DE1085720B

DE1085720B - Jet engine

Info

Publication number: DE1085720B
Application number: DEN10539A
Authority: DE
Inventors: Arnold William Morley; Alfred Robert Mortimer; Alan Leslie Davies
Original assignee: D Napier and Son Ltd
Current assignee: Napier Turbochargers Ltd
Priority date: 1954-04-27
Filing date: 1955-04-21
Publication date: 1960-07-21

Description

Strahltriebwerk Die Erfindung bezieht sich auf Strahltriebwerke mit Brennkraftturbinen für Flugzeuge oder Geschosse. Bei solchen Triebwerken findet ein Verdichter mit axialein Ein- und Auslaß Anwendung, der mit dem Einlaßende einer oder mehrerer Brennkammern verbunden ist, deren Ausl -aß mit dem Düsenring od. dgl. einer mit dem Verdichter gleichachsig angeordneten Axialturbine in Verbindung steht. Die Läufer der Turbine und des Verdichters sind hierbei unmitte lbar miteinander verbunden. Die Verbrennungsgase werden nach dem Durchgang durch die Turbine mittels einer Rückstoßdüse ausgestoßen.Jet engine The invention relates to jet engines with Internal combustion turbines for airplanes or projectiles. In such engines takes place a compressor with an axial inlet and outlet application, which is connected to the inlet end of a or several combustion chambers are connected, the outlet of which with the nozzle ring or the like. is connected to an axial turbine arranged coaxially with the compressor. The rotors of the turbine and the compressor are in this case directly connected to one another tied together. The combustion gases are by means of after passing through the turbine a thrust nozzle.

Es sind Strahltriebwerke dieser Art bekannt, bei denen ein äxial durchströmter Luftverdichter vorgesehen ist, der ein Verdichtergehäuse und zwei je einen einzelnen Kranz von Laufschaufeln aufweisende Läufer enthält. Diese laufen im Gehäuse gegensinnig um 'und bilden einen zweistufigen Überschallverdichter. Ferner enthalten diese Triebwerke wenigstens eine Brennkammer, der von diesem Verdichter Luft und durch andere Mittel Brennstoff zugeführt wird, sowie eine zweistufige Turbine, die mit Verbrennungsprodukten aus der Brennkammer (oder den B rennkammern) gespeist wird und zwei gegensinnig umlaufende, unmittelbar mit je einem Läufer der Verdichter gekuppelte Läufer enthält. Schließlich sind diese Strahltriebwerke mit einem an die Turbine angeschlossenen und in einer festen Rückstoßdüse endendem Gas-Auslaßkanal versehen.Jet engines of this type are known in which an axial flow air compressor is provided which contains a compressor housing and two rotors each having a single ring of rotor blades. These run in opposite directions in the housing and form a two-stage supersonic compressor. Furthermore, these engines contain at least one combustion chamber, which is supplied with air from this compressor and fuel by other means, as well as a two-stage turbine, which is fed with combustion products from the combustion chamber (or combustion chambers) and two rotating in opposite directions, each with a rotor the compressor contains coupled rotors. Finally, these jet engines are provided with a gas outlet channel connected to the turbine and ending in a fixed thrust nozzle.

Nach der Erfindung ist ein solches Strahltriebwerk mit einer Rückstoßdüse der an sich bekannten, konvergent-divergenten Form und einer abwerfbaren Ansatzdüse mit einem, an sich bekannten, konvergenten Teil versehen, die die Gase von der festen Düse aufnimmt und an ihrem rückwärtigen Ende eine Rückstoßdüse besitzt, und des weiteren mit einer lösbaren, die Ansatzdüse an der festen Düse befestigenden Verbindung sowie mit Abwerfmitteln zum Trennen der lösbaren Verbindung ausgestattet; das Strahltriebwerk besitzt ferner eine die Abwerfinittel betätigende und die Ansatzdüse beim Erreichen eines bes timmten Atmosphärendrucks abwerfende Steuereinrichtung mit einem auf den Druck der umgebenden Luft ansprechenden Glied und ein stopfenartiges, innerhalb der festen Düse angebrachtes Organ, außerdem eine von der Ansatzdüse getragene, das stopfenartige Organ vom engsten Teil der festen Düse fernhaltende Vorrichtuner und schließlich eine Feder od. dgl., die das stopfenartige Organ selbsttätig in den engsten Teil-der festen Düse befördert und deren freien Querschnitt verringert, sobald die Ansatzdüse abgeworfen ist.According to the invention, such a jet engine is provided with a thrust nozzle the known, convergent-divergent shape and a throwable nozzle provided with a convergent part known per se, which separates the gases from the solid Receives nozzle and has a thrust nozzle at its rear end, and des another with a detachable connection that attaches the nozzle to the fixed nozzle and equipped with release means for separating the releasable connection; the jet engine also has a nozzle that actuates the ejector and the nozzle when it is reached a certain atmospheric pressure throwing off control device with a on the Pressure of the surrounding air-responsive limb and a plug-like, within organ attached to the fixed nozzle, as well as one carried by the attachment nozzle, Devices keeping the plug-like organ away from the narrowest part of the fixed nozzle and finally a spring or the like, which the plug-like organ automatically in conveys the narrowest part of the fixed nozzle and reduces its free cross-section, as soon as the nozzle is thrown off.

Hier sei bemerkt, daß ein Strahltriebwerk mit einer konvergent-divergenten Hauptdüse an sich bekamit ist. Das bekannte Triebwerk aber enthält außer dieser Hauptdüse keine abwerfbare Ansatzdüse und daher auch weder Mittel zum Abwerfen einer Ansatzdüse noch eine Vorrichtung zum Verringern des Hauptdüsenquerschnitts nach dem Abwurf. Des weiteren ist es an sich bekannt, innerhalb fester Düsen voil konvergent-divergenter Form zur Regelung des Abgasstroines ein stopfenartiges, axial verschiehbares Organ anzubringen.It should be noted here that a jet engine with a convergent-divergent Main jet itself is got. But the well-known engine also contains this Main nozzle not a throwable nozzle and therefore neither means for throwing one Attachment nozzle still a device for reducing the main nozzle cross-section the drop. Furthermore, it is known per se to be more convergent-divergent within fixed nozzles Form for regulating the exhaust gas routine, a plug-like, axially displaceable organ to attach.

Die Erfindung bietet den bekannten Strahltriebwerken gegenüber die Möglichkeit, Brennstoff für das »Wiederaufheizen« in die _TIaupt- und/oder in die Ansatzdüse einzuspritzen, sofern letztere mit der Hauptdüse verbunden. ist. Andererseits sind die Befestigungsmittel für die - Ansatzdüse lösbar, um letztere freizugeben, sobald während des Fluges be- stimmte Flugbedingungen err ' eicht worden sind.In contrast to the known jet engines, the invention offers the possibility of injecting fuel for "reheating" into the main nozzle and / or into the attachment nozzle, provided the latter is connected to the main nozzle. is. On the other hand, the fastening means for the are - flap nozzle releasable to release the latter once have been calibrates while flying certain flight conditions err '.

Unter »Wiederaufheizen#< ist wie üblich das Einspritzen von Brennstoff in das zur Düse strömende Gas zu verstehen, so daß der Brennstoff zusammen mit der noch unverbrauchten Luft verbrennt, die zusammen mit den Brenngasen aus der Turbine austritt; auf diese Weise werden die Menge und die Geschwindigkeit der aus der Düse austretenden Gase vergrößert.As usual, fuel is injected under »Reheating # < to understand in the gas flowing to the nozzle, so that the fuel together with the The still unused air burns together with the fuel gases from the turbine exit; This way the amount and the speed of the out of the nozzle escaping gases enlarged.

Bekanntlich ist das genaueEinhalten der theoretisch zu forder * nden Betriebsbedingungen bei solchen Strahltriehwerken von besonderer- Bedeutung. Daher stellt es einen Vorteil der Eifindung gegenüber den bekannten Strahltrieb#,verl#:cn dar, daß es mit den angegebenen Mitteln möglich ist, einen einwandfreien Betrieb auch beim Start und beim Flug in niedrigen Höhen zu gewährleisten. Dies ist insbesondere durch die abwerfbare Ansatzdüse und das stopfenartige Organ erreicht, das den Querschnitt der Hauptdüse beim Abwerfen automatisch verringert.As is known, the exact comply with the theoretically forder * ligand operating conditions in such Strahltriehwerken besonderer- of importance. It is therefore an advantage of the invention over the known jet propulsion #, verl #: cn that it is possible with the specified means to ensure perfect operation even during take-off and when flying at low altitudes. This is achieved in particular by the ejectable attachment nozzle and the plug-like element which automatically reduces the cross section of the main nozzle when it is ejected.

Vorteilhaft ist fernerhin, daß das gesamte Triebwerk nach dein Lösen der Ansatzdüse vom Gewicht dieser Düse entlastet ist. Bekanntlich ist gerade bei Strahltriebwerken größter Wert auf ein möglichst geringes Totgewicht zu legen; außerdem läßt sich durch diesen Abwurf die Verlagerung des Gesamtschwerpunktes wieder ausgleichen, die durch den Brennstoffverbrauch im Betriebe entsteht, da der Brennstoff für gewöhnlich in am vorderen Ende des Flugkörpers liegenden Behältern untergebracht ist.It is also advantageous that the entire engine after your release the nozzle is relieved of the weight of this nozzle. As is well known, is currently at Jet engines attach great importance to the lowest possible dead weight; aside from that the shift in the overall center of gravity can be compensated for by this release, caused by the fuel consumption in the company, since the fuel is usually is housed in containers located at the front end of the missile.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist in der Zeichnung dargestellt.An embodiment of the invention is shown in the drawing.

Fig. 1 zeigt schematisch und in Seitenansicht ein mit dem Triebwerk ausgestattetes Geschoß; Fig. 2 und 3 veranschaulichen in zwei senkrecht aufeinanderstehenden Ebenen geführte Querschnitte durch die Achse des Triebwerkes; sie zeigen einerseits die linke, andererseits die rechte Seite des Triebwerkes; zusammen können beide Schnitte als ein einziger Querschnitt durch das gesamte Triebwerk aufgefaßt werden; Fig. 4 zeigt schematisch die Steuerungsanlage des Triebwerkes; Fig. 5 zeigt schematisch und im Querschnitt eine Ausführungsform der in der Steuerungsanlage des Triebwerkes vorgesehenen Brennstoff-Steuervorrichtung.Fig. 1 shows schematically and in side view a projectile equipped with the engine; FIGS. 2 and 3 illustrate cross-sections through the axis of the engine in two planes perpendicular to one another; they show on the one hand the left and on the other hand the right side of the engine; together, both sections can be viewed as a single cross-section through the entire engine; 4 shows schematically the control system of the engine; Fig. 5 shows schematically and in cross section an embodiment of the fuel control device provided in the control system of the engine.

Bei der dargestellten Ausführungsforin ist das Triebwerk in ein Geschoß eingebaut, das außen etwa die in Fig. 1 veranschaulichte Form hat. Das Triebwerk liegt hinter der Mitte der Gesamtlänge.In the embodiment shown, the power unit is built into a projectile that has approximately the shape illustrated in FIG. 1 on the outside. The engine lies behind the middle of the overall length.

Das Triebwerk hat einen ringförmigen Einlaßkanal A, dem die Luft durch eine Einlaßöffnung A' zugeführt wird. Diese Einlaßöffnung ist nach vorn gerichtet, und ihre äußere Wandung wird durch eine Klappe B gebildet, die um einen Zapfen BI schwenkbar ist. Der wirksame Durchgangsquerschnitt der nach vorn gerichteten Einlaßöffnung kann daher verändert werden. Die innere Wand der Einlaßöffnung wird aus dein hinteren Ende einer kurzen, rampenartigen Leitfläche B2 gebildet.The engine has an annular inlet duct A to which the air is fed through an inlet opening A '. This inlet opening is directed towards the front, and its outer wall is formed by a flap B which is pivotable about a pin BI. The effective passage cross section of the forward inlet opening can therefore be changed. The inner wall of the inlet opening is formed from the rear end of a short, ramp-like guide surface B2.

Der ringförmige Einlaßkanal besitzt eine im wesentlichen zylindrische Außenwandung A2 und eine etwa kegelstumpfförmige Innenwandung, die von der Außenwandung mittels stromlinienartig gestalteter Flächen A4 gehalten wird; auf diese Weise entsteht ein Einlaßkanal von allmählich sich verringerndem Querschnitt, dessen Durchmesser sich jedoch allmählich vergrößert bis zum Übergang in die ringförnlige Lufteinlaßöffnung C eines Axialverdichters Cl. Die Innenwandung A3 des Lufteinlaßkanals trägt mittels Rippen D ein Gehäuse D' für Lager D2, in denen das vordere Ende einer Läuferwelle E gelagert ist. Dieses vordere Ende steht mit einer Brennstoffpumpe F in Verbindung, die gleichfalls von der InnenwandungA3 des Lufteinlaßkanals gehalten wird.The annular inlet channel has an essentially cylindrical outer wall A2 and an approximately frustoconical inner wall which is held by the outer wall by means of streamlined surfaces A4; In this way, an inlet channel is created with a gradually decreasing cross-section, the diameter of which, however, gradually increases up to the transition into the annular air inlet opening C of an axial compressor C1. The inner wall A3 of the air inlet duct carries, by means of ribs D, a housing D 'for bearings D2 in which the front end of a rotor shaft E is mounted. This front end communicates with a fuel pump F, which is also held by the inner wall A3 of the air inlet duct.

Das hintere Ende der Außenwandung A2 des Lufteinlaßkanals ist mit dem Gehäuse des Verdichters Cl verbunden. Dieses Gehäuse hat am Innenumfang etwa die Gestalt eines kurzen Kegelstumpfes; das hintere Ende des Kompressors CI ist starr mit dem vorderen Ende eines Axialdifftisors verbunden, der gleichachsig angeordnete Innen- und Außenwandungen Gl und G2 aufweist. Der Durchmesser der Außenwandung G2 ist etwa gleichbleibend bzw. vergrößert sich von seinem vorderen zum hinteren Ende nur geringfügig. Der Durchmesser der Innenwandung Gl dagegen verringert sich progressiv von der vorderen Kante aus nach hinten zu.The rear end of the outer wall A2 of the air inlet duct is connected to the housing of the compressor C1 . This housing has approximately the shape of a short truncated cone on the inner circumference; the rear end of the compressor CI is rigidly connected to the front end of an axial diffuser which has coaxially arranged inner and outer walls Gl and G2 . The diameter of the outer wall G2 is approximately constant or increases only slightly from its front to the rear end. In contrast, the diameter of the inner wall Gl decreases progressively from the front edge towards the rear.

Die Innenwandung Gl des Diffusors G, die von der Außenwand mit Hilfe geeigneter, radialer Streben Gs od. dgl. getragen wird, trägt ein Lager H für das vordere Ende einer zweiten Läuferwelle Hl. Diese Läuferwelle ist hohl ausgebildet, und durch sie erstreckt sich der hohle Teil Ei der Läuferwelle E hindurch.The inner wall Gl of the diffuser G, which is supported by the outer wall with the aid of suitable radial struts Gs or the like, carries a bearing H for the front end of a second rotor shaft Hl. This rotor shaft is hollow, and the rotor extends through it hollow part Ei of the rotor shaft E therethrough.

Die Läuferwelle E, Ei trägt unmittelbar hinter dem Lager D2 einen Verdichterläufer 1, während die Läuferwelle HI an ihrem vorderen Ende, und zwar unmittelbar hinter dein Läuferl einen LäuferJ1 trägt. Die Läuferwellen E und H sind so angeordnet, daß sie in entgegengesetzten Richtungen umlaufen können. Die beiden Verdichterläufer J und Jl bilden also gegenläufige Läufer und zusammen einen zweistufigen Überschallverdichter. Das hintere Ende! des Diffusors G öffnet sich unmittelbar in ein ringförmiges Brennkammergehäuse K, das ein ringförrniges Flammrohr bzw. die eigentliche Brennkammer Kl üblicher Form enthält. Das vordere Ende dieser Brennkammer ragt, wie die Zeichnung erkennen läßt, etwas in den Diffusor G hinein.The rotor shaft E, Ei carries a compressor rotor 1 immediately behind the bearing D2 , while the rotor shaft HI carries a rotor J1 at its front end, namely immediately behind the rotor 1. The rotor shafts E and H are arranged so that they can rotate in opposite directions. The two compressor rotors J and Jl thus form rotors rotating in opposite directions and together form a two-stage supersonic compressor. The back end! of the diffuser G opens directly into an annular combustion chamber housing K, which contains an annular flame tube or the actual combustion chamber Kl of the usual shape. The front end of this combustion chamber protrudes somewhat into the diffuser G , as can be seen from the drawing.

Das hintere Ende des Brennkammergehäuses steht mit einem Turbinengehäuse L in Verbindung, und das hintere Ende des Flammrohres Kl ist in üblicher Weise mit dem Düsenkranz LI der Turbine L verbunden.The rear end of the combustion chamber housing stands with a turbine housing L in connection, and the rear end of the flame tube Kl is in the usual way the nozzle ring LI of the turbine L connected.

Die Turbine L besteht aus zwei Läufern L2 und L3, die je auf einer Welle H2 bzw. E2 angeordnet sind. Diese beiden Wellen bilden die hinteren Enden der beiden Läuferwellen E und H. Die Läufer L2 und L3 sind durch einen ortsfesten Leitschaufelkranz L4 voneinander getrennt, der am Gehäuse L angeordnet ist. Der Turbinenleitschaufelkranz L3 liegt unmittelbar vor dem vorderen Ende eines ringförmigen Abgaskanals M, dessen Außenwandung starr mit dem Turbinengehäuse L verbunden ist und mittels Streben M', die radial nach innen durch die Innenwandung hindurchragen, ein Lagergehäuse M2 trägt, Dieses Gehäuse trägt ein Paar im Abstand voneinander angeordneter Lager M5, in denen die Welle E2 ruht Aus der Zeichnung ist zu ersehen, daß der Wellenteil E2 mit dem Wellenteil E durch einen Abschnitt Ei verbunden ist, der im wesentlichen nur Torsionsbeanspruchungen unterworfen ist, da die beiden Wellenteile E und E2 beide doppelt gelagert sind.The turbine L consists of two rotors L2 and L3, which are each arranged on a shaft H2 or E2 . These two shafts form the rear ends of the two rotor shafts E and H. The rotors L2 and L3 are separated from one another by a stationary guide vane ring L4, which is arranged on the housing L. The turbine guide vane ring L3 is located directly in front of the front end of an annular exhaust duct M, the outer wall of which is rigidly connected to the turbine housing L and supports a bearing housing M2 by means of struts M 'which protrude radially inward through the inner wall. This housing carries a pair at a distance of spaced bearing M5, in which the shaft E2 rests from the drawing it can be seen that the shaft part of E2 is connected to the shaft part e through a portion of egg, which is subject to essentially only torsional stresses, as the two shaft parts e and E2 both double are stored.

Das hintere Ende H2 der Welle I-11 ruht in einem Lager Hs, das von der Innenwandung des Gehäuses K getragen wird. Diese wiederum stützt sich in dem Düsenkranz L' ab.The rear end H2 of the shaft I-11 rests in a bearing Hs which is carried by the inner wall of the housing K. This in turn is supported in the nozzle ring L '.

Der ringförmige Abgaskanal M hat einen mittleren Durchmesser, der sich von vorn nach hinten allmählich verringert. Dieser Abgaskanal geht in das vordere Ende eines ringförmigen Düsenkanals Über, der konvergierend-divergierend ausgebildet ist und in eine normale Düse M4 einmündet. Der Teil N des Triebwerkgehäuses erstreckt sich über das hintere Ende der Düse hinaus, wie dies in der Zeichnung zu erkennen ist; er bildet einen kegelstumpfförmigen Sitz für das vordere Ende einer lösbaren Ansatzdüse 0;- diese Düse läuft in eine konvergierende Düsenmündung 01 aus und ist anfänglich fest mit dem hinteren Ende des Triebwerkes verbunden, und zwar mittels mehrerer wegsprengbarer Bolzen 02. Diese Bolzen können durch eine Explosion züm Bruch gebracht werden, die in an sich bekannter Weise durch einen elektrischen Zündstrom ausgelöst wird.The annular exhaust passage M has a mean diameter that gradually decreases from front to back. This exhaust duct merges into the front end of an annular nozzle duct which is designed to be convergent-divergent and opens into a normal nozzle M4. The part N of the engine housing extends beyond the rear end of the nozzle, as can be seen in the drawing; it forms a frustoconical seat for the front end of a detachable nozzle 0; - this nozzle runs out into a converging nozzle orifice 01 and is initially firmly connected to the rear end of the engine by means of several bolts 02 that can be detached. These bolts can explode be brought to a break, which is triggered in a known manner by an electrical ignition current.

Im Innern der Düse M4 liegt ein stopfenartiger Teil W, der in dem Ende einer Trägeranordnung Wl verschiebbar ist. Diese Anordnung ist starr mit dem Lagergehäuse M2 verbunden und weist eine Feder W2 auf, die das Bestreben hat, den Teil W in den engeren Teil der Düse M4 zu drücken. Befindet sich die Ansatzdüse 0 in ihrer gesicherten Betriebsstellung, so sorgt ein von der Düse 0 getragenes Glied Ws dafür, daß der stopfenartige Teil W in seiner vorderen Endstellung gehalten wird.Inside the nozzle M4 there is a plug-like part W which is displaceable in the end of a carrier arrangement W1. This arrangement is rigidly connected to the bearing housing M2 and has a spring W2 which tends to push the part W into the narrower part of the nozzle M4. If the nozzle 0 is in its secured operating position, a member Ws carried by the nozzle 0 ensures that the plug-like part W is held in its front end position.

Die Anordnung ist derart getroffen, daß, wenn die Ansatzdüse 0 sich in ihrer Betriebsstellung befindet, die konvergierende Düse 01 die wirksame Düse des Triebwerks bildet; wenn dagegen durch Sprengen der Bolzen 02 die Ansatzdüse 0 von dem übrigen Teil des Triebwerks freigegeben wird und sich von dem Triebwerk löst, so wird die Düse M4 zur wirksamen Düse. Die plötzliche Unterbrechung, die an der Stelle erfolgt, wo diese Düse am inneren Ende der Innenwandung des Ansatzes 02 endet, gibt die Gewähr dafür, daß die Gase durch die Düse M4 ausgestoßen werden, so als wenn sie das äußerste hintere Ende des Triebwerkes bildet. Im gleichen Augenblick bewegt sich der Teil W nach hinten in den engeren Teil der Düse M4 und bestimmt so genau den wirksamen Querschnitt dieser Düse, nachdem die Düse 0 ausgestoßen worden ist.The arrangement is such that, when the extension nozzle 0 is in its operating position, the converging nozzle 01 forms the effective nozzle of the engine; If, on the other hand, the attachment nozzle 0 is released from the remaining part of the engine by bursting the bolts 02 and detached from the engine, the nozzle M4 becomes the effective nozzle. The sudden interruption, which occurs at the point where this nozzle ends at the inner end of the inner wall of the extension 02, ensures that the gases are expelled through the nozzle M4 as if it forms the very rear end of the engine. At the same moment, the part W moves backwards into the narrower part of the nozzle M4 and thus precisely determines the effective cross-section of this nozzle after the nozzle 0 has been ejected.

Innerhalb der Ansatzdüse 0 sind mehrere Brennstoffeinspritzdüsen 03 angeordnet; ihnen kann Brennstoff durch eine Leitung 04 zugeführt werden. Wenn die Düse 0 sich in ihrer Betriebslage befindet, steht die Leitung 04 mit einer Leitung 05 zur Zuführung von Wiederaufheizbrennstoff in Verbindung. Die Verbindung zwischen der Leitung 04 und der im Triebwerk verlegten Leitung 05 erfolgt mittels einer an sich bekannten Kupplung, die, wenn sie unterbrochen wird, selbsttätig die Leitung 05 verschließt. Wird also die Düse 0 beim Bruch der Bolzen 02 freigegeben und die Verbindung zwischen den Leitungen 04 und 05 unterbrochen, so wird die Leitung 05 geschlossen, so daß aus ihr kein weiterer Brennstoff austreten kann.A plurality of fuel injection nozzles 03 are arranged within the attachment nozzle 0; fuel can be fed to them through a line 04. When the nozzle 0 is in its operating position, the line 04 is connected to a line 05 for supplying reheating fuel. The connection between the line 04 and the line 05 laid in the engine is made by means of a coupling which is known per se and which, when interrupted, automatically closes the line 05. If the nozzle 0 is released when the bolts 02 break and the connection between the lines 04 and 05 is interrupted, the line 05 is closed so that no further fuel can escape from it.

Die Anordnung ist also so getroffen, daß Brennstoff für Wiederaufheizzwecke den Brennstoffdüsen 03 zugeführt werden kann, wenn die Ansatzdüse 0 sich in ihrer Betriebsstellung befindet; jede weitere Brennstoffzufuhr durch die Leitung 05 wird aber selbsttätig unterbrochen, wenn die Ansatzdüse 0 gelöst wird.The arrangement is so made that fuel for reheating purposes can be fed to the fuel nozzles 03 when the nozzle 0 is in its operating position; however, any further fuel supply through line 05 is automatically interrupted when the attachment nozzle 0 is released.

Die Form der Düse 0 und des konvergierenden Düsenmundes 01 kann so gewählt werden, daß die hinreichende Versorgung des Triebwerks mit Brennstoff für Wiederaufheizzwecke durch Zufuhr des Brennstoffs durch die Leitungen 05, 04 zu den Brennstoffdüsen 03, beispielsweise während des Startes und beim Flug in niedrigen Höhen, gewährleistet ist. Umfang und Querschnitt der Düse M4 andererseits kann so ausgebildet sein, daß ein ordnungsmäßiger Betrieb unter Verzicht auf Wiederaufheizbrennstoff stattfindet, wenn die Ansatzdüse 0 gelöst worden ist. Auf diese Weise ist die beste Düsenform und der beste DÜsenquerschnitt für beide Betriebsverhältnisse gewährleistet; überdies ist das gesamte Triebwerk im Betriebe nach dem Lösen der Düse 0 von dem Gewicht dieser Düse entlastet. Damit wird nicht nur das zu fördernde Gewicht reduziert, sondern es wird gleichzeitig bis zu einem gewissen Grade die am vorderen Ende des Triebwerks stattfindende Gewichtsverminderung kompensiert, die dadurch entsteht, daß Brennstoff aus dem Vorratsbehälter verbraucht wird, der, wie die Zeichnung (Fig. 2) erkennen läßt, bei P in der Flugrichtung vor dein Lufteinlaßkanal A liegt.The shape of the nozzle 0 and the converging nozzle mouth 01 can be selected so that the engine can be adequately supplied with fuel for reheating purposes by supplying the fuel through the lines 05, 04 to the fuel nozzles 03, for example during take-off and when flying at low altitudes , is guaranteed. The circumference and cross-section of the nozzle M4, on the other hand, can be designed in such a way that proper operation takes place without re-heating fuel when the attachment nozzle 0 has been detached. In this way, the best nozzle shape and the best nozzle cross-section is guaranteed for both operating conditions; In addition, the entire engine in operation is relieved of the weight of this nozzle after the nozzle 0 has been loosened. This not only reduces the weight to be conveyed, but at the same time compensates to a certain extent for the weight reduction occurring at the front end of the engine, which results from the fact that fuel is consumed from the storage container which, as shown in the drawing (Fig. 2 ) can be seen at P in the direction of flight in front of your air inlet duct A.

Für den Normalbetrieb sind Brennstoffdüsen K2 in der Brennkammer Kl angeordnet, die durch Brennstoffleitungen K3 gespeist werden.For normal operation, fuel nozzles K2 are in the combustion chamber Kl arranged, which are fed by fuel lines K3.

In den Fig. 4 und 5 ist die Einrichtung zur Zuführung des Brennstoffs und zur Regelung der Brennstoffzufuhr schematisch veranschaulicht. Sie weist eine Brennstoffpumpe F auf, die, wie schon erwähnt, von einer der Läuferwellen des Triebwerks antreibbar ist. Die Pumpe fördert den Brennstoff über ein in bekannter Weise membrangesteuertes Ventil Q und eine Vorrichtung QI mit regelbarere Durchtrittsdüse. Der Druckabfall des der Leitung K3 zugeführten Brennstoffes ist in bekannter Weise durch das membrangesteuerte Ventil Q aufrechterhalten. Die Einstellung der Vorrichtung Ql mit der kalibrierten Öffnung ist abhängig von der Einstellung zweier Hülsen Q2 und Qs. Die Stellung der Hülse Q2 wird elektrisch mittels einer elektromagnetisch betriebenen Vorrichtung Q4 geregelt. Diese Vorrichtung arbeitet in Abhängigkeit von der Spannung eines Elektrogenerators R, dessen Spannung von seiner Umlaufgeschwindigkeit abhängt. Der Generator R ist von einem der Triebwerkwellen antreibbar, d. h. also die Stellung der Hülse Q2 hängt von der Umlaufgeschwindigkeit dieser Welle ab. Die Stellung der anderen Hülse Q3 ist mittels einer hydraulischen Servovorrichtung S regelbar, deren Ventil S' mittels einer auf Druckänderung ansprechenden Membran steuerbar ist. Die beiden Seiten dieser Membran werden einerseits von dem Gesamtdruck, anderseits von dem im Einlaßkanal A herrschenden und durch ein Rohr S3 abgesogenen statischen Druck beeinflußt.4 and 5 , the device for supplying the fuel and for regulating the fuel supply is illustrated schematically. It has a fuel pump F which, as already mentioned, can be driven by one of the rotor shafts of the engine. The pump conveys the fuel via a valve Q controlled in a known manner and a device QI with a controllable passage nozzle. The pressure drop in the fuel fed to the line K3 is maintained in a known manner by the diaphragm-controlled valve Q. The setting of the device Q1 with the calibrated opening depends on the setting of two sleeves Q2 and Qs. The position of the sleeve Q2 is controlled electrically by means of an electromagnetically operated device Q4 . This device works as a function of the voltage of an electric generator R, the voltage of which depends on its rotational speed. The generator can be driven by a R of the engine spools, d. H. so the position of the sleeve Q2 depends on the rotational speed of this shaft. The position of the other sleeve Q3 can be regulated by means of a hydraulic servo device S , the valve S 'of which can be controlled by means of a diaphragm which responds to a change in pressure. The two sides of this membrane are influenced on the one hand by the total pressure and on the other hand by the static pressure prevailing in inlet channel A and sucked off through a pipe S3.

Wie die Zeichnung erkennen läßt, liefert die Pumpe F durch eine Leitung T und über eine Vorrichtung T' mit regelbarer Düsenöffnung Brennstoff auch in die Leitung 05. Diese Leitung 05 führt zur Wiederaufheiz-Einspritzdüse 03; in der Leitung 05 liegt auch eine Bruchscheibe 742 od. dgl., die nur dann zu Bruch geht, wenn der Druck des von der Pumpe F gesteuerten Brennstoffs einen bestimmten Wert erreicht. Die kalibrierte Düsenöffnung der Vorrichtung T' ist mittels einer Servovorrichtung T3 steuerbar. Auch diese wird von dem Ventil S' beherrscht, so daß die beiden Vorrichtungen mit Kaliberdüsen QI und Tl von dem Ventil S' steuerbar, d. h. abhängig sind von dein Gesamtdruck und dem statischen Druck in dem Einlaßkanal A. As the drawing shows, the pump F also supplies fuel into the line 05 through a line T and via a device T 'with a controllable nozzle opening. This line 05 leads to the reheating injection nozzle 03; In the line 05 there is also a rupture disk 742 or the like, which only breaks when the pressure of the fuel controlled by the pump F reaches a certain value. The calibrated nozzle opening of the device T 'can be controlled by means of a servo device T3. This is also controlled by the valve S ', so that the two devices with caliber nozzles QI and Tl can be controlled by the valve S', i. H. depend on your total pressure and the static pressure in the inlet port A.

Der durch die Kaliberdüsenvorrichtung Ql hindurchtretende Brennstoff gelangt durch eine Bruchscheibe K4 od. dgl., die gleichfalls nur dann zu Bruch geht, wenn der Druck des von der Pumpe F gelieferten Brennstoffs einen bestimmten Wert erreicht. Der Brennstoff gelangt zu den Einspritzdüsen K2 in der Brennkammer Kl. Gegebenenfalls kann dieser Brennstoff um den Stromerzeuger R herumgeführt werden, um ihn zu kühlen. Aus der Leitung 05 wird Brennstoff durch eine Leitung U abgezweigt und durch ein Servoventil Ul hindurchgeführt, das mittels einer dem Atmosphärendruck ausgesetzten Aneroidkapsel U2 steuerbar ist; der Brennstoff gelangt auf diese Weise zu einer hydraulisch betätigten Servoeinrichtung U3. Wenn in der Leitung 05 Druck herrscht und eine hinreichend große Höhe erreicht ist, so dient diese ServoeinrJchtung U3 dazu, die Klappe B in der in Fig. 1 mit strichpunktierten Linien angedeuteten Lage zu halten, bei welcher der Querschnitt der Einlaßöffnung über seinen Normalwert hinaus vergrößert ist. Das Servoventil Ul und die Aneroidkapsel U2 sind so angeordnet, daß beim Erreichen einer bestimmten Höhe das Ventil Ul in eine Stellung gelangt, in der« die Servovorrichtung U3 bewirkt, daß die Klappe B in die in Fig. 1 mit vollausgezogenen Linien veranschaulichte Stellung geklappt wird. Im gleichen Augenblick oder bei einer etwas anderen Höhe bewirkt die Verstellung des Ventils Ul auch die Betätigung eines Mikroschalters V. Dieser Schalter schließt den zu den Sprengbolzen 02 führenden Stromkreis; dies hat zur Folge, daß die Ansatzdüse 0 freigegeben wird und die Hauptdüse M4 zur Wirkung kommt.The fuel passing through the caliber nozzle device Q1 passes through a break disk K4 or the like, which likewise only breaks when the pressure of the fuel supplied by the pump F reaches a certain value. The fuel reaches the injection nozzles K2 in the combustion chamber Kl. If necessary, this fuel can be led around the power generator R in order to cool it. From the line 05 , fuel is branched off through a line U and passed through a servo valve U1, which can be controlled by means of an aneroid capsule U2 exposed to atmospheric pressure; In this way, the fuel arrives at a hydraulically operated servo device U3. If there is pressure in the line 05 and a sufficiently high level has been reached, this servo device U3 serves to hold the flap B in the position indicated by dash-dotted lines in FIG. 1 , in which the cross section of the inlet opening increases beyond its normal value is. The servo valve U1 and the aneroid capsule U2 are arranged so that when a certain height is reached, the valve U1 moves into a position in which the servo device U3 causes the flap B to be folded into the position illustrated in FIG. 1 with full lines . At the same moment or at a slightly different height, the adjustment of the valve Ul also causes the actuation of a microswitch V. This switch closes the circuit leading to the explosive bolt 02; This has the consequence that the nozzle 0 is released and the main nozzle M4 comes into effect.

Die Zeichnung läßt weiterhin erkennen, daß mit dem von der Pumpe F unter Druck geförderten Brennstoff eine Servovorrichtung Y steuerbar ist. Mittels dieser Vorrichtung können aerodynamisch wirksame Stenerrippen od. dgl. betätigt und die weiter oben erwähnten hydraulischen Servovorrichtungen in Wirkung gesetzt werden.The drawing also shows that with the pump F A servo device Y can be controlled under pressure-fed fuel. Means this device can aerodynamically effective star ribs od. Like. Operated and the hydraulic servo devices mentioned above are activated will.

Wie aus Fig. 5 zu erkennen ist, ist die Brennstoffsteuerungseinrichtung mit den Kaliberdüsenvorrichtungen Ql und T', welche von den Servovorrichtungen S und T3 in Abhängigkeit von den Ventilen S' betätigt werden, von der Wirkung der Mernbran S2 abhängig, auf deren einen Seite der im Einlaßkanal A herrschende Gesamtdruck lastet, während auf die andere Seite der Membran der statische Druck in dem Einlaßkanal A und die Kraft einer Feder Z einwirken-.As can be seen from FIG. 5 , the fuel control device with the caliber nozzle devices Ql and T ', which are actuated by the servo devices S and T3 as a function of the valves S', is dependent on the action of the membrane S2, on one side of which the The total pressure prevailing in the inlet channel A is applied, while the static pressure in the inlet channel A and the force of a spring Z act on the other side of the membrane.

Die mit Öffnungen versehene Folgehülse S4 des Ventils S' steht über einen Hebel X mit dem Kolben der Servovorrichtung S in Verbindung. Die Bewegung des Kolbens S und damit der Hülse Q3 wird daher in genauem Verhältnis -auf das Ventil S' übertragen. Andererseits hat die Bewegung der Servovorrichtung T3 und damit der Steuerhülse der Kaliberdüsenvorrichtung T' keine unmittelbare Einwirkung auf die Bewegung der Hülse S', vielmehr werden bei der Verstellung des Ventils S' jene Teile so gesteuert, daß die auf die Membran S2 einwirken-den Kräfte zur Folge häben, daß das Ventil S' seine neutrale Stellung einnimmt.The follower sleeve S4 of the valve S ′, which is provided with openings, is connected to the piston of the servo device S via a lever X. The movement of the piston S and thus the sleeve Q3 is therefore transmitted in the exact ratio - to the valve S '. On the other hand, the movement of the servo device T3 and thus the control sleeve of the caliber nozzle device T 'has no direct effect on the movement of the sleeve S'; rather, when the valve S 'is adjusted, those parts are controlled in such a way that the forces acting on the membrane S2 would have the consequence that the valve S 'takes its neutral position.

Im Betriebe werden die Läufer des Brennkraftturbinentrieb-,verks mechanisch oder durch Durchpressen von Arbeitsmittel durch das Triebwerk so lange in Umlauf gesetzt, bis sie eine Umlaufgeschwindigkeit erreicht haben, bei welcher -der Druck des von der Pumpe F gelieferten Brennstoffs so angestiegen ist, daß die Bruchscheiben K4 zerplatzen; nunmehr wird Brennstoff den Düsen K2 zugeführt, und er wird dort in bekannter Weise zur Entzündung «gebracht,' so daß der selbsttätige Betrieb der Brennkraftturbine einsetzen kann. Die Drehzahl der Läufer steigt dann so lange an, bis der Brennstoffdruck ausreicht, um die Bruchscheibe T2 zu zerbrechen. Von diesem Augenblick an wird der Brennstoff auch den Düsen 03 zugeführt. In diesem Zeitpunkt befindet sich das Triebwerk bereits in der Luft, sei es, daß es mittels eines Katapultes oder einer Raketenhilfseinrichtung gestartet worden ist, sei es, daß es durch seine eigenen Vortriebskräfte in der Luft gehalten wird. Die Zufuhr des Brennstoffs sowohl zu den Düsen K2 als auch zu den Düsen 03 wird also selbsttätig durch die Servovorrichtungen S und T3 geregelt, und zwar in Ab- hängigkeit von dem Servoventil S". Letzteres ist wiederum abhängig von der Steuerung durch die Membran S2 und damit abhängig von dein im Einlaßkanal A herrschenden Gesamtdruck und dem statischen Druck. Dieser Betriebzustand wird im wesentlichen konstant aufrechterhalten, wenn das Triebwerk entsprechend dem -vorbestimmten Machzahlverhältnis zwischen den Triebwerksteilen, auf welche der durch das Triebwerk hindurchtretende Gasstrom auftrifft, einen bestimmten Betriebszustand erreicht hat. Während der anfänglichen Betriebsperiode hält die Servovorrichtung U:t, U3 die Klappe B in ihrer vollgeöff -neten Stellung. Beim Erreichen einer bestimmten Flughöhe bewegt die Aneroidkapsel U2 jedoch das Servoventil Ul in eine solche Lage, daß die KlappeB in ihre normale Stellung bewegt wird, die in Fig. 1 mit voll ausgezogenen Linien veranschaulicht ist. In dieser Stellung wird die Klappe anschließend gehalten. Im gleichen Zeitpunkt oder anschließend bewirkt die Kapsel U2 auch das Schließen des im Sprengstromkreis liegenden Schalters V, so daß die Sprengbolzen 02 zersprengt werden und die Ansatzdüse 01 freigegeben wird; damit kommt die Hauptdüse M4 zur Wirkung. Die Brennstoffleitung 05 wird dabei selbsttätig nach Abtrennung der Brennstoffleitung 04 geschlossen.In operation, the runners of the internal combustion engine, verks are set in circulation mechanically or by forcing working fluid through the engine until they have reached a rotational speed at which the pressure of the fuel supplied by the pump F has risen so that the Breakage disks K4 burst; Now fuel is fed to the nozzles K2, where it is ignited in a known manner, so that the internal combustion turbine can start to operate automatically. The speed of the rotors then increases until the fuel pressure is sufficient to break the rupture disk T2. From this moment on, the fuel is also fed to the nozzles 03. At this point in time the engine is already in the air, be it that it has been started by means of a catapult or a rocket auxiliary device, or that it is kept in the air by its own propulsion forces. The supply of the fuel to both the nozzle K2 as well as to the nozzles 03 is thus automatically by the servo devices S and regulated T3, in dependence on the servo valve S ". The latter is in turn dependent on the control by the diaphragm S2 and thus dependent on the total pressure prevailing in inlet channel A and the static pressure. This operating state is maintained essentially constant when the engine has reached a certain operating state in accordance with the predetermined Mach number ratio between the engine parts on which the gas flow passing through the engine impinges. During the initial operating period, the servo device U: t, U3 holds the flap B in its fully open position. However, when a certain altitude is reached, the aneroid capsule U2 moves the servo valve Ul into such a position that the flap B is moved into its normal position, which are illustrated in Fig. 1 with full lines light is. The flap is then held in this position. At the same time or afterwards, the capsule U2 also closes the switch V located in the explosive circuit, so that the explosive bolts 02 are burst and the nozzle 01 is released; so the main jet M4 comes into effect. The fuel line 05 is automatically closed after the fuel line 04 has been disconnected.

Bei dem weiteren Fluge des Triebwerks wird die Brennstoffzufuhr zu den Düsen K2 von der Servovorrichtung S gesteuert, und zwar in Abhängigkeit von dem Servoventil S" und damit von der Meinbran S2 entsprechend dem Gesamtdruck und dem statischen Druck im Einlaßkanal A; es werden also die Arbeitsbedingungen innerhalb des ganzen Brennkraftturbinentriebwerks weiterhin konstant -gehalten.During the further flight of the engine, the fuel supply to the nozzles K2 is controlled by the servo device S , depending on the servo valve S "and thus by the Meinbran S2 according to the total pressure and the static pressure in the inlet channel A; kept constant within the entire internal combustion turbine engine.

Claims

PATENT CLAIM: Jet engine with an air compressor through which there is an axial flow, which contains a compressor housing and two runners, each with a single ring of rotor blades, which rotate in opposite directions in the housing and form a two-stage supersonic compressor, furthermore with at least one combustion chamber, the air from this compressor and fuel by other means is supplied, and with a two-stage turbine, which is fed with combustion products from the combustion chamber and contains two rotors rotating in opposite directions, each directly coupled to a rotor of the compressor, as well as with a gas outlet channel connected to the turbine and ending in a fixed recoil nozzle, characterized by the convergent-divergent shape of the thrust nozzle (Mg), known per se, by a throw-off nozzle (0) with a convergent part (01) known per se, which absorbs the gases * from the fixed nozzle and has a thrust nozzle at its rear end , further by a e releasable connection (02) which attaches the nozzle (0) to the fixed nozzle (M3), by ejecting means for separating the releasable connection, by a control device with a control device which actuates the ejector and which ejects the nozzle (0) when a certain atmospheric pressure is reached member responding to the pressure of the surrounding air, through a plug-like member (W) mounted inside the fixed nozzle (M3), through one carried by the attachment nozzle (0) and the plug-like member (W) from the narrowest part of the fixed nozzle (M3 ) keep away device (W3) and finally by a spring (W2) or the like, which automatically conveys the plug-like element (W) into the narrowest part of the fixed nozzle (M3) and reduces its free cross-section as soon as the nozzle (0) is thrown off.