DE1164753B

DE1164753B - Raketentriebwerk fuer fluessige Treibstoffe

Info

Publication number: DE1164753B
Application number: DEST15893A
Authority: DE
Inventors: Dipl-Ing Karl Stoeckel
Original assignee: Boelkow Entwicklungen KG
Current assignee: Boelkow Entwicklungen KG
Priority date: 1959-12-12
Filing date: 1959-12-12
Publication date: 1964-03-05
Also published as: US3232048A

Description

Raketentriebwerk für flüssige Treibstoffe Die Erfindung betrifft ein Raketentriebwerk für flüssige Treibstoffe, mit einer Hauptbrennkammer und einer dieser in bezug auf die Richtung des chemischen Reaktionsablaufes vorgeschalteten ringförmigen Vorbrennkammer, wobei die beiden Brennkammern durch eine mit voneinander getrennten Vorrichtungen zum Fördern der Treibstoffe versehene, eine zentrale Zuführleitung besitzende Turbine räumlich getrennt sind und von denen die eine Fördervorrichtung auf der der Hauptbrennkammer zugewandten Seite der Turbine angeordnet und mittels einer Deckscheibe gegenüber der Hauptbrennkammer abgedeckt ist und bei dem zumindest eine Treibstoffkomponente bzw. eine zusätzliche, an der Verbrennung nicht teilnehmende Komponente von den weiteren an der Turbine ausgebildeten Fördereinrichtungen zugeführt und vor ihrem Eintritt in die Hauptbrennkammer zu Kühlzwecken durch die Brennkammerwand geleitet wird.
Aufgabe der Erfindung ist es, ein Raketentriebwerk der vorgenannten Art so auszubilden, daß dieses außer der Gewährleistung einer optimalen Kühlung der Brennkammerwand gegenüber den bekannten Triebwerken bei gleichen Triebwerksabmessungen höhere Schubleistungen ergibt bzw. bei gleicher Leistung kleinere Baumaße und damit ein geringeres Baugewicht ermöglicht. Außerdem sollen die aus der Vorbrennkammer austretenden Brenngase mit dem unmittelbar in die Hauptbrennkammer eingespeisten Verbrennungskomponenten besser als bei den bekannten Triebwerken vermischt werden, so daß der spezifische Verbrauch geringer wird.
Eine Lösung dieser Aufgabe erfolgt gemäß der Erfindung dadurch, daß die über die zentrale Zuführleitung der hauptbrennkammerseitigen Fördervorrichtung zugeführte Treibstoffkomponente in je einem Teilstrom in die Vorbrennkammer und durch in den Turbinenschaufeln in an sich bekannter Weise ausgebildete Leitungen und Einspritzdüsen unmittelbar in die Hauptbrerinkammer eingespeist wird, während die andere Treibstoffkomponente von der zweiten an der Turbine ausgebildeten Fördervorrichtung in ebenfalls je einem Teilstrom der Vorbrennkammer und den Kühleinrichtungen der Brennkammerwandungen bzw. bei Einspeisung einer zusätzlichen, an der Verbrennung nicht teilnehmenden Kühlkomponente mittels der weiteren, an der Turbine ausgebildeten Fördervorrichtung in direktem ungeteiltem Strom der Vorbrennkammer zugeführt wird.
Durch die Vorverbrennung der Komponenten in der Vorbrennkammer wird der Druckabfall zum Antrieb der Fördereinrichtung geringer bzw. wird umgekehrt bei gleichem Druckgefälle an der Turbine ein höherer Förderdruck erzielt. Dadurch ergibt sich für das erfindungsgemäß ausgebildete Triebwerk ein geringerer spezifischer Verbrauch und gegenüber bekannten Triebwerken bei gleichen Baumaßen eine höhere Schubleistung. Durch die Ausbildung von Einspritzdüsen in den Turbinenschaufeln wird ferner eine zusätzliche Kühlung der Brennkammerinnenwand in Form einer Schleierkühlung erzielt. Der erfindungsgemäß aus den an den Turbinenschaufeln ausgebildeten Einspritzdüsen unmittelbar in die Hauptbrennkammer eingespeiste Teilstrom bewirkt außerdem eine intensive Vermischung der austretenden Komponente mit dem aus der Vorbrennkammer in die Hauptbrennkammer eintretenden Gasstrom.
Gemäß einem weiteren Merkmal der Erfindung ist vorgesehen, daß der turbinenseitige Mantel der Hauptbrennkammer bis zum engsten Querschnitt der Schubdüse in an sich bekannter Weise die Form eines Kegelstumpfes aufweist. Hierdurch werden insbesondere die Totwasserwirbel hinter der Turbinenscheibe verringert und gleichzeitig die Innenkühlung des Brennkammermantels verbessert.
Hinsichtlich der Vermeidung von Totwasserwirbeln hinter der Turbinenscheibe durch die aus der Vorbrennkammer austretenden Gase in Verbindung mit dem aus der Turbine austretenden Teilstrom wird gemäß der Erfindung eine weitere Verbesserung dadurch erreicht, daß die Turbinenschaufeln derart ausgebildet bzw. angeordnet sind, daß die aus der Vorbrennkammer austretenden Brenngase in Richtung der Mantellinie des turbinenseitigen Hauptbrennkammerteiles gefördert werden. Bei einem in dieser Weise ausgebildeten Triebwerk liegen die aus der Vorbrennkammer austretenden Gase überwiegend an der Brennkammerinnenwand der Hauptbrennkammer an.
Nach einem weiteren Merkmal der Erfindung sind die in den Turbinenschaufeln ausgebildeten Leitungen in an sich bekannter Weise parallel zur Mantellinie der Brennkammer gerichtet. Hierdurch wird die Schleierkühlung der Brennkammerinnenwand verbessert und ferner Erosion an der Brennkammerinnenwand vermieden.
Durch die in den Turbinenschaufeln ausgebildeten Leitungen und Einspritzdüsen wird außer den vorerwähnten Vorteilen noch der weitere Vorzug einer intensiven und wirkungsvollen Schaufelkühlung erreicht. Diese Kühlung läßt sich dadurch verbessern, daß die Leitungen je eine sich vom Leitungseingang der Schaufeln bis nahe des austrittsseitigen Endes der Fördervorrichtung erstreckende und in diesen Teil einmündende Zweigleitung aufweisen.
Bei Raketentriebwerken mit einer zusätzlichen, an der Verbrennung nicht teilnehmenden Komponente zur Kühlung der Brennkammerwandung, z. B. Wasser, läßt sich gegenüber bekannten Raketentriebwerken außer der Gewinnung eines energiereicheren Mediums bei gleicher Brennkammertemperatur der Vorkammer eine höhere Leistung an der Turbine bei gleichem Druckabfall dadurch erzielen, daß von der Kühlkomponente vor ihrem Eintritt in die Brennkammerwandung ein Teilstrom abgezweigt wird, welcher von der Kühlmittelfördervorrichtung unmittelbar in die Vorbrennkammer eingespeist wird.
In Weiterbildung des Erfindungsgegenstandes ist dabei das Verhältnis der in die Vorbrennkammer eingespeisten zu der die Brennkammerwandung durchlaufenden Kühlstoffmenge in an sich bekannter Weise regelbar. Durch diese Regelbarkeit läßt sich jedes beliebige Verhältnis der Kühlkomponente zu den Treibstoffkomponenten einstellen und dadurch eine Anpassung an den jeweils gewünschten Betriebszustand bzw. die dem Triebwerk zugedachte Aufgabe erzielen.
Eine besonders einfache und funktionssichere Regelung des Verhältnisses von Kühlkomponente zu den Treibstoffkomponenten läßt sich gemäß der Erfindung mit einer Regelvorrichtung erreichen, welche einen der Vorbrennkammer vorgeschalteten, unmittelbar im Kühlstrom liegenden und in axialer Richtung verschiebbaren, sich einerseits am Außenumfang der Turbine und andererseits an der Brennkammerinnenwand anlegenden ringförmigen Sperrteil umfaßt.
Um sicherzustellen, daß der aus den Pumpen austretende Strom der Verbrennungskomponenten nicht gestört und eine Vermischung der Komponenten und damit gleichzeitig eine vorzeitige Verbrennung vor der Flammhalterkante zu vermeiden, sind gemäß der Erfindung die der Turbine in bezug auf die Richtung des chemischen Reaktionsablaufes vorgeschalteten Leitschaufeln durch einen am Außenumfang derselben angeordneten und in die Vorbrennkammer hineinragenden ringförmigen Flammhalter verbunden, dessen äußere Mantelfläche im Bereich des aus den Fördervorrichtungen austretenden Flüssigkeitsstromes der Komponenten liegt.
Eine gleichmäßige Zumischung der Kühlkomponente zu den Brenngasen in der Vorbrennkammer und eine gute Kühlung der Leitschaufeln und des Flammhalterringes läßt sich schließlich dadurch erreichen, daß das Kühlmittel nach seinem Durchlauf der Brennkammerwandungen über in den Leitschaufeln und dem Flammhalter ,ausgebildete Leitungen bzw. Hohlräume aus an der in die Vorbrennkammer hineinragenden Kante des Flammhalters ausgebildeten Düsen bzw. Düsenspalten unmittelbar in die Vorbrennkammer eingespritzt wird. In den Figuren ist die Erfindung an Hand von zwei Ausführungsbeispielen gezeigt. Alle nicht unmittelbar zum Erfindungsgegenstand gehörenden Teile eines Raketentriebwerkes sind aus Gründen einer besseren Übersichtlichkeit nicht näher dargestellt. Es zeigt F i g. 1 ein Triebwerk mit Zweistoffbetrieb im Längsschnitt, F i g. 2 ein Triebwerk mit Dreistoffbetrieb im Längsschnitt, F i g. 3 einen vergrößerten Teilschnitt aus F i g. 1, F i g. 4 einen vergrößerten Teilschnitt aus F i g. 2. Das Triebwerk in F i g. l und 3 besitzt einen Turbinenläufer 15, welcher am Umfang Turbinenschaufeln 19 mit Bohrungen 32 besitzt.
Die Turbine ist als Axialturbine mit schräger Durchströmung ausgebildet. Auf dem Läufer 15 ist gleichzeitig die Pumpe 16 zur Förderung des flüssigen Sauerstoffes sowie die Brennstoffpumpe 17 zur Förderung des Brennöles angeordnet. Der Turbinenläufer 15 ist auf der Turbinenwelle 12 fliegend aufgehängt. Die Welle ist mit dem Hauptlager 23 und dem Hilfslager 24, welches gleichzeitig zur Dichtung und Entlüftung dient, im Gehäuse gelagert. Das Gehäuse besteht aus drei Teilen 7, 8, 9. Der vordere, das Hilfslager 24 tragende Teil 7 besitzt gleichzeitig den Einlauf 13 für das Brennöl B. Der mittlere Teil 8 des Gehäuses, welcher das Hauptlager 23 aufnimmt, besitzt den Einlaufstutzen 10 für den Sauerstoff S und stellt mit seinem Ringkanal 14, durch welchen der Sauerstoff über den Leitapparat 29 in die Sauerstoffpumpe gelangt, sowie mit der Vorbrennkammer 20 das Gehäuse für den Turbinenläufer 15 dar. Der hintere Teil 9 des Gehäuses bildet die Außenwand für die Nachbrennkammer 21 und die Schubdüse 22. Die drei Teile des Gehäuses sind über Flansche 33, 34 miteinander verschraubt und gegeneinander abgedichtet. Die beiden hinteren Teile sind mit einander zugeordneten Kühlrohren 30 versehen, welche sich auf dem Umfang gleichmäßig verteilen und über den Sauerstoffleitapparat 28 mit der Sauerstoffpumpe 16 in Verbindung stehen. Die Enden der Kühlrohre sind durch einen Ringkanal 35 miteinander verbunden. Von dort führen Rücklaufleitungen 36 zu den hohlen Turbinenleitschaufeln 18, welche mit dem ringförmigen Flammhalter 25 in Verbindung stehen.
Die Zuführung des Brennöles B erfolgt durch die Zulauföffnung 13 und die Bohrung 11 in der Turbinenwelle 12. Von dort wird gemäß der Erfindung ein Teilstrom des Öls von der Brennstoffpumpe 17 in die Vorbrennkammer 20 gefördert, in die es durch die Düse 26 eingespritzt wird. Der für die Verbrennung notwendige Sauerstoff S wird durch das Rohr 10 in den Ringkanal 14 eingesaugt und von der Sauerstoffpumpe 29, 16 ebenfalls in einem Teilstrom durch den Düsenspalt 27 in die Vorbrennkammer 20 gefördert. Ein weiterer Teilstrom des Sauerstoffes gelangt von der Pumpe 16 durch den Leitapparat 28 in die Kühlrohre 30 in der Brennkammerwand. Nach Durchlaufen dieser Kühlrohre bis zum Ringkanal 35 und zurück durch die Rücklaufleitung 36 bis in die Leitschaufeln 18 wird der Sauerstoff vom ringförmigen Flammhalter 25 über in diesem ausgebildete Hohlräume 74 und Düsen 74 a in die Vorbrennkammer 20 eingeführt. Brennöl und Sauerstoff werden also in gleicher Richtung in die Vorbrennkammer 20 eingespritzt. Hier erfolgt eine ununterbrochene Verbrennung, welche die erforderlichen Gase zum Betrieb der an die Vorbrennkammer anschließenden Turbine 19 liefert. Die Gase treten zuerst durch den Leitapparat 18 und werden von dort auf die Laufbeschaufelung 19 der Turbine geleitet. Die Laufschaufeln, die unter anderem auch durch einen Teilstrom des Brennöles gekühlt werden, besitzen Leitungen 32 und zur Hauptbrennkammer gerichtete Einspritzdüsen 32 a, durch welche ein die Schaufeln 19 durchströmender Teilstrom von Brennöl in die Hauptbrennkammer 21 eingespritzt wird. Die Einspritzung erfolgt ebenso wie die Durchströmung des Turbinenlaufrades 19 schräg zur Turbinenachse in Richtung der Gehäusewand 9. Durch die hier stattfindende Nachverbrennung wird die gewünschte Gasmenge erzeugt, welche mit erhöhter Geschwindigkeit die Schubdüse 22 durchströmt.
Eine Ausführung, bei der drei verschiedene Stoffe zum Betrieb der Turbine in die Brennkammer eingebracht und gemischt werden, ist in F i g. 2 dargestellt. Das Triebwerksgehäuse besteht aus vier Teilen: Der vordere Teil 47 trägt den Einlaufstutzen 44 für das Brennöl B. Daran schließt sich der Teil 48 an, der die Hilfslager 61 und 62 für die Turbinenwelle 42 aufnimmt und den Einlaufstutzen 45 für den Sauerstoff S trägt. In dem daran anschließenden Teil 49 mit dem Einlaufstutzen 46 für Kühlwasser W befindet sich das Hauptlager 60 der Turbinenwelle 42. Dieser Teil 49 stellt gleichzeitig das Gehäuse für den Turbinenläufer 52 dar. In dem hinteren Teil 50 befindet sich die Vorbrennkammer 58 und die Düse 59, in deren vorderem Teil die Nachverbrennung stattfindet. Zur Kühlung des Brennkammermantels 50 ist dieser mit Kühlkanälen 64 versehen, die in den Ringkanal 65 am Ende der Schubdüse 59 einmünden, von wo Rücklaufkanäle 66 bis zu dem den Flammhalter 63 haltenden Turbinenleitapparat 56 hinführen.
In der Zuleitung zu den Kühlkanälen ist ein Spalt 68 zur direkten Einspritzung eines Teilstromes in die Vorbrennkammer 58 vorhanden. Zur Regelung der Kühlung ist vor diesem Spalt für das Kühlmittel ein axial verschiebbarer Stellring 70 angeordnet. Der Turbinenläufer 52, welcher auf der Welle 42 befestigt ist, besitzt außer den beiden Kreiselpumpen 53, 55 für Wasser und Sauerstoff Radialbohrungen 54, welche zur Förderung des Brennöles dienen. Die Turbinenwelle 42 ist in dem Hauptlager 60 sowie in den beiden Hilfslagern 61 und 62 gelagert. Sie besitzt eine Innenbohrung 41 zur Förderung des Brennöles und äußere Bohrungen 43 zum Durchtritt des Sauerstoffes.
Das Brennöl B, welches durch die Öffnung 44 eintritt, wird durch die innere Bohrung 41 der Turbinenwelle 42 in die als Schleuderpumpe wirkenden Radialkanäle 54 des Turbinenrades 52 angesaugt und auf Brennkammerdruck gebracht. Durch die Brennstoffdüse 67 wird der Brennstoff in die Vorbrennkammer 58 eingespritzt. Der Sauerstoff S wird durch die Öffnung 45 angesaugt und gelangt über die äußeren Kanäle 43 der Turbinenwelle 42 in die Sauerstoffpumpe 55. Von hier wird ein Teilstrom in die Vorbrennkammer 58 eingeblasen und strömt entlang dem Flammhalter 63 bei gleichzeitiger Verbrennung eines Teiles des Brennöles. Die Pumpe ist so ausgebildet, daß ein Teil des Sauerstoffes durch in den Schaufeln 57 ausgebildete Bohrungen 72 der auf dem gleichen Läufer 52 liegenden Turbine hindurchgeleitet wird, wodurch diese gekühlt werden. Das zur direkten Kühlung der Verbrennung sowie zur indirekten Kühlung dienende Wasser W wird durch das Rohr 46 in den Ringraum 51 eingesaugt und durch die Pumpe 53 in die Kühlkanäle 64 gefördert, während ein Teilstrom durch den Spalt 68 direkt in die Vorbrennkammer 58 eintritt. Der Hauptstrom des Kühlwassers gelangt über die Kühlkanäle 64, 65, 66 in die Brennkammer- und Düsenwand und wird über in den Schaufeln 56 des Turbinenleitapparates und dem ringförmigen Flammhalter 63 ausgebildete Leitungen 73 durch Einspritzdüsen 69 a unmittelbar in die Vorbrennkammer 58 eingespritzt. Durch Axialverschiebung des Stellrings 70 wird, wie in F i g. 4 angedeutet, eine Regulierung der Brennkammerkühlung erreicht. Auf diese Weise kann der direkte Eintritt des Wassers ganz abgedrosselt werden (gestrichelte Stellung), so daß das gesamte Kühlwasser durch die Brennkammerwand strömt, während beim umgekehrten Verschieben des Stellringes 70 eine zunehmende Wassermenge direkt in die Vorbrennkammer 58 einströmt. Die in der Vorbrennkammer entstehenden Brenngase durchströmen den Leitapparat 56 und die Laufbeschaufelung 57 der Turbine. Beim Verlassen der Turbine wird durch die Nachspritzdüsen 71 a ein aus der Sauerstoffpumpe 55 über Leitungen 71 seitlich abgezweigter Teilstrom des Sauerstoffes eingespritzt, so daß in der Nachbrennkammer die Verbrennung des restlichen Brennöles stattfindet.
Die Einspritzung von Sauerstoff in die Nachbrennkammer bei einer Vorverbrennung mit Brennstoffüberschuß ist nur dann sinnvoll, wenn Treibstoffe verwendet werden, bei denen das für die vollständige Verbrennung erforderliche Mischungsverhältnis ungefähr 1:1 beträgt, wie beispielsweise bei der Verbrennung von Hydrazin.
Die Anwendung der Erfindung ist nicht auf die vorstehend beschriebenen Strahltriebwerke beschränkt. Wenn statt der Schubdüse 22, 59 z. B. eine Nutzleistungsturbine hinter das Triebwerk geschaltet wird, so läßt sich ein leichtes, am Boden einfach verschiebbares, hohe Energie lieferndes Aggregat verwirklichen.

Claims

Patentansprüche: 1. Raketentriebwerk für flüssige Treibstoffe mit einer Hauptbrennkammer und einer dieser in bezug auf die Richtung des chemischen Reaktionsablaufes vorgeschalteten ringförmigen Vorbrennkammer, wobei die beiden Brennkammern durch eine mit voneinander getrennten Vorrichtungen zum Fördern der Treibstoffe versehene, eine zentrale Zuführleitung besitzende Turbine räumlich getrennt sind und von denen die eine Fördervorrichtung auf der der Hauptbre#nnkammer zugewandten Seite der Turbine angeordnet und mittels einer Deckscheibe gegenüber der Hauptbrennkammer abgedeckt ist und bei dem zumindest eine Treibstoffkomponente bzw. eine zusätzliche, an der Verbrennung nicht teilnehmende Komponente von den weiteren an der Turbine ausgebildeten Fördereinrichtungen zugeführt und vor ihrem Eintritt in die Hauptbrennkammer zu Kühlzwecken durch die Brennkammerwand geleitet wird, dadurch gekennzeichnet, daß die über die zentrale Zuführleitung (11 bzw. 43) der hauptbrennkammerseitigen Fördervorrichtung (17 bzw. 55) zugeführte Treibstoffkomponente in je einem Teilstrom in die Vorbrennkammer (20 bzw. 58) und durch in den Turbinenschaufeln (19 bzw. 57) in an sich bekannter Weise ausgebildete Leitungen (32 bzw. 71) und Einspritzdüsen (32 a bzw. 71 a) unmittelbar in die Hauptbrennkammer (21 bzw. 59) eingespeist wird, während die andere Treibstoffkomponente von der zweiten an der Turbine ausgebildeten Fördervorrichtung (16) in ebenfalls je einem Teilstrom der Vorbrennkammer (20) und den Kühleinrichtungen (30, 36) der Brennkammerwandungen bzw. bei Einspeisung einer zusätzlichen, an der Verbrennung nicht teilnehmenden Kühlkomponente mittels der weiteren, an der Turbine ausgebildeten Fördervorrichtung (54) in direktem ungeteiltem Strom der Vorbrennkammer (58) zugeführt wird.
2. Raketentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der turbinenseitige Mantel der Hauptbrennkammer bis zum engsten Querschnitt der Schubdüse in an sich bekannter Weise die Form eines Kegelstumpfes aufweist.
3. Raketentriebwerk nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Turbinenschaufeln (19 bzw. 57) derart ausgebildet bzw. angeordnet sind, daß die aus der Vorbrennkammer (20 bzw. 58) austretenden Brenngase in Richtung der Mantellinie des turbinenseitigen Hauptbrennkammerteiles gefördert werden.
4. Raketentriebwerk nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die in den Turbinenschaufeln (19 bzw. 57) ausgebildeten Leitungen (32 bzw. 71) in an sich bekannter Weise parallel zur Mantellinie der Brennkammer gerichtet sind.
5. Raketentriebwerk nach den Ansprüchen 1 und 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Leitungen (71) je eine sich vom Leitungseingang in den Schaufeln (57) bis nahe des austrittsseitigen Endes der Fördervorrichtung (55) erstreckende und in diesen Teil einmündendeZweigleitung (72) aufweisen.
6. Raketentriebwerk mit einer zusätzlichen, an der Verbrennung nicht teilnehmenden Komponente zur Kühlung der Brennkammerwandung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß von der Kühlkomponente vor ihrem Eintritt in die Brennkammerwandungen ein Teilstrom abgezweigt wird, welcher von der Kühlmittelfördervorrichtung (53) unmittelbar in die Vorbrennkammer (58) eingespeist wird.
7. Raketentriebwerk nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß das Verhältnis der in die Vorbrennkammer (58) eingespeisten zu der die Brennkammerwandungen (64,66) durchlaufenden Kühlstoffmenge in an sich bekannter Weise regelbar ist. B. Raketentriebwerk nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Regelvorrichtung einen der Vorbrennkammer (58) vorgeschalteten, unmittelbar im Kühlstrom liegenden und in axialer Richtung verschiebbaren, sich einerseits am Außenumfang der Turbine (52) und andererseits an der Brennkammerinnnenwand anlegenden, ringförmigen Sperrteil (70) umfaßt. 9. Raketentriebwerk nach den Ansprüchen 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß die der Turbine in bezug auf die Richtung des chemischen Reaktionsablaufes vorgeschalteten Leitschaufeln (18 bzw. 56) durch einen am Außenumfang derselben angeordneten und in die Vorbrennkammer hineinragenden ringförmigen Flammhalter (25 bzw. 63) verbunden sind, dessen äußere Mantelfläche im Bereich des aus den Fördervorrichtungen (16, 17 bzw. 53, 54, 55) austretenden Flüssigkeitsstromes der Komponenten liegt. 10. Raketentriebwerk nach den Ansprüchen 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß das Kühlmittel nach seinem Durchlauf der Brennkammerwandungen über in den Leitschaufeln (18 bzw.56) und dem Flammhalter (25 bzw. 63) ausgebildete Leitungen (73) bzw. Hohlräume (74) aus an der in die Vorbrennkammer hineinragenden Kante des Flammhalters ausgebildeten Düsen (74a bzw. 69a) bzw. Düsenspalten unmittelbar in die Vorbrennkammer (20 bzw. 58) eingespritzt wird. In Betracht gezogene Druckschriften: Deutsche Patentschrift Nr. 882 774; deutsche Auslegeschriften Nr. 1056 426, 1021207; französische Patentschriften Nr. 1 187 946, 1166 217; britische Patentschriften Nr. 793 689, 793 300, 765 670, 759 251, 578 263; USA.-Patentschriften Nr. 2 880 577, 2 585 626, 2 558 483; Energie, 9. Jhrg., Nr. 11 (November 1957), S. 478; Aviation Week, 71. Band, Nr. 23 (7. Dezember 1959), S. 30; SAE-Journal, 67. Band, Nr. 8 (August 1959), S.81.