo-Ra, 1, zetentriebwerl, the air inlet 1 of which is arranged at the left end and the Laval thrust nozzle 2 with a variable outlet cross-section at the right end, these parts being connected to one another by an annular main gas duct 3 . The air entering the main duct 3 is first compressed by a damming effect and then by a compressor 4. The air then flows through a ramjet combustion chamber 5 , in which a device for burning the fuel is installed, to the thrust nozzle 2. The compressor 4 is positively connected to a turbine 6 which is arranged in a secondary channel 7 through which the through the Combustion of rocket fuel in a rocket combustion chamber 8 exhaust gases generated at high speed. After the expansion in the turbine 6 , the rocket gases mix with the air flow in the 1-Ia, uptl <anal. If these gases still contain a lot of unburned fuel, they continue to burn in the ram jet combustion chamber 5 before they are released into the atmosphere as a thrust jet through the thrust nozzle.

Wie aus der Fig. 2 ersichtlich ist, wird der Hauptkanal 3 des Turbo-Raketentriebwerks durch eine innere Wandung 9 und eine äußere Wandung 10 geführt. Der Kompressor 4 enthält eine Anzahl von Reihen von Leitschaufeln 11 für axialen Fluß auf den Schaufelschäften 12, welche einstellbar in der äußeren Wan dung des Kanals angebracht sind, ferner eine Anzahl von Reiben von Läuferschaufeln 13 für axialen Fluß auf den Schaufelschäften 14, welche in dem Läufer 15 des Kompressors einstellbar angebracht sind. jede dieser Schaufeln kann uni eine radiale Achse gedreht werden. um den Anstellwinkel der Kompressorbeschaufelung zu ändern.As can be seen from FIG. 2, the main duct 3 of the turbo rocket engine is guided through an inner wall 9 and an outer wall 10. The compressor 4 includes a number of rows of guide vanes 11 for axial flow on the vane shafts 12, which are adjustably mounted in the outer wall of the channel, further a number of rubbing vanes 13 for axial flow on the vane shafts 14, which in the Rotor 15 of the compressor are adjustably attached. each of these blades can be rotated on a radial axis. to change the angle of attack of the compressor blades.

Der Läufer des Kompressors besteht aus einer Anzahl von Rotorscheiben 16, die auf einer axialen Welle 17 befestigt sind und von denen jede aus zwei getrennten, genau zueinander passenden Hälften, die an ihrem Umfang miteinander verschraubt werden, zusammengesetzt ist. Die Fig. 3 zeigt einen Teilsektor einer typischen Rotorscheibe, zusammen mit Einzelheiten der Vorrichtung für das Drehen der Schaufeln. In dem Umfang der Scheiben befinden sich geeignete Ausbohrungen 18 zur Aufnahme der Schaufeln. An dem Schanfelschaft wird während dessen Bearbeitung ein Auflager 19 gebildet, und die Schaufeln werden dann getragen durch Kegelrollenlager 20, die sich zwischen der Auflagerfläche 19 und dem Schaufelschaft 14 befinden. Der untere Teil des Schaufelschaftes ist zu einem Ritzel 21 geformt, und die Zähne 22 der Ritzel kämmen mit den Zähnen 23 an Zahnstangen 24.. die sich in der Axialrichtung durch den Kompressorläufer hindurch erstrecken. Die relativen Abmessungen der Zähne 22 und 23 an Ritzel bzw. Zahnstange können für verschiedene Schaufelreihen verschieden sein, falls der Grad der Drehung für die gewünschte Änderung des Anstellwinkels verschieden sein sollte. Die Zahnstangen 24 für die Segelstellung der Schaufeln werden geführt in Schlitzen 25, welche in die Scheiben eingearbeitet sind. An einem Ende des vollständigen Läufers sind die Zahnstangen an einem Ring 26 befestigt, welcher auf einem Vorsprung 27 der vordersten Halbscheibe frei axial gleiten kann. Die Flansche28 an dem Ring 26 werden erfaßt durch eine Rolle 291 durch welche die axiale Bewegung eines Gleitstücks 30 auf den Ring übertragen wird, wodurch den Schaufeln über die Zalinstangen 24 und die Ritzel 21 eine Drehbewegung erteilt wird. Die Bewegung des Gleitstücks wird abgeleitet von einer sich drehenden Betätigungswelle 31, welche sich radial durch den Hauptkanal 3 hindurch erstreckt und an ihrem inneren Ende ein Ritzel 32 trägt, welches die Zahnstangenzähne 33 an dem Gleitstück 30 erfaßt.The rotor of the compressor consists of a number of rotor disks 16 which are fastened on an axial shaft 17 and each of which is composed of two separate halves that fit exactly together and are screwed together on their periphery. Figure 3 shows a subsector of a typical rotor disk, along with details of the apparatus for rotating the blades. In the circumference of the disks there are suitable bores 18 for receiving the blades. A bearing 19 is formed on the blade shank during its machining, and the blades are then supported by tapered roller bearings 20 which are located between the bearing surface 19 and the blade shank 14. The lower part of the blade shaft is shaped into a pinion 21, and the teeth 22 of the pinions mesh with the teeth 23 on racks 24 .. which extend in the axial direction through the compressor rotor. The relative dimensions of the teeth 22 and 23 on the pinion or rack can be different for different rows of blades, if the degree of rotation for the desired change in the angle of attack should be different. The toothed racks 24 for the feathering of the blades are guided in slots 25 which are machined into the disks. At one end of the complete rotor, the racks are attached to a ring 26 which can slide freely axially on a projection 27 of the foremost half-disk. The flanges 28 on the ring 26 are engaged by a roller 291 by which the axial movement of a slide 30 is transmitted to the ring, whereby the blades are given a rotary movement via the timing rods 24 and the pinions 21. The movement of the slide is derived from a rotating actuating shaft 31 which extends radially through the main channel 3 and at its inner end carries a pinion 32 which engages the rack teeth 33 on the slide 30 .

Eine entsprechende Anordnung für die Einstellung des Anstellwinkels der Kompressorleitschaufeln 11 umfaßt eine Anzahl von Ringen34, von denen jeder einer Reihe von Leitschaufeln zugeordnet ist, angebracht an der äußeren Wandung10 zwecks Drehung in einer Ebene, die zu der Kompressorachse senkrecht steht. jeder Leitschaufelschaft 12 ist an einen der Ringe angeschlossen durch einen Finger 35, welcher sich senkrecht zu der Drehachse der Schaufel erstreckt und in einen Schlitz 36 des Ringes eingreift. Die Ringe sind unter sich durch die Bunde 37 verbunden. Ein Zahnkranz 38 am Umfang des vordersten Kornpressorbundes 37 kämmt mit einem zweiten Ritzel 39 auf der Welle 31, deren Drehung die Drehung der Bunde und Ringe veranlaßt, wodurch die Finger 35 abgelenkt werden, um den Anstellwinkel der Beschanfelung zu ändern.A corresponding arrangement for adjusting the angle of attack of the compressor guide vanes 11 comprises a number of rings 34, each of which is associated with a row of guide vanes, mounted on the outer wall 10 for rotation in a plane which is perpendicular to the compressor axis. each vane shaft 12 is connected to one of the rings by a finger 35 which extends perpendicular to the axis of rotation of the vane and engages a slot 36 of the ring. The rings are connected to one another by the collars 37 . A ring gear 38 on the periphery of the foremost Kornpressorbundes 37 meshes with a second pinion 39 on the shaft 31, the rotation of which causes the rotation of the collars and rings, whereby the fingers 35 are deflected to change the angle of attack of the gauging.

Ein Zahnkranz 40 an dem letzten Bunde des entgegengesetzten Kompressorendes erfaßt ein Ritzel 41 an dem Ende einer Welle 42, welche sich radial einwärts quer durch den Hauptkanal stromabwärts des Kompressors erstreckt. Das andere Ende der Welle 42 trägt ein Ritzel 43. welches in eine Zahnstange 44 eingreift. Die letztere ist verbunden mit einem seginentartigen Urnfangsring45, welcher nach rückwärts geschoben werden kann, um den Auslaß des sekundären Kanals 7 zu verschließen.A ring gear 40 on the last collar of the opposite end of the compressor engages a pinion 41 at the end of a shaft 42 which extends radially inwardly across the main passage downstream of the compressor. The other end of the shaft 42 carries a pinion 43 which engages in a rack 44. The latter is connected to a segment-like circumferential ring 45 which can be pushed backwards in order to close the outlet of the secondary channel 7.

Stromabwärts von dem Auslaß des sekundären Kanals befindet sich in dem Hauptkanal die Staustrahlbrennkammer 5 mit den Flammenstabilisierungs-Prallblechen 46 und den Düsen, 47 für den Zutritt. des Kraftstoffes züi der Brennkammer.Downstream of the outlet of the secondary channel is the ramjet combustion chamber 5 with the flame stabilizing baffles 46 and the nozzles 47 for the access in the main channel. of the fuel to the combustion chamber.

Ein Steuergerät 96, angeschlossen an die Ventile 97 in den Kraftstoffzuleitungsrohren 98 und ebenso angeschlossen an eine Betätigungsvorrichtung 99 zur Drehung der Welle 31 der Schaufelsegelstellungsvorrichtun-, gestattet die Synchronisierung der Kraftstoffregelung und des Bringens der Schaufeln in die Segelstellung', so daß die Kraftstoffzufuhr zu der Raketenbrennkanimer gleichzeitig iiiit dem Drehen der Schaufeln in die Segelstellung aufhört.A control unit 96, connected to the valves 97 in the fuel supply pipes 98 and also connected to an actuator 99 for rotating the shaft 31 of the vane setting device, allows the fuel control and the setting of the vanes to be synchronized so that the fuel supply to the The rocket canister stops turning the blades into the sail position at the same time.

Beim Abflug und beim Steigen arbeitet das Triebwerl, nach dem oben beschriebenen Prinzip des Turbo#-Raketentriebwerks. Bei Reisegeschwindigkeiten jedoch und vorausgesetzt, daß die Luftgeschwindigkeit ausreicbendgroß ist, umeinen Stautrahlbetrieb zuzulassen, kann die Kraftstoffzufuhr zu der Raketenbrennkammer aufhören, der Auslaß des sekundären Kanals wird geschlossen. und das Triebwerk kann nach dem Staustrahlprinzip betrieben werden, wobei die gesamte Kraftstoffzufuhr über die Düsen zu der Staustrahlbrennkainmer erfolgt.When taking off and when climbing, the engine works according to the one above described principle of the Turbo # rocket engine. At cruising speeds, however and provided that the air velocity is large enough to allow jetting operation allow the fuel supply to the rocket combustion chamber to stop, the outlet of the secondary channel is closed. and the engine can operate according to the ramjet principle operated, with the entire fuel supply via the nozzles to the ramjet combustion chamber he follows.

Um Druckverluste in der durch den Kompressor strötinenden Luft zu vermeiden bzw. zu vermindern, wird die Beschaufelung in Seggelstellung gebracht. Da die Schaufeln normalerweise einen Drall aufweisen, haben die Schaufeln in der Segelstellung einen Anstellwinkel, welcher nahe dem mittleren Durchmesser dem Nullauftrieb entspricht, obwohl die Teile der Schaufeln einwärts und auswärts von dein mittleren Durchmesser einen positiven bzw. einen negativen Auftrieb haben werden. Bei Segelstellung der Schaufeln kommt der Läufer des Kompressors zur Ruhe.To reduce pressure losses in the air flowing through the compressor avoid or reduce, the blading is brought into sail position. Since the blades normally have a twist, the blades in the Sail position an angle of attack, which is close to the mean diameter of the zero lift corresponds though the parts of the blades inward and outward from your middle Diameter will have a positive or a negative lift. With feathered position the blades, the compressor rotor comes to rest.

Eine in der Fig. 4 dargestellte wahlweise Ausführungsform eines Turbo-Raketentriebwerks besteht aus einem ringförmigen Hauptkanal 48, gebildet zwischen einer inneren Wandung 49 und einer äußeren Wandung 50, einem Kompressor 51 im Hauptkanal zwecks Verdichtung der eintretenden Luft, einer Staustrahlbrennkammer 52 im Hauptkanal stromabwärts von dem Kompressor, Raketenbrennkammern 53, die so angeordnet sind, daß sie die Raketengase in den Hauptkanal abführen, und zwar über einen sekundären Kanal 54, in welchem eine Turbine 55 angeordnet ist, welche mit dem Kompressor kraftschlüssig verbunden ist, sowie einer Schubdüse 56 am Auslaßende des Hauptkanals, von der Form einer Laval-Düse, deren Durchgangsquerschnitt durch einen in der Axialrichtung gleitenden Zentralkörper 57 verändert werden kann. Parallel zu dem Hauptkanal verläuft ein Umlaufkanal 58 zwischen der äußeren Wandung 50 des Hauptkanals und dem Triebwerksgehäuse 59; dieser Umlaufkanal besitzt einen Einlaß 60 stromaufwärts und einen Auslaß 61 stromabwärts von dem Kompressor. Wie es die Fig. 5 in den Einzelheiten zeigt, ist der Einlaß zu dem Umlaufkanal 58 mit einem Klappenverschluß 62 versehen ' der mittels eines hydraulischen oder pneamatischen Windwerks 63 betäti-t wird. Ein ähnlicher Verschluß 64, durch ein gleiches Windwerk 65 betätigt, ist am Auslaß des Umlaufkanals vorgesehen.An optional embodiment of a turbo rocket engine shown in FIG. 4 consists of an annular main channel 48, formed between an inner wall 49 and an outer wall 50, a compressor 51 in the main channel for the purpose of compressing the incoming air, a ramjet combustion chamber 52 in the main channel downstream of the compressor, rocket combustion chambers 53, which are arranged so that they discharge the rocket gases into the main channel, via a secondary channel 54 in which a turbine 55 is arranged, which is positively connected to the compressor, and a thrust nozzle 56 at the outlet end of the main channel, in the form of a Laval nozzle, the passage cross section of which can be changed by a central body 57 sliding in the axial direction. A circulation channel 58 runs parallel to the main channel between the outer wall 50 of the main channel and the engine housing 59; this circulation passage has an inlet 60 upstream and an outlet 61 downstream of the compressor. As shown in FIG. 5 in detail, the inlet by means of a hydraulic or pneamatischen wind plant 63 Actuate the T is provided to the circulation channel 58 having a closure flap 62 '. A similar shutter 64, operated by a similar winch 65 , is provided at the outlet of the circulation channel.

Der Kompressor des Turbo-Raketentriebwerks, wie es in der Fig. 5 dargestellt ist, ist mit den Leitschaufeln 66 und den Lauf schaufeln 67 versehen, von denen alle um radiale Achsen drehbar sind, um den Kompressor in die Segelstellung zu bringen. Die Leitschaufeln 66, wie sie in den Einzelheiten in der Fig. 6 dargestellt sind, besitzen Schäfte 68, die in der äußeren Wandung des Kanals drehbar angebracht sind, und auf dieser Wand wiederum ist ein Ring 69 drehbar angebracht, dessen Drehung in einer Ebene senkrecht zu der Kompressorachse erfolgt, wobei der Ring geschlitzt ist, um die Finger 70 zu erfassen, welche aus den Schaufelschäften nach auswärts hervorstehen. Ein hydraulisches Windwerk 71 erteilt dem Ring eine ge- ringe Drehbewegung. Die Schaufeln 72 des Kompressor-Einlaßleitringes sind für sich gesondert durch die Finger 73 an einen ähnlichen Ring 74 angeschlossen, welcher innerhalb der inneren Wandung des Hauptkanals angebracht ist und durch ein besonderes Windwerk 75 betätigt wird.The compressor of the turbo rocket engine, as shown in Fig. 5 , is provided with guide vanes 66 and blades 67 , all of which are rotatable about radial axes in order to bring the compressor into the sail position. The guide vanes 66, as shown in detail in Fig. 6 , have shafts 68 which are rotatably mounted in the outer wall of the channel, and on this wall in turn a ring 69 is rotatably mounted, the rotation of which in a plane is perpendicular to the compressor axis with the ring slotted to capture fingers 70 protruding outwardly from the blade shafts. A hydraulic winch 71 granted an overall rotational movement of rings of the ring. The blades 72 of the compressor inlet guide ring are separately connected by the fingers 73 to a similar ring 74 which is attached within the inner wall of the main duct and is operated by a special winch 75 .

In ähnlicher Weise sind die Laufschaufeln 67, von denen eine in den Einzelheiten in den Fig. 7 und 8 dargestellt ist, drehbar in dem Läuferkörper des Kornpressors 76 angebracht, und die Finger 77, welche aus den Schaufelschäften 78 hervorstehen, greifen in die Schlitze 79 am Umfang der Rotorscheiben 80 ein, ,velch letztere sich längs der Achse des Kompressors innerhalb des Läuferkörpers bewegen können. Die Scheiben 80 sind untereinander durch eine Hohlwelle 81 verbunden, und ein mit der Hohlwelle über eine rotierende Kupplung 83 verbundenes hydraulisches oder pneumatisches Wind-werk 82 bewegt die Scheiben in der Axialrichtung vorwärts oder rückwärts, so daß die Schaufeln um einen kleinen Winkel in eine Segelstellung gebracht werden. Der Kompressor 51 wird angetrieben durch die Turbine 55 über eine Kupplung 84, zu welcher auch ein Untersetzungsgetriebe 85 sowie eine Freilaufvorrichtung 86 gehören (die Einzelheiten derselben bilden keinen Teil der vorliegenden Erfindung). Die Turbine 55 wird beaufschlagt durch die aus einer Anzahl von Raketenbrennkammern 53, die sich radial quer durch den Hauptkanal erstrecken, abströmenden Raketengase. Die an den Turbinenauslaß angeschlossenen Ab- gasrohre 87 führen die Gase in den Hauptkanal, und Zweigrohre 88, welche einen wahlweisen Auslaß für die Gase schaffen, sind an die Turbinenabgasrohre angeschlossen, erstrecken sich quer durch den Hauptkanal und enden außerhalb des Flugzeuges in einem Bereich niedrigen Druckes während des Fluges. Der Auslaß jedes Zweigrohres ist vorzugsweise mit einer Austrittsdüse des Laval-Typs versehen, 89. In den Turbinenabgasrohren sowie in den Zweigrohren sind die Ventile 90 bzw. 91 vorgesehen, um die Gasströmung ändern zu können. Neben dem Auslaß der Turbinenabgasrohre 87 ist der Hauptkanal als Staustrahlbrennkammer 52 ausgebildet, in. welcher die Prallbleche 92 angebracht sind, um eine Flammenstabilisierungszone zu bilden und um das Vermischen der Turbinenabgase mit dem Luftstrom zu bewirken. In dieser Zone sind auch die Düsen 93 für die gelegentliche Zufuhr von Kraf tstoff vorgesehen.Similarly, the blades 67, one of which is shown in detail in FIGS. 7 and 8 rotatably mounted in the rotor body of the Kornpressors 76, and the fingers 77 which protrude from the Schaufelschäften 78, engage in the slots 79 on the circumference of the rotor disks 80 ,, velch the latter can move along the axis of the compressor within the rotor body. The disks 80 are interconnected by a hollow shaft 81 , and a hydraulic or pneumatic winch 82 connected to the hollow shaft via a rotating coupling 83 moves the disks forwards or backwards in the axial direction so that the blades are at a small angle in a sail position to be brought. The compressor 51 is driven by the turbine 55 through a clutch 84 which also includes a reduction gear 85 and a freewheel device 86 (the details of which do not form part of the present invention). The turbine 55 is acted upon by the rocket gases flowing off from a number of rocket combustion chambers 53 which extend radially across the main duct. The devices connected to the turbine outlet exhaust gas pipes 87 lead the gases in the main channel, and branch pipes 88 which provide an optional outlet for the gases are connected to the turbine exhaust pipes, extend transversely through the main duct and terminate outside the aircraft in a region of low Pressure during flight. The outlet of each branch pipe is preferably provided with an outlet nozzle of the Laval type, 89. Valves 90 and 91 , respectively, are provided in the turbine exhaust pipes as well as in the branch pipes in order to be able to change the gas flow. In addition to the outlet of the turbine exhaust pipes 87 , the main duct is designed as a ram jet combustion chamber 52 in which the baffle plates 92 are attached in order to form a flame stabilization zone and to effect the mixing of the turbine exhaust gases with the air flow. In this zone the nozzles 93 are also provided for the occasional supply of fuel.

Wie im Falle des zuerst beschriebenen Turbo-Raketentriebwerks wird bei Erreichen einer gewissen Luftgeschwindigkeit die Kraftstoffzufuhr zu den Raketenbrennkammern eingestellt, und die gesamte Kraftstoffzufuhr erfolgt nunmehr über die Düsen 93 in den Hauptkanal zwecks Staustrahlbetriebes, gesteuert durch eine Reguliervcrrichtung 94. Um die Druckverluste in dem Kompressor herabzusetzen, wird der Umlaufkanal 58 geöffnet, damit die Luft vom Einlaß aus direkt zu der Staustrahlbrennkammer strömen kann. Außerdem kann die Kompressorbeschaufelung mittels einer Betätigungsvorrichtung 95, welche an das Windwerl, 82 angeschlossen ist und von der Reguliervorrichtung 94 aus gesteuert wird, in die Segelstellung gebracht werden.As in the case of the turbo rocket engine described first, the fuel supply to the rocket combustion chambers is stopped when a certain air speed is reached, and the entire fuel supply now takes place via the nozzles 93 into the main channel for the purpose of ramjet operation, controlled by a regulating device 94 to decrease, the circulation channel 58 is opened to allow the air from the inlet to flow directly to the ramjet combustion chamber. In addition, the compressor blades can be brought into the sail position by means of an actuating device 95 which is connected to the wind turbine 82 and is controlled by the regulating device 94.

Bei einer vereinfachten Form eines Turbo#-Raketentriebwerks" in welcher die Schaufeln nicht in Segelstellung gebracht werden können, läßt man den Läufer des Kompressors in dem verminderten Luftstrom frei drehen; infolge der Freilaufvorrichtung treten dann keine Strömungsverluste in der Turbine auf. Fehlt andererseits eine solche Freilaufvcirrichtung, dann können die Strömungsverluste in der Turbine vermindert werden, indem man die Ventile in den Turbinenabgasrohren schließt und die Ventile in den Zweigrohren öffnet, wodurch man das Innere der Turbine mit einem Bereich niederen Druckes verbindet und so ein Teilvakuum herbeiführt. Wahlweise können Mittel, beispielsweise in der Form einer Kupplung, vorgesehen werden, um die kraftschlüssige Verbindung zwischen Turbine und Kompressor zu lösen. Bei jeder der Ausführungsformen, in welchen sich der Kompressor im Luftstrom frei dreht, kann am Läufer Kraft zum Antrieb von Zubehörteilen abgenommen werden.In a simplified form of a Turbo # rocket engine "in which the blades cannot be brought into the feathered position, the rotor is left the compressor spinning freely in the reduced airflow; as a result of the freewheel device then no flow losses occur in the turbine. On the other hand, one is missing such a free-wheeling device, then the flow losses in the turbine can be reduced by closing the valves in the turbine exhaust pipes and the valves opens in the branch pipes, giving the inside of the turbine an area low pressure connects and thus brings about a partial vacuum. Optionally, means, for example in the form of a coupling, can be provided to the frictional Loosen the connection between the turbine and the compressor. In each of the embodiments, in which the compressor rotates freely in the air flow, force can be applied to the rotor Drive can be removed from accessories.

Bei einer abgeänderten Form eines Turbo-Raketentriebwerks, wie es für Fluggeschwindigkeiten im Hvperschallbereich geeignet ist (über 2,5 'Mach), wol:;#i in der einströmenden Luft eine erhebliche I--Titze erzeugt wird. können die den -\Terschluß des Umlaufkan'als bildenden Wandungselemente so gestaltet werden, daß der Hauptkanal stromabwärts derselben völlig geschlossen werden kann, wenn der Einlaß zum Umlaufkanal geöffnet ist. In einem so-Ichen Falle wird der gesamte Lufteintritt des Hauptkanals in den Umlaufkanal abgelenkt, und das Vorsehen einer einstellbaren Beschaufelung oder die Verwendung hitzebeständiger Werkstoffe im Kompresscr werden dadurch überflüssig. Beispielsweise kann der Verschluß die Form von Schöpfbechern annehmen, welche auf die Achse des Hauptkanals zu gleiten, und zwar aus Stellungen, in welchen sie einen Teil der äußeren Kanalwandung bilden, um den Einlaß zu dem Umlaufkanal freizugeben, oder wahlweise kann der Verschluß aus einem ebenen Ring bestehen, der längs der äußeren Wandung des Hauptkanals gleitet, um den erwähnten Einlaß abzuschließen oder freizugeben, oder der Verschluß kann auch, falls der Einlaß aus einer Anzahl von Öffnungen besteht, die rund um die äußere Wandung im Abstand voneinander angeordnet sind, und zwar in einer Ebene, die zu der Achse des Kanals senkrecht steht, eine Ringscheibe sein, welche sich in der erwähnten Ebene drehen kann und öffnungen im entsprechenden Abstand voneinander besitzt. Ein weiteres wahlweises oder zusätzliches Kennzeichen ist ein gesonderter Einlaß zu der Staustrahlb#rennlainmcr aus der Atmosphäre.In a modified form of a turbo-rocket engine as it is suitable for airspeeds in Hvperschallbereich (2.5 'Mach), wol:; # i in the incoming air a considerable I - is generated Titze. the wall elements forming the closure of the circulation channel can be designed in such a way that the main channel downstream of the same can be completely closed when the inlet to the circulation channel is open. In such a case, the entire air inlet of the main duct is diverted into the circulation duct, and the provision of adjustable blades or the use of heat-resistant materials in the compressor are thus superfluous. For example, the closure can take the form of scoops, which slide on the axis of the main channel, from positions in which they form part of the outer channel wall to open the inlet to the circulation channel, or alternatively the closure can be made of a planar Ring which slides along the outer wall of the main channel to close or open the inlet mentioned, or the closure can also, if the inlet consists of a number of openings spaced around the outer wall, namely in a plane which is perpendicular to the axis of the channel, an annular disk which can rotate in the mentioned plane and which has openings at a corresponding distance from one another. Another optional or additional feature is a separate inlet to the ramjet jet from the atmosphere.

In der Fig. 9 ist eine Kompressorform mit verstellbarer Beschaufelung dargestellt, anwendbar auf die oben beschriebenen Turbo-Raketentriebwerke oder auf sonstige Formen erfindungsgemäßer Strahltrieb-werke, mit den Leitschaufeln 100 und den Laufschaufeln 101, welche so angebracht sind, daß sie bei Gelegenheit wenigstens teilweise aus dem Kompresso-rItiftstrom zurückgezogen werden können. Die Kompressorleitschaufeln sind durch die Schäfte 102 mit Wurzelteilen 103 verbunden, welche ihrerseits drehbar angebracht sind in einem Zylinder 104, welcher die äußere Wandung 105 des Kompresso-rkanals 106 konzentrisch umgibt und um dieselbe gedreht werden kann. Die Leitschaufeln erstrecken sich quer durch den Kanal hindurch durch Schlitze 107 in der äußeren Wandung des Kanals und werden gehalten durch die Schultern bzw. Bunde 108 an den Schaufeln selbst, welche sich an die äußere Wandung des Kanals anlegen, wenn die Schaufeln sich in der in den Fig. 9 und 10 dargestellten Betriebslage befinden. An dem hinteren Ende des Zylinders 104 befindet sich ein Zahnkranz 109, der im Ein-"riff Cr steht mit einem Ritzel 110 auf einer radial ange ordneten Welle 111, welche durch eine Betätigungsvorrichtung 112 gedreht wird. Die Drehung der Welle verursacht eine Drehung des Zylinders gegenüber der äußeren Wandung des Kanals, wobei die Schaufeln durch die Schlitze hindurch aus der in der Fig. 10 dargestellten Betriebslagge in die in der Fig. 11 dargestellte außerbetriebliche Lage gezogen werden; hierbei befinden sich die Schaufeln zwischen dem Zylinder und der äußeren Wandung des Kanals. 9 shows a compressor form with adjustable blades, applicable to the turbo rocket engines described above or to other forms of jet engines according to the invention, with the guide vanes 100 and the rotor blades 101, which are attached so that they are at least partially can be withdrawn from the compressor stream. The compressor guide vanes are connected by the shafts 102 to root parts 103 , which in turn are rotatably mounted in a cylinder 104 which concentrically surrounds the outer wall 105 of the compressor duct 106 and can be rotated about the same. The guide vanes extend across the channel through slots 107 in the outer wall of the channel and are held in place by the shoulders 108 on the vanes themselves, which abut the outer wall of the passage when the vanes are in the in 9 and 10 are the operating position shown. At the rear end of the cylinder 104 is a ring gear 109 which meshes with a pinion 110 on a radially arranged shaft 111 which is rotated by an actuator 112. The rotation of the shaft causes the cylinder to rotate opposite the outer wall of the channel, the blades being pulled through the slots from the operating position shown in FIG. 10 into the non-operating position shown in FIG. 11 ; the blades are located between the cylinder and the outer wall of the channel .

Der Kompressorläuf er 112 besteht aus einer inneren Trommel 114, die konzentrisch innerhalb einer äußeren Trommel 115 angebracht ist. Die Laufschaufeln 101, welche die gleiche Form haben wie die Leitschaufeln, gehen durch Schlitze 116 in der äußeren Trorninel hindurch und haben Schäfte 117 mit den Wurzeln 118, die drehbar in der inneren Trommel 114 aligebracht sind. Die Laufschaufeln sind mit den Schultern bzw. Bunden 119 versehen, welche sich in der Betriebsstellung der Schaufeln an die äußere Trommel 115 anlegen. 'Es sind 'Mittel vorgesehen, um die innerie und die äußere Trommel gegeneinander zu verdrehen, dazu gehört ein Ring 120, der sich zwischen den Wandun-en der beiden Trommeln befindet und eine Anzahl von Armen 121 trägt, welche sich radial zu der Kom- )ressorachse erstrecken, wobei das radial äußere Ende edes Armes in einer Längsführungsnut 122 in der Vandung der äußeren Trommel gleitet, während das radial innere Ende jedes Armes in einem Schlitz 123 ,leitet, der sich in der Wandung der inneren Trommel >efindet, und zwar unter einem Winkel zu der Fühuii-Siiut 122. Der Ring 120 ist gelagert auf einer Anahl von Stangen 124, welche sich nach rückwärts lurch Öffnungen in der hinteren Stirnwaiid der äußeen Trommel 115 erstrecken und an ihren hinteren 'nden einen Flanschring 126 tragen. Eine an einem Heitstck 128 angebrachte Rolle 127 erfaßt den Zlanschring 126 und ist vorwärts und rückwärts bejeglich mittels eines Ritzels 129 auf der Welle 111, jelches mit einer Zahiistalige 130 an dem Gleitstück 28 kämmt. Die #-orwärts- oder Rückwärtsbewegung #.es Gleitstückes verursacht eine ähnliche Bewegung ',er Ringe 126 und 120. Infolge der relativen Drehung .er inneren und der äußeren Trommel des Kompresorläufers zueinander werden die Laufschaufeln zwichen der in den Fig. 9 und 10 dargestellten Betriebs-,ige und der in Fig. 11 dargestellten außerbetriebichen Lage bewegt.The compressor barrel 112 consists of an inner drum 114 which is mounted concentrically within an outer drum 115. The blades 101, which have the same shape as the guide vanes, pass through slots 116 in the outer drum and have shafts 117 with the roots 118 which are rotatably mounted in the inner drum 114. The rotor blades are provided with the shoulders or collars 119 , which rest against the outer drum 115 in the operating position of the blades. Means are provided to rotate the inner and outer drums against each other, including a ring 120 which is located between the walls of the two drums and carries a number of arms 121 which extend radially to the joint. ) ressor axis, the radially outer end of each arm slides in a longitudinal guide groove 122 in the wall of the outer drum, while the radially inner end of each arm in a slot 123 , which is in the wall of the inner drum> efinds, namely at an angle to the guide rail 122. The ring 120 is mounted on a number of rods 124 which extend rearwardly through openings in the rear end wall of the outer drum 115 and carry a flange ring 126 at their rear ends. A roller 127 attached to a Heitstck 128 engages the Zlanschring 126 and is forward and backward in each case by means of a pinion 129 on the shaft 111, which meshes with a Zahiistalige 130 on the slide 28. The illustrated # -orwärts- or backward movement # .es slider causes a similar movement, 'he will rings 126 and 120. Due to the relative rotation .he inner and outer drum of the Kompresorläufers each other, the blades zwichen in FIGS. 9 and 10 Operational, ige and the non-operational position shown in Fig. 11 moves.

Es können jedoch auch andere #-orrichtungen verjendet werden, um die Schaufeln zurückzuziehen; beipielsweise kann jede Schaufel so angebracht werden, ,aß sie in einer Öffnung in einer Stützwandung, glei-.-t und eine Wurzel in Form einer Gewindemutter hat, urch welche eine mit Gewinde versehene Stange hinurchgeht. Es wird dann durch die Drehung der ;tange die Schaufel aus der Luftströmung herausgeogen, und zwar in einer Richtung senkrecht zu der Zompressorachse. Wahlweise kann die Schaufel aber .uch fest an einem Ende einer Stange, die am anderen ,'nde mit einem Gewinde versehen ist, angebracht ;erden, wobei dann dieStange in einerRichtung senkecht zu der Kompressorachse bewegt werden kann. nd zwar durch die Drehung einer Mutter. Bei einer ;eiteren Alternative kann die Schaufel radial bewegt 7erden mittels eines in einem Zylinder gleitenden Kol-#ens, beispielsweise in der Form eines pneutnatischen Vindwerks, wobei dann die Schaufel zwecks ihrer 'ewegung entweder an dein Zylinder angebracht wer-.en kannund der Kolben gegenüber dem Kompressorinfer und den Kompressorleitringen feststeht, oder uch =gekehrt.However, other # devices can be used to manage the To withdraw shovels; For example, each shovel can be attached in such a way that , they ate in an opening in a retaining wall, gli -.- t and a root in the form has a threaded nut through which a threaded rod passes. It is then pulled out of the air flow by the rotation of the; tange, in a direction perpendicular to the compressor axis. Optionally, the But the shovel also firmly at one end of a pole, the other with one Threaded, in which case the rod is perpendicular in one direction can be moved to the compressor axis. nd by turning a nut. In another alternative, the blade can be moved radially by means of a Piston sliding in a cylinder, for example in the form of a pneumatic piston Vindwerk, with the blade either attached to your cylinder for the purpose of moving it can be attached and the piston opposite the compressor inferior and the compressor guide rings is certain, or uch = swept.

Während bei dem in der Fig. 9 dargestellten Kornressor Vorsorge getroffen wurde, eine Anzahl von ,auf- und Leitradschaufeln zurückzuziehen, kann es ei einer vereinfachten Ausführungsforin des Komressors genügen, nur eine einzige Schaufelreihe heruszuziehen, und zwar normalerweise die Leitradchaufelreihe am Auslaß des Kompressors, da der -rößte Druckverlust in den letzten stromabwärts ge-#genen Schaufelreihen auftritt. Wird diese Schaufeleihe stromabwärts von dem Kompressorläufer ange-Tdnet, dann können die Schaufeln entweder durch die anere oder die äußere Wandung des Kanals heraus-#ezogen werden. Wahlweise können einige, aber nicht Ile Schaufeln irgendeiner Reihe herausziehbar sein. )iejenigen Schaufeln, welche nicht herausziehbar sind, :önnen verstellbar eingerichtet werden, so. daß sie #,ährend des Staustrahlbetriebes in die Segelstellung gebracht werden können.While provision was made in the compressor shown in FIG. 9 to pull back a number of open and stator blades, in a simplified embodiment of the compressor it can suffice to pull out only a single row of blades, normally the row of stator blades at the outlet of the compressor, because the greatest pressure loss occurs in the last downstream opposite rows of blades. If this row of blades is pulled downstream of the compressor rotor, then the blades can be pulled out through either the other or the outer wall of the channel. Optionally, some but not Ile blades of any row may be retractable. ) Those blades that cannot be pulled out can be set up to be adjustable, see above. that they can be brought into the feathered position during ramjet operation.

Eine weitere Ausführungsform der vorliegenden E, r-#ridung, wie sie in Fig. 12 dargestellt ist, nimmt die Form eines Zweikreis-Strahltriebwerks an, mit einem Ziederdruckkompressor 135 in einem Hauptkanal 136, velcher die Luft sowohl zu einem Hauptstrahltriebverk 137 als auch in einen ringfönnigen Umlaufkanal 138, welcher das Haupttriebwerk umgibt, fördert. Der zentrale Teil des Zweikreis-Strahltriebwerks, welches in dem Haupttriebwerk aus einem Hochdruckkompresso#r 139, einer Brennkammer 140 und einer Hochdruckturbine 141, im Umlaufkanal aus einer Staustrahlkammer 142 besteht, ist hier nur in schematischer Form dargestellt, da diese Aggregate, für sich allein betrachtet, von üblicher Bauart sind.Another embodiment of the present invention, as shown in FIG. 12, takes the form of a two-circuit jet engine, with a low pressure compressor 135 in a main duct 136, velcher the air to both a main jet engine 137 and in an annular circulation channel 138, which surrounds the main engine, promotes. The central part of the two-circuit jet engine, which in the main engine consists of a high-pressure compressor 139, a combustion chamber 140 and a high-pressure turbine 141, and a ramjet chamber 142 in the circulation duct, is shown here only in schematic form, since these units stand alone considered, are of the usual design.

Der Niederdruckkompressor 135 -, welcher Luft sowohl zu dem Hauptstrahltriebwerk als auch in den Umlaufkanal fördert, hat im wesentlichen die gleiche Form wie der in den Fig. 2 und 3 dargestellte Kompressor, mit Leitschaufeln 11 und Laufschaufeln 13, die beide um eine radiale Achse in eine Segelstellung gedreht werden können. Die Laufschaufeln 13 werden gehalten in den zweiteiligen Scheiben 16 und werden gegenüber den letzteren verdreht durch die Zahnstangen 24, welche die in den Schäften 14 der Schaufeln gebildeten Ritzel 21 erfassen bzw. in dieselben eingreifen. Diese Zahnstangen sind befestigt an einem axial beweglichen Ring 26 am hinteren Ende des Läufers, wobei dieser Ring bewegt werden kann durch ein Gleitstück 30, welches eine Rolle 20 trägt, und diese ihrerseits erfaßt die Flansche 28 an dem Ring 26. Das Gleitstück 30 wird in der Axialrichtung bewegt durch eine Zahnstange 33, in welche ein Rit#zel 32 auf der Welle 31 eingreift. Eine Reihe von Ringen 34, die durch die Bunde 37 miteinander verbunden sind, befinden sich an der äußeren Wandung des Kanals, und die an den Schäften 12 der Leitschaufeln 11 befestigten Finger 35 greifen in Schlitze 36 in den Ringen ein. Ein am Umfang des hintersten Bundes gebildeter Zahnkranz 38 kämmt mit einem weiteren Ritzel 39 auf der Welle 31, so daß die Drehung der Welle eine Drehung der Ringe und infolgedessen die der Leitschaufeln verursacht. Die Welle 31 wird gedreht mittels einer Betätigungsvorrichtung 143, die von einer Reguliervorrichtung 144 aus gesteuert wird, so, daß eine gleichzeitige Drehung sowohl der Lauf- als auch der Leitschaufeln in die Seggelstellung zustande kommt. - Ebenso. werden durch die Welle 31 über ein geeignetes Getriebe die Einlaßverschlußklappen 145 an dem Einlaß des Hochdruckkonipressors 139 betätigt, wobei die Anordnung so getroffen wurde, daß die Drehung der Welle 31 nicht nur die Beschaufelung des Niederdruckkompressors in die Segelstellung bringt, sondern auch die Verschlußklappen so kippt, daß der Einlaß des Hochdruckkompressors abgesperrt ist.The low-pressure compressor 135 - which is air both promotes to the main jet engine as well as in the circulation passage, has substantially the same shape as the compressor shown in Figures 2 and 3, with the guide vanes 11 and rotor blades 13, both about a radial axis in. a feathered position can be turned. The rotor blades 13 are held in the two-part disks 16 and are rotated relative to the latter by the toothed racks 24, which grip the pinions 21 formed in the shafts 14 of the blades or engage in the same. These racks are attached to an axially movable ring 26 at the rear end of the runner, which ring can be moved by a slide 30 which carries a roller 20, which in turn engages the flanges 28 on the ring 26. The slide 30 is in moved in the axial direction by a toothed rack 33, in which a pin 32 on the shaft 31 engages. A series of rings 34 interconnected by collars 37 are on the outer wall of the duct and fingers 35 attached to shafts 12 of vanes 11 engage slots 36 in the rings. A ring gear 38 formed on the circumference of the rearmost collar meshes with a further pinion 39 on the shaft 31, so that the rotation of the shaft causes a rotation of the rings and consequently that of the guide vanes. The shaft 31 is rotated by means of an actuating device 143, which is controlled by a regulating device 144, so that a simultaneous rotation of both the rotor and the guide vanes into the sail position comes about. - Likewise. the inlet closure flaps 145 at the inlet of the high pressure compressor 139 are actuated by the shaft 31 via a suitable gear, the arrangement being made such that the rotation of the shaft 31 not only brings the blades of the low pressure compressor into the sail position, but also tilts the closure flaps that the inlet of the high pressure compressor is shut off.

Um nun zu dem Abgasende des Triebwerks überzugehen, so wird der Abgaskanal 147 des Haupttriebwerks bestimmt durch einen zentralen, Körper 148 sowie einen äußeren Konus 149. je nach den Vorgängen am Vorderteil des Triebwerks wird der zentrale Körper durch ein hydraulisches oder pneumatisches Windwerk 150 nach rückwärts geschoben, während der äußere Konus 149 durch ein Schneckengetriebe 151 nach vorn gezogen wird, so, daß der Auslaß des Haupttriebwerks abgesperrt wird. Man wird bernerken, daß der zentrale Körper 148 in die Ebene der abschließenden Düse 152 des Umlaufkanals hineinragen kann, so daß der Durchgangsqurschnitt am Auslaß des Umlaufkanals 138 auf den richtigen Wert für den Betrieb dieses Kanals als reines Staustrahltriebwerk eingestellt wird.In order to go over to the exhaust end of the engine, the exhaust duct 147 of the main engine is determined by a central body 148 and an outer cone 149. Depending on the processes at the front of the engine, the central body is reversed by a hydraulic or pneumatic winch 150 pushed while the outer cone 149 is pulled forward by a worm gear 151 so that the outlet of the main engine is shut off. It will be appreciated that the central body 148 may protrude into the plane of the terminal nozzle 152 of the circulation duct so that the passage cross section at the outlet of the circulation duct 138 is adjusted to the correct value for the operation of this duct as a pure ramjet engine.

In der Fig. 13, welche zusammen mit der Fig. 3 betrachtet werden soll, ist die Vorrichtung für die Drehung der Lauf schaufeln in den Einzelheiten dargestellt. Die Fig. 3 zeigt einen Sektor einer typischen Rotorscheibe 16, die Fig. 13 einen Axialschnitt der gleichen Scheibe. Die Rotorscheibe 16 besteht aus zwei getrennten, genau zueinander passenden Hälften, die am Umfang miteinander verschraubt sind. In dem Umfang der Scheiben befinden sich die Ausbohrungen 18 zur Aufnahme der Schaufeln. Während der Bearbeitung der Schaufelschäfte 14 wird ein Sitz für die Schaufellager 19 geformt, und die Schaufeln ruhen dann auf Kegelrollenlagern, die sich zwischen der Auflagerfläche und dem Schaufelschaft befinden. Der untere Teil des Schaufelschaftes ist züi einem Ritzel 21 geformt, dessen Zähne 22 in die Zahnstangen 24 eingreifen. Diese Zahnstangen, durch deren Bewegung die Schaufeln in die Segelstellung gebracht werden, werden geführt in Schlitzen 25, welche in die zweiteiligen Scheiben eingearbeitet sind. Am hinteren Ende der vollständigen Rotoranordnung sind die Zahnstangen 24 befestigt an dem Ring, welcher auf einem Vorsprung 27 der am Ende sitzenden Halbscheibe in der Axialrichtung frei gleiten kann. Die Flansche28 an diesem Ring 26 werden erfaßt durch eine Rolle 29, durch welche die axiale Bewegung des Gleitstücks 30 auf den Ring26 übertragen wird, um eine Drehbe-wegung der Laufschaufeln zustande zu bringen.In Fig. 13, which is to be considered together with Fig. 3 , the device for the rotation of the blades is shown in detail. FIG. 3 shows a sector of a typical rotor disk 16, FIG. 13 shows an axial section of the same disk. The rotor disk 16 consists of two separate halves that fit exactly to one another and are screwed to one another on the circumference. The bores 18 for receiving the blades are located in the circumference of the disks. During the machining of the blade shafts 14, a seat is formed for the blade bearings 19 , and the blades then rest on tapered roller bearings which are located between the bearing surface and the blade shaft. The lower part of the blade shaft is shaped for a pinion 21, the teeth 22 of which mesh with the racks 24. These racks, through the movement of which the blades are brought into the sail position, are guided in slots 25 which are machined into the two-part disks. At the rear end of the complete rotor arrangement, the racks 24 are attached to the ring, which can slide freely in the axial direction on a projection 27 of the half-disk seated at the end. The flanges 28 on this ring 26 are gripped by a roller 29 through which the axial movement of the slider 30 is transmitted to the ring 26 in order to bring about a rotary movement of the rotor blades.

Beim Abflug oder beim Steigen kann diese Ausführungsform in der bekannten Zweikreis-Betriebsweise arbeiten. Sobald jedoch eine bestimmte Fluggeschwindigkeit erreicht ist, beispielsweise die Reisegeschwindigkeit, dann kann man das Triebwerk auf den Staustrahltrieb umstellen. Demzufolge werden durch die Reguliervorrichtung 144 über die Betätigungsvorrichtungen 143 sowie 153 bis 156 die Schaufeln 11 und 13 des Kompressors in die Segelstellung gebracht, die Kraftstoffzufuhr zu der Hauptbrennkammer 140 wird abgesperrt, um den Betrieb des zentral gelegenen Triebwerks zu beenden, der Einlaß zum Hauptkompressor wird geschlossen, die Hauptwelle wird abgebremst, der Turbinenauspuff wird geschlossen, und die Lage des äußeren Konus der Schubdüse wird auf die erhöhte Gasströmung in dem Umlaufkanal eingestellt-Die in den Triebwerkeinlaß durch Stauwirkung eintretende Luft strömt dann um die in Segelstellung gebrachten Schaufeln des XJmlaufko#mpresso#rs herum und tritt in die Umlaufbrennkammer 142 ein, in welcher Kraftstoff verbrannt wird, so daß die Temperatur der Luft zunimmt. Die heißen Verbrennungsprodukte verlassen das Triebwerk durch die Schubdüse in Form eines Schubstrahls hoher Geschwindigkeit.When taking off or climbing, this embodiment can work in the known two-circuit mode. However, as soon as a certain airspeed is reached, for example cruising speed, the engine can be switched to the ramjet. Accordingly, the blades 11 and 13 of the compressor are brought into the sail position by the regulating device 144 via the actuating devices 143 and 153 to 156 , the fuel supply to the main combustion chamber 140 is shut off in order to stop the operation of the centrally located engine which becomes the inlet to the main compressor closed, the main shaft is braked, the turbine exhaust is closed, and the position of the outer cone of the thrust nozzle is adjusted to the increased gas flow in the circulation duct - the air entering the engine inlet by means of a damming effect then flows around the blades of the XJmlaufko # mpresso, which have been brought into the sail position #rs around and enters the circulating combustion chamber 142 in which fuel is burned so that the temperature of the air rises. The hot combustion products leave the engine through the thrust nozzle in the form of a high-speed thrust jet.

Bei einer in der Fig. 14 dargestellten wahlweisen Ausführungsform eines Zweikreis-Strahltriebwerks mit einem Hauptkanal 160, einem Haupttriebwerk 161 und einem das Haupttriebwerk umgebenden Umlaufkanal 162 ist ein Niederdruckkompressor 163 in dem Hauptkanal versehen mit den verstellbaren Schaufeln 164 und 165, welche die Form hab#en können, wie sie in den Einzelheiten entweder in Fig. 2 und 3 oder in den Fig. 5 bis 8 dargestellt ist. Außerdem befindet sich ein Umlaufkanal 166 zwischen der äußeren Wandun-167 des Hauptkanals und einem Triebwerksgehäuse 168. Dieser Kanal 166 ist mit den Einlaß- und Auslaßverschlüssen 169 bzw. 170 versehen, welche die Form haben, wie sie in den Einzelheiten in Fig. 5 dargestellt ist, oder die dort beschriebenen wahlweisen Formen haben können. Der Umlaufkanal 162 enthält eine Staustrahlbrennkammer 171; am Abgasende des Triebwerks sitzt die Schubdüse 172 von der in der Fig. 14 dargestellten Form.In an optional embodiment of a two-circuit jet engine shown in FIG. 14 with a main duct 160, a main engine 161 and a circulation duct 162 surrounding the main engine, a low-pressure compressor 163 is provided in the main duct with adjustable blades 164 and 165, which have the shape s can, as shown in detail either in FIG. 2 and 3 or Figs. 5 to 8. In addition, there is a circulation channel 166 between the outer Wandun-167 of the main channel and an engine casing 168. This channel 166 is provided with the inlet and Auslaßverschlüssen 169 or 170, which have the shape as shown in detail in Fig. 5 is, or can have the optional forms described therein. The circulation channel 162 includes a ramjet combustion chamber 171; The thrust nozzle 172 of the shape shown in FIG. 14 is seated at the exhaust end of the engine.

Beim Abflug ist der Umlaufkanal 166 geschlossen, und das Triebwerk wird in der normalen Zweikreis-Betriebsweise in Betrieb gehalten. Bei Luftgesch-windigkeiten, die ausreichen, um einen Staustrahlbetrieb zu ermöglichen, kann das Triebwerk zu einem Staustrahltriehwerk umgewandelt werden, wobei das Haupttriebwerk stillgesetzt wird oder leer mitläuft und ferner der Umlaufkanal geöffnet wird, um einen wahlweisen Weg für die Luft von dem Einlaß in die Staustrahlbrennkammer, welcher dann die Haupt-oder auch die ganze Kraftstoffzufuhr zugeleitet wird, vorzusehen.During take-off, the circulation duct 166 is closed and the engine is kept in operation in the normal two-circuit mode. At air velocities that are sufficient to enable ramjet operation, the engine can be converted to a ramjet engine, with the main engine shut down or idling, and the circulation duct being opened to provide an optional path for the air from the inlet to the Provide ram jet combustion chamber, to which the main or the entire fuel supply is then fed.

Während des Staustrahlbetriebes werden alle möglichen Gaswege durch das Triebwerk verwendet, weshalb der Gasweg durch das Haupttrieh-werk: hindurch offen gehalten werden kann. Außerdem kann ein getrennter Lufteinlaß aus der Atmosphäre, welcher direkt in den Urnlanfkanal ausmündet, vorgesehen werden.During the ramjet operation, all possible gas paths are through the engine uses, which is why the gas path through the main engine: through can be kept open. In addition, a separate air inlet from the atmosphere, which opens directly into the Urnlanfkanal.

Bei einer Modifikation dieser Ausführungsform kann der Niederdruckkompressor mit einer einziehbaren Beschaufelung in der in den Fig. 9 bis 11 dargestellten Form versehen werden.In a modification of this embodiment, the low-pressure compressor can with a retractable blades in the are provided in FIGS. 9 to 11 illustrated form.

Bei einer weiteren Modifikation können Mittel vorgesehen werden, um einen Teil der Luftströmung in dem Umlaufkanal direkt in die Brennkammer bzw. in die Brennkammern des Haupttrieb-,verks abzulenken. Beispielsweise kann die innere Wandung des Umlaufkanals in der Nähe bzw. neben der Haupttriebwerksbrennkammer bzw. Brennkammern mit Öffnungen versehen sein, um einen Weg für die Luft aus dem Umlaufkana;l in den Strom der Verbrennungsluft für das Haupttriebwerk vorzusehen, wobei Mittel vorgesehen sind, um die betreffenden Öffnungen zu öffnen oder zu schließen; diese Mittel können die Form von Verschlüssen annehmen, wie sie oben beschrieben wurden.In a further modification, means can be provided to part of the air flow in the circulation channel directly into the combustion chamber or in divert the combustion chambers of the main engine, verks. For example, the inner Wall of the circulation duct near or next to the main engine combustion chamber or Combustion chambers may be provided with openings to provide a path for air from the circulation duct; l to provide in the flow of combustion air for the main engine, means are provided to open or close the relevant openings; these Means can take the form of closures as described above.

Fig. 15 zeigt ein Zweikreis-Turbinenstrahltriebwerk gemäß der vorliegenden Erfindung mit Gebläse, bestehend aus einem Hauptkanal 175, in welchem sich das Haupttriebwerk 176 befindet, sowie einem ringförmigen äußeren Kanal 177, welcher den hinteren Teil des Haupttriebwerks umgibt und eine Staustrahlbrennkammer 178 enthält. Ein Gebläse in dem äußeren Kanal umfaßt eine Leitbeschaufelung 179, welche mit einer Reihe von Laufschaufeln 180 zusammenarbeitet; die letzteren sitzen auf einer Turbine 181 im Haupttriebwerk und werden daher von der letzteren direkt angetrieben. Die Leitschaufeln 179 des Gebläses sind verstellbar angebracht, und zwar in der in Fig. 2 oder 6 dargestellten Weise. Ein Umlaufkanal 182 verläuft parallel zu dem äußeren Kanal zwischen der äußeren Wandung 183 des äußeren Kanals und einem Gehäuse 184, wie in der oben beschriebenen Ausf ührungsform. 15 shows a two-circuit turbine jet engine according to the present invention with a fan, consisting of a main duct 175, in which the main engine 176 is located, and an annular outer duct 177, which surrounds the rear part of the main engine and contains a ramjet combustion chamber 178. A fan in the outer duct includes guide vanes 179 which cooperate with a series of blades 180 ; the latter sit on a turbine 181 in the main engine and are therefore driven directly by the latter. The guide vanes 179 of the fan are adjustably mounted in the manner shown in FIG. 2 or 6. A circulation channel 182 runs parallel to the outer channel between the outer wall 183 of the outer channel and a housing 184, as in the embodiment described above.

Wenn das Zweikreis-Turbinenstrahltriebwerk mit Gebläse vom normalen Betrieb auf Staustr#ahlbetrieb umgestellt wird, setzt man das Haupttriebwerk still oder läßt es leer mitlaufen, die Leitbeschaufelung des Gebläses wird in Segelstellung gebracht, und der Um -laufkanal wird geöffnet, um eine maximale Luftströmung in die Staustrahlbrennkammer zu leiten, aus welcher hernach der Haupt- oder alleinige Gasstrom für den Vortrieb abgeleitet wird.If the two-circuit turbine jet engine with blower from the normal Operation is switched to traffic jam operation, the main engine is shut down or let it run along empty, the guide vanes of the blower is in the feathered position and the circulation duct is opened to allow maximum air flow in to direct the ramjet combustion chamber, from which afterwards the main or sole Gas flow for propulsion is derived.

Bei jedem der oben beschriebenen Staustrahltriebwerke, falls dieselben im Stattstrahlbetrieb. arbeiten, kann der Durchgangsquerschnitt für den Lufteinlaß einstellbar sein, um die zugelassene Luftmenge zu ändern, beispielsweise mittels eines in der "#1,xialrichtung gleitenden Eintrittskonus, welcher mit einem eingeschnürten Teil der äußeren Wandung des Hauptkanals zusammenarbeitet.Any of the ramjets described above, if the same in the instead of beam mode. can work, the passage cross-section for the air inlet be adjustable to change the amount of air allowed, for example by means of one in the "# 1, xialrichtung sliding entry cone, which is constricted with a Part of the outer wall of the main channel cooperates.

Man sieht, daß die zahlreichen oben beschriebenen Kennzeichen in verschiedener Weise miteinander kombiniert werden können, um sehr viele weitere alternative Ausführungsformen von Strahltriehwerken, alle irn Rahmen der vorliegenden Erfindung, zu erhalten.It can be seen that the numerous characteristics described above in different Ways can be combined to create a lot more alternative Embodiments from jet thrusters, all within the scope of the present invention.

Claims

PATFNTANSPROCHE-1. Jet engine in which an air inlet is connected to a combustion chamber via a connecting duct and in which a device for increasing the pressure of the air flowing from the air inlet to the combustion chamber is provided within this connecting duct, characterized by means (e.g. 22, 23, 24; Fig. 3 or 117, 118; Fig. 11), with the help of which the device (e.g. 4 # Fig. 1) for increasing pressure can be made ineffective when the engine continues to operate.

2. Jet engine according to claim 1, in which the device for increasing the pressure consists in a rotating compressor blading which acts on the air flowing through the connecting duct and which is at least partially adjustable, characterized in that the blade adjusting means comprises a device (e.g. 103, 104; Fig. 10) . which allows a complete or partial retraction of the blading from the prevention channel (e.g. 3; FIG. 1) . 3. Jet engine according to claim 1, in which a driving turbine system connected to the device for pressure increase and a rocket combustion chamber are provided, the fire gases of which are ejected so that they expand when passing through the turbine system, characterized by a device by means of which the drive connection between the turbine system (e.g. 55; Fig. 5) and pressure increasing device (e.g. 67, Fig. 5) can be interrupted. 4. Jet engine according to claim 1, in which a turbine system drivingly connected to the device for pressure increase and a rocket combustion chamber are provided, the fire gases of which are ejected through the turbine system, characterized by a turbine system (e.g. 55, Fig. 5) with a low pressure zone, e.g. B. free atmosphere or part of an aircraft wing surface that is exposed to negative pressure during flight, connecting overflow channel (z. B. 88; Fig. 5) and through a valve (z. B. 91 ## Fig. 5), with its Help this overflow channel can be opened or closed. 5. Jet engine according to claim 3, characterized in that in the drive connection between the turbine system (e.g. 55; Fig. 5) and the compressor blades (e.g. 67; Fig. 5) a freewheel (e.g. 85 ; Fig. 5 *) is arranged. 6. Jet engine according to claim 1, characterized by a bypass channel connecting the air inlet and the combustion chamber parallel to the connecting channel (e.g. 58; Fig. 5) and by a device (e.g. 62; Fig. 5) for regulating the through this Um.-eliun, -, Izanal air current going. 7. Jet engine according to claim 6, characterized in that the cylindrical bypass channel I (e.g. 58: Fig. 5) surrounds the connecting channel in a ring-like manner and that the control device consists of b elements (e.g. 62, Fig . 5) , which with ver-ZD schlz ssenein zu # -long to the bypass channel are within the i- * ttißereii connecting channel wall- (e.g. 50 # Fill-. 5) and with open access to the surrounding channel in the inside protrude into the air flow running at 2. B. Z, 8. Jet engine according to claim 7, characterized in that the control elements (z. B. 62; Fig. 5) shut off the connecting duct from the air inlet as soon as the access to the bypass duct is open. 9. Jet engine according to claim 6, characterized in that the control device has a device with the aid of which the bypass channel can be closed and with the help of which this channel can be opened so that a further flow through it parallel to the flow running through the connecting channel Current runs. 10. Jet engine according to claim 2, characterized in that the blades of a retractable stator blade row (e.g. 100; Fig. 9) are arranged pivotably on a ring-like holder (e.g. 104; Fig. 10) , an I ring-like Support wall is arranged coaxially, but at a radial distance within this holder, which represents a local delimitation of the connection channel and has recesses through which the blades protrude, and wherein a device (e.g. 104; FIG. 10) is provided is, with the help of which the holder and the wall can be rotated relative to each other about their common axis. 11. Jet engine according to claim 2, characterized in that the blades (e.g. 101; Fig. 10) of a retractable Roto, rschaufe-I row are arranged pivotably on a ring-like holder (e.g. 114; Fig. 10) , a ring-like support wall (e.g. 115; FIG. 10) being arranged coaxially, but at a radial distance outside of this holder, which constitutes a local delimitation of the connecting channel and has recesses through which the blades protrude, and where a device I ( e.g. 120; Fig. 10) is provided, with the aid of which the holder and the wall can be rotated relative to one another about their common axis. 12. Jet engine according to claim 1, with a second connection channel which connects a rocket combustion chamber via a turbine system and an outlet line with a combustion chamber into which air is fed from the first-mentioned connection channel, characterized in that nozzles (e.g. 47; Fig. 2), through which either fuel or an oxidizing agent is sprayed into the mixture of rocket gas and air. 13. The jet engine according to claim 1, characterized by an impulsive (eg. 13.; Figure 12) with the means turbine system connected to increase the pressure (e.g., 141; Fig. 12.), For an adjustable pressurizable air compressor (B.. 139; Fig. 12) and an incineration device (e.g. 140; Fig. 12) which absorbs compressed air from the air compressor and supplies hot working medium to the turbine system. 14. Jet engine according to claim 13, characterized in that the air compressor is fed controllably with air from your # 'connection channel. 15. Jet engine according to claim 6, characterized in that the air inlet of the surrounding duct is separate from that of the connecting duct.