DE2437990A1

DE2437990A1 - Gas generator for bypass gas turbine drive - with reduced centrifugal stress on rotor under high pressure conditions

Info

Publication number: DE2437990A1
Application number: DE2437990A
Authority: DE
Inventors: Rory Somerset De Chair
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1974-08-07
Filing date: 1974-08-07
Publication date: 1976-02-26

Abstract

Gas turbine drive comprises a housing (2) with air inlet (18) and exhaust gas outlet, a bladed rotor (1) forming a compression zone, a combustion zone and an expansion zone, and a fuel injector (16, 40) for the combustion zone. On the inlet side of the rotor is a compressor rotor (6) with at least one ring of blades shaped to provide the air with a speed component in the direction of rotation of the compressor rotor. To increase swirl speed of the inflowing air relative to the rotor, the compressor rotor rotates in the opposite direction to the rotor.

Description

Gas turbinentriebwerk Die Erfindung betrifft ein Gasturbinentriebwerk mit einem, einen Lufteinlaß und einen Abgasauslaß aufweisenden Gehäuse, weiter mit einem darin angeordneten Rambine-Rotor mit einer Vielzahl von Schaufeln, auf welchem eine Verdichtungszone, eine daran anschließende Brennzone und eine an diese anschließende Expansionszone gebildet ist, ferner mit einer Einrichtung zur Kraftstoffeinspritzung in die Brennzone und mit mindestens einem einlaßseitig mit Bezug auf den Rambine-Rotor angeordneten Verdichterrotor mit mindestens einem Schaufelkranz, dessen Schaufeln so geformt sind, daß sie der geförderten Luft eine Geschwindigkeitskomponente in Richtung der Verdichterrotordrehung mitteilen. Gas turbine engine The invention relates to a gas turbine engine with a housing having an air inlet and an exhaust outlet, further with a rambine rotor arranged therein with a plurality of blades on which a compression zone, an adjoining combustion zone and one is formed on this subsequent expansion zone, furthermore with a device for fuel injection into the combustion zone and with at least one on the inlet side with respect to the Rambine rotor arranged compressor rotor with at least one Blade ring, the blades of which are shaped in such a way that they fit in with the air being conveyed Communicate the speed component in the direction of the compressor rotor rotation.

Insbesondere betrifft die Erfindung einen Gasgenerator, der als inneres Triebwerk eines Bypass-Gasturbinentriebwerks geeignet ist. In particular, the invention relates to a gas generator as an internal Engine of a bypass gas turbine engine is suitable.

Es sind bisher Gasturbinentriebwerke bekannt geworden, bei denen Verdichtung, Verbrennung und Expansion auf dem gleichen Rotor stattfinden. There are previously known gas turbine engines in which Compression, combustion and expansion take place on the same rotor.

Es gibt auf dem Gebiet der Gasturbinentriebwerke noch keinen anerkannten allgemeinen Fachausdruck zur Kennzeichnung der Kategorie von Rotoren, auf denen Verdichtung, Verbrennung und Expansion stattfinden. Es wird deshalb vorgeschlagen, zur Bezeichnung aller unter diese Kategorie fallender existierender und denkbarer Rotorbauarten den Ausdruck "Rambine-Rotor" zu verwenden. Das zusätzliche Merkmal eines Rambine-Rotors ist, daß er eine Verdichtungs-und Expansionsbeschaufelung trägt und daß zwischen dem Verdichtungsteil und dem Expansionsteil eine Verbrennung stattfindet. In der folgenden Beschreibung und den anliegenden Patentansprüchen ist folglich der Ausdruck "Rambine-Rotor" in diesem Sinne zu verstehen Nachstehend sei ein einfacher Fall eines Rambine-Rotors betrachtet, bei welchem keine Einlaßleitschaufeln vorgesehen sind. Strömt Luft mit einer Geschwindigkeit c in den Rotor ein und haben die Schaufeln eine Umfangsgeschwindigkeit u, so ergibt sich, wenn man ein Geschwindigkeitsdreieck mit zwei jeweils Größe und Richtung der Geschwindigkeiten c und u darstellenden Seiten konstruiert, durch die dritte Seite des Dreiecks die Luftgeschwindigkeit wein relativ zum Rotor, d.h. wein = c - u0 Ist die relative Lufteinlaufgeschwindigkeit wein supersonisch, so wird der Luftstrom im Einlaßdiffusor auf relativ zum Rotor subsonische Geschwindigkeit gebracht Danach wird die Luft verdichtet, In den verdichteten Luftstrom wird Kraftstoff eingespritzt und das Kraftstoff/Luft-Gemisch verbrennt in der Brennzone. In den zwischen den Schaufeln der Expansionsbeschaufelung gebildeten Aus daß kanälen expandieren die Abgase und treten mit relativ zum Rotor supersonischer Geschwindigkeit waus aus. There is as yet no recognized one in the field of gas turbine engines General technical term used to identify the category of rotors on which Compression, combustion and expansion take place. It is therefore suggested that to denote all existing and conceivable ones falling under this category Rotor types to use the term "Rambine rotor". The additional feature of a Rambine rotor is that it has a compression and Expansion blading carries and that a combustion between the compression part and the expansion part takes place. In the following description and the appended claims consequently the term "Rambine rotor" is to be understood in this sense consider a simple case of a Rambine rotor with no inlet guide vanes are provided. Air flows into the rotor at a velocity c and have the blades have a circumferential speed u, then if one uses a speed triangle with two each representing the magnitude and direction of the velocities c and u Sides constructed, the air speed through the third side of the triangle wein relative to the rotor, i.e. wein = c - u0 is the relative air intake speed if supersonic, the airflow in the inlet diffuser is relative to the rotor Subsonic speed brought then the air is compressed, In the compressed Air flow, fuel is injected and the fuel / air mixture burns in the burn zone. In those formed between the blades of the expansion blading From that channels expand the exhaust gases and occur with relative to Rotor of supersonic speed wore out.

Bei derartigen Rotoren tritt jedoch ein Problem auf, wenn man die Verbrennungsbedingungen betrachtete Die zum Ablauf der Verbrennung erforderliche Zeit wird mit größerwerdender Verdichtung des Luftstromes kleiner und der auf dem Rotor für die Verbrennung erforderliche axiale Raum ist eine Funktion des Produktes aus der für den Verbrennungsablauf erforderlichen Zeit und der Geschwindigkeit des verdichteten Luftstromes0 Die Geschwindigkeit des verdichteten Luftstroms muß beim Beginn des Verbrennungsvorgangs in jedem Fall verhältnismäßig klein gehalten werden, da sonst die Kraftstoffmenge, die in der Brennzone verbrannt werden kann, bevor die Strömung gedrosselt wird, stark begrenzt ist. Es leuchtet daher ein, daß zum Erreichen eines verhältnismäßig kurzen Brennraums ein möglichst hoher Druck stromab der Lufteinlaßkanäle herrschen sollten Bei Triebwerken für Flugzeuge sind geringe Größe und geringes Gewicht sehr erwünscht und zur Erzielung eines ausreichenden Druckes im verdichteten Luftstrom vor der Verbrennung ist ein Gesamtdruckverhältnis von etwa 35 : 1 erforderlich. In such rotors, however, a problem arises when one of the Combustion Conditions Considered The one required for the combustion to proceed Time becomes smaller with increasing compression of the air flow and that on the Rotor axial space required for combustion is a function of the product from the time required for the combustion process and the speed of the compressed air flow 0 The speed of the compressed air flow must be at The beginning of the combustion process must be kept relatively small in any case, otherwise the amount of fuel that can be burned in the combustion zone before the flow is throttled is severely limited. It is therefore evident that for Achieving a relatively short combustion chamber as high a pressure as possible downstream of the air inlet ducts should prevail In aircraft engines are low Size and light weight are very desirable and to achieve a sufficient The pressure in the compressed air stream before combustion is an overall pressure ratio of about 35: 1 is required.

Damit so hohe Druckverhältnisse wie beispielsweise 35 : 1 bei bekannten Rotoren erhältlich sind, müßten diese Rotoren mit sehr hohen Drehzahlen umlaufen und folglich wird das Problem der sehr hohen Rotortemperaturen noch durch die starken Beanspruchungen durch die Fliehkräfte vergrößert. With such high pressure ratios such as 35 : 1 are available with known rotors, these rotors would have to run at very high speeds and consequently the problem of the very high rotor temperatures is still going through the heavy stresses caused by the centrifugal forces increased.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Gasturbinentriebwerk der eingangs dargelegten Art so auszubilden, daß bei gleichzeitiger wesentlicher Verminderung der auf den Rotor wirkenden fliehkraftbedingten Beanspruchungen hohe Druckverhältnisse erzielbar sind. The invention is based on the object of a gas turbine engine of the type set out in such a way that at the same time essential Reduction of the high stresses caused by centrifugal forces acting on the rotor Pressure ratios are achievable.

Im Sinne der Lösung dieser Aufgabe ist ein solches Gasturbinentriebwerk gemäß der Erfindung dadurch gekennzeichnet, daß zwecks Vergrößerung der Wirbelgeschwindigkeit der einströmenden Luft bezüglich des Rambine-Rotors der Verdichterrotor gegensinnig mit Bezug auf den Rambine-Rotor umläuft, Der bezüglich des Rambine-Rotors gegenläufige Verdichterrotor erzeugt also eine Wirbelgeschwindigkeit in dem relativ zum Rambine-Rotor supersonischen Luftstrom, Die Verdichtungszone bringt den supersonischen Luftstrom auf eine subsonische Geschwindigkeit. Der supersonische Diffusionsvorgang endigt dabei in einer verhältnismäßig schwachen normalen Stoßwelle und auf dem Rambine-Rotor ist stromab dieser Stoßwelle und stromauf der Verbrennungszone eine divergente Strömungszone vorgesehen. Such a gas turbine engine is in the sense of solving this problem according to the invention characterized in that in order to increase the vortex speed of the inflowing air with respect to the Rambine rotor of the compressor rotor in opposite directions with respect to the Rambine rotor rotates, the one with respect to the Rambine rotor rotates in the opposite direction The compressor rotor thus generates a vortex speed in the relative to the Rambine rotor supersonic airflow, the compression zone brings the supersonic airflow at a subsonic speed. The supersonic one Diffusion process ends in a relatively weak normal shock wave and on the Rambine rotor is a divergent flow zone downstream of this shock wave and upstream of the combustion zone intended.

Bevorzugte Ausführungsformen und Ausgestaltungen der Erfindung bilden Gegenstand der Unteransprüche. Form preferred embodiments and refinements of the invention Subject of the subclaims.

Einige bevorzugte Ausführungsformen der Erfindung werden nachstehend mit Bezug auf die anliegenden Zeichnungen beispielsweise beschrieben. Es zeigen: Fig. 1 einen vereinfachten Axialschnitt durch ein Triebwerk nach der Erfindung, Fig. 2 eine abgewickelte Darstellung des Rotors des in Fig. 1 dargestellten Triebwerks die Fig, 3A und 3B Geschwindigkeitsdiagramme zur Erläuterung der Arbeitsweise des in den Fig. 1 und 2 dargestellten Triebwerks, Fig. 4 einen vereinfachten Axialschnitt durch eine weitere Ausführungsform der Erfindung, Fig. 5 eine abgewickelte Darstellung der Rotoren des Triebwerks nach Fig. 4, die Fig. 6A bis 6F Geschwindigkeitsdiagramme zur Erläuterung der Arbeitsweise der in den Fig. 4 und 5 dargestellten Ausführungsform, Fig. 7 die Querschnittsform der Rotorschaufeln bei einer weiteren Aus führungsform der Erfindung, die Fig. 8A bis 8D Axialschnitte durch weitere alternative Rotorausführungsformen, Fig. 9 einen Abwicklungsschnitt durch den Rotor der in den Fig. 8A bis 8D gezeigten Ausführungsformen der Erfindung, Fig. 10 einen Ausschnitt einer Gehäuseinnenfläche eines erfindungsgemäßen Triebwerks, wobei Düsen einer Anlasseinrichtung für das Triebwerk dargestellt sind, Fig. 11 einen Axialschnitt durch eine der in Fig. 10 sichtbaren Düsen, Fig. 12 einen Axialschnitt durch eine abgewandelte Düse einer Anlassvorrichtung, Fig0 13 einen schematischen Axialschnitt durch ein weiteres erfindungsgemäßes Triebwerk, bei welchem ein Rotor Hilfseinrichtungen antreibt, Fig. 14 eine schematische Darstellung, aus welcher die Steuerung eines erfindungsgemäßen Triebwerks hervorgeht, Fig. 15 eine Rotorabwicklung einer noch weiteren Ausführungsform der Erfindung, und die Fig. 16A bis 16F Geschwindigkeitsdiagramme zur Erläuterung der Arbeitsweise der in Fig. 15 dargestellten Anordnung. Some preferred embodiments of the invention are described below with reference to the accompanying drawings, for example. Show it: 1 shows a simplified axial section through an engine according to the invention, FIG. 2 shows a developed representation of the rotor of the engine shown in FIG. 1 FIGS. 3A and 3B are speed diagrams for explaining the operation of the engine shown in Figs. 1 and 2, 4 shows a simplified one Axial section through a further embodiment of the invention, FIG. 5 a developed one Representation of the rotors of the engine according to FIG. 4, FIGS. 6A to 6F are speed diagrams to explain the mode of operation of the embodiment shown in FIGS. 4 and 5, 7 shows the cross-sectional shape of the rotor blades in a further embodiment of the invention, FIGS. 8A to 8D axial sections through further alternative rotor embodiments, 9 shows a development section through the rotor of the one shown in FIGS. 8A to 8D Embodiments of the invention, 10 shows a section of a Housing inner surface of an engine according to the invention, with nozzles of a starting device for the engine are shown, Fig. 11 is an axial section through one of the in 10 visible nozzles, FIG. 12 an axial section through a modified nozzle a starting device, Fig0 13 a schematic axial section through another engine according to the invention, in which a rotor drives auxiliary devices, 14 shows a schematic representation from which the control of an inventive Engine is shown, Fig. 15 a rotor development of a still further Embodiment of the invention, and Figs. 16A to 16F are velocity diagrams to explain the operation of the arrangement shown in FIG.

In den Fig. 1 und 2 ist eine erste Ausführungsform der Erfindung dargestellt, gemäß welcher ein Rambine-Rotor 1, auf welchem Verdichtung, Verbrennung und Expansion stattfinden, drehbar in einem Gehäuse 2 gelagert ist Stromauf des Rambine-Rotors befindet sich ein Verdichter 6, der über eine Welle 8 in Trieb verbindung mit einer stromab des Rambine-Rotors gelegenen Turbine 7 steht; Der Rambine-Rotor 1 ist in auf der Welle 7 angeordneten Lagern 9 und 10 gelagert und die Welle 7 ist ihrerseits in Lagern 11 und 12 gelagert, welche mittels nicht dargestellter Streben im Gehäuse 2 befestigt sind. 1 and 2 is a first embodiment of the invention shown, according to which a Rambine rotor 1, on which compression, combustion and expansion take place, is rotatably mounted in a housing 2 upstream of the Rambine rotor is a compressor 6, which is connected via a shaft 8 in drive with a turbine 7 located downstream of the Rambine rotor; The Rambine rotor 1 is mounted in bearings 9 and 10 arranged on the shaft 7 and the shaft 7 is in turn stored in bearings 11 and 12, which by means of struts, not shown are fixed in the housing 2.

Der Rambine-Rotor 1 trägt eine Vielzahl von Radialschaufeln 5, wobei jeweils benachbarte Schaufeln zwischen sich einen Einlaßkanal i, einen daran anschließenden Brennraum c und einen sich an diesen anschließenden Aus daß kanal e bilden. Die Einlaßkanäle i sind so ausgebildet, daß sie supersonische Diffusoren zur Verdichtung der Luft bilden, und die Auslaßkanäle e dienen der Entspannung der Abgase aus den Brennräumen c. The Rambine rotor 1 carries a plurality of radial blades 5, wherein adjacent blades have an inlet channel i between them and one adjoining it Combustion chamber c and one adjoining this from that channel form e. The inlet channels i are designed to have supersonic diffusers to compress the air, and the outlet channels e are used to relax the Exhaust gases from the combustion chambers c.

Der Verdichterrotor 6 und der Turbinenrotor 7 tragen jeweils eine Vielzahl von Radialschaufeln 3 bzw. 4, die zueinander entgegengesetzt gewölbt sind. Der vom Rambine-Rotor 1 kommende Abgasstrom treibt den Turbinenrotor 7 gegensinnig zum Rambine-Rotor, so daß auch der Verdichterrotor 6 gegenläufig mit Bezug auf den Rambine-Rotor 1 gedreht wird, Die Schaufeln 3 des Verdichterrotors 6 sind so gewölbt, daß sie der verdichteten Luft eine Geschwindigkeitskomponente in Richtung ihres Umlaufs mitteilen. The compressor rotor 6 and the turbine rotor 7 each carry a A plurality of radial blades 3 and 4, which are curved opposite to one another. The exhaust gas flow coming from the Rambine rotor 1 drives the turbine rotor 7 in opposite directions to the Rambine rotor, so that the compressor rotor 6 rotates in opposite directions with respect to the Rambine rotor 1 is rotated, the blades 3 of the compressor rotor 6 are curved so that that the compressed air has a velocity component in its direction In circulation.

Ein teilweise vom Gehäuse 2 gebildeter Kanal 18 stellt einen Lufteinlaß am stromaufseitigen Gehäuse ende daro Im Kanaleinlaß sind Einrichtungen zur Kraftstoffeinleitung, beispielsweise Kraftstoffeinspritzringe 16, vorgesehen, aus denen Kraftstoff durch Düsen 40 eingespritzt wird. A channel 18 partially formed by the housing 2 provides an air inlet at the end of the housing on the upstream side. for example, fuel injection rings 16, are provided, from which fuel passes through Nozzles 40 is injected.

Alternativ dazu kann eine Kraftstoffeinspritzvorrichtung Anwendung finden, bei welcher in an sich bekannter Weise Krafts toffaus trittsöffnungen in den Seitenflächen der Schaufeln 5 vorgesehen sind.Alternatively, a fuel injector may be used find in which in a known manner Krafts toffaus outlet openings in the side faces of the Blades 5 are provided.

Die Betriebsweise des in den Fige 1 und 2 dargestellten Triebwerks wird nachstehend anhand der Geschwindigkeitsdiagramme in den Fig. 3A und 3B beschrieben. Ein Kraftstoff/Luft-Gemisch tritt in die Schaufelzwischenräume des Verdichterrotors 6 ein und wird teilweise verdichtet, bevor es wieder aus den Schaufelzwischenräumen aus tritt* Die gewölbten Schaufeln 3 teilen dem Gemisch eine Geschwindigkeitskomponente in Drehrichtung des Verdichterrotors 6, deh. in Richtung des Schaufelumlaufs, mito Das Gemisch tritt folglich mit der Absolutgeschwindigkeit c2 aus dem Verdichterrotor 6 aus, welche größer als die Umlaufgeschwindigkeit der Schaufeln 3 ist. Dies ist in dem Diagramm nach Fig. 3A dargestellt, in welchem w2aus die Relativgeschwindigkeit am Verdichterauslaß, u2 die Geschwindigkeit de7r Schaufeln 3 und c2 die Absolutgeschwindigkeit der Strömung am Verdichterrotorausgang ist. The mode of operation of the engine shown in FIGS will be described below with reference to the speed graphs in FIGS. 3A and 3B. A fuel / air mixture enters the spaces between the blades of the compressor rotor 6 and is partially compacted before it comes back out of the vane spaces comes out * The curved blades 3 share a speed component in the mixture in the direction of rotation of the compressor rotor 6, deh. in the direction of the blade rotation, mito The mixture consequently emerges from the compressor rotor with the absolute speed c2 6, which is greater than the speed of rotation of the blades 3. This is shown in the diagram of FIG. 3A, in which w2aus the relative speed at the compressor outlet, u2 the speed of the blades 3 and c2 the absolute speed is the flow at the compressor rotor outlet.

Aus dem zweiten, in Fig. 3B dargestellten Diagramm geht hervor, daß es der Verdichterrotor 6 ermöglicht, daß der Rambine-Rotor 1 mit einer niedrigeren Umfangsgeschwindigkeit uR umlaufen kann und trotzdem noch die gleiche relative Einlaufgeschwindigkeit Wein beibehalten wird. From the second diagram shown in Fig. 3B it can be seen that it allows the compressor rotor 6 that the Rambine rotor 1 with a lower Circumferential speed uR and still the same relative running-in speed Wine is retained.

Die Geschwindigkeit Wein ist die relative Konstruktionseinlaufgeschwindigkeit für den Rambine-Rotor und es ist vorgesehen, daß wein im Bereich der zweifachen bis dreifachen Schallgeschwindigkeit am Rambine-Rotor-Eintritt liegt.The wine speed is the relative construction entry speed for the Rambine rotor and it is envisaged that wine in the range of twofold up to three times the speed of sound at the Rambine rotor inlet.

Da das Kraftstoff/Luft-Gemisch durch den Verdichterrotor 6 verdichtet wird, ist in den Einlaßkanälen i des Rambine-Rotors 1 nur eine geringere Verdichtung erforderlich. Der Verdichterrotor 6 hat jedoch hauptsächlich die Aufgabe, eine höhere Wirbelgeschwindigkeit zu erzeugen, und der Druckanstieg über dem Verdichterrotor ist als sekundärer Vorteil zu betrachten. Ist die Konstruktionsdruckgewinnung der Verdichtungszone des Rambine-Rotors sehr hoch, so ist an der Austrittsseite des Verdichterrotors 6 eine entsprechend hohe Wirbelgeschwindigkeit erforderliche Der Verdichterrotor muß also mit sehr hoher Drehzahl umlaufen und seine relative Einlaß-Machzahl könnte, vom Gesichtspunkt der Schaufelaerodynamik her gesehen, übermäßig groß sein. Zur Verminderung dieser hohen relativen Einlaß-Mach zahl am Verdichterrotor bei Beibehaltung einer relativ hohen Einlaß-Mach zahl an der Eintrittsseite des Rambine-Rotors ist die in den Fig. 4 und 5 dargestellte Ausführungsform zu bevorzugen.Since the fuel / air mixture is compressed by the compressor rotor 6 is, there is only a lower compression in the inlet channels i of the Rambine rotor 1 necessary. However, the main task of the compressor rotor 6 is to provide a higher Generate vortex velocity, and the pressure rise across the compressor rotor should be seen as a secondary benefit. Is the construction pressure recovery of the The compression zone of the Rambine rotor is very high, so it is on the outlet side of the Compressor rotor 6 required a correspondingly high vortex speed The compressor rotor must therefore rotate at a very high speed and its relative inlet Mach number could be excessively large from the point of view of blade aerodynamics. To reduce this high relative inlet Mach number on the compressor rotor Maintaining a relatively high inlet Mach number on the inlet side of the Rambine rotor the embodiment shown in FIGS. 4 and 5 is to be preferred.

In den Fig. 4 und 5 sind jeweils den Komponenten der in den Fig. 1 und 2 dargestellten Ausführungsform entsprechende Komponenten mit gleichen Bezugsziffern gekennzeichnet. Wie aus den Fig. 4 und 5 ersichtlich ist, ist bei dieser Ausführungsform ein zusätzlicher turbinengetriebener Verdichterrotor 14 vorgesehen, der über eine Welle 13 mit einem zusätzlichen Turbinenrotor 15 gekuppelt ist. Der Verdichterrotor 14 läuft mit gleichem Drehsinn wie der Verdichterrotor 6, jedoch mit niedrigerer Drehzahl um. 4 and 5 are the components of the in 1 and 2 embodiment illustrated embodiment with the same components Marked with reference numbers. As can be seen from FIGS. 4 and 5, is at this embodiment, an additional turbine-driven compressor rotor 14 is provided, which is coupled to an additional turbine rotor 15 via a shaft 13. Of the Compressor rotor 14 runs in the same direction of rotation as compressor rotor 6, however at a lower speed.

Dementsprechend wird die Wirbelgeschwindigkeit in zwei Stufen aufgebaut. Die in den Fig. 6A bis 6F dargestellten Diagramme erläutern diesen Vorgang Auf den Verdichterrotor 14, der mit einer Umfangsgeschwindigkeit ul umläuft, trifft ein axialer Luftstrom miteiner Absolutgeschwindigkeit cl auf0 Folglich ergibt sich, vektoriell dargestellt, die relative Einlaufgeschwindigkeit folgendermaßen: c - u1 = klein (Gleichung 1) Infolge ihrer Krümmung setzen die Schaufeln die Geschwindigkeit wlein in die Geschwindigkeit wlaus um und folglich beträgt die Absolutgeschwindigkeit stromab des Verdichterrotors 14: wlaus + ul = c2 (Gleichung 2) Dieser Luftstrom trifft nun auf den Verdichterrotor 6 auf, der mit der Umfangsgeschwindigkeit u2 und im gleichen Drehsinn wie der Verdichterrotor 14 umläuft, so daß sich folgende relative Einlaufgeschwindigkeit ergibt: w2 ein c2 - u2 (Gleichung 3) Infolge der Krümmung der Schaufeln des Verdichterrotors 6 wird die Geschwindigkeit w2 ein in die Geschwindigkeit w2 aus umgewandelt und folglich ergibt sich als Absolutgeschwindigkeit c3 stromab des Verdichterrotors 6 die Summe der relativen Austrittsgeschwindigkeit w2 aus und der Rotorumfangsgeschwindigkeit u2: c3 = w2 aus + u2 (Gleichung 4) Nun gelangt der Luftstrom in den Rambine-Rotor, der gegensinnig mit bezug auf die Verdichterrotoren 14 und 6 umläuft und eine Umfangsgeschwindigkeit uR besitzt Seine relative Einlaufgeschwindigkeit wRein errechnet sich also: c3 - uR = wRein (Gleichung 5) Da uR entgegengesetzt zu ul und u2 gerichtet ist, handelt es sich bei wR ein um eine sehr große relative Einlaufgeschwindigkeit mit einer sehr hohen Wirbelgeschwindigkeit, die gleich der Komponente wRT (Fig. 6E) ist. Aber es ist einzusehen, daß diese sehr hohe Wirbelgeschwindigkeit von einer verhältnismäßig niedrigen Axialgeschwindigkeitskomponente wRA begleitet ist und daß sie aus den Umfangsgeschwindigkeiten ul, u2 und uR der Rotoren 14 bzwe 6 bzw. 1 entstanden ist, die ihrerseits alle verhältnismäßig niedrig sind. Accordingly, the vortex speed is built up in two stages. The diagrams shown in FIGS. 6A to 6F explain this process Compressor rotor 14, which rotates at a peripheral speed ul, arrives axial air flow with an absolute velocity cl auf0 represented as a vector, the relative infeed speed as follows: c - u1 = small (equation 1) As a result of their curvature, the blades set the speed wlein converts to velocity wlaus and consequently the absolute velocity is downstream of the Compressor rotor 14: wlaus + ul = c2 (equation 2) This air flow now hits the compressor rotor 6, which is at the peripheral speed u2 and rotates in the same direction of rotation as the compressor rotor 14, so that the following relative entry speed results in: w2 a c2 - u2 (equation 3) As a result of the Curvature of the blades of the compressor rotor 6 becomes the speed w2 in the speed w2 is converted from and consequently results as the absolute speed c3 downstream of the compressor rotor 6 is the sum of the relative exit speed w2 off and the rotor circumferential speed u2: c3 = w2 off + u2 (equation 4) Now the air flow enters the Rambine rotor, which is in the opposite direction with respect to the compressor rotors 14 and 6 revolves and has a peripheral speed uR His relative inlet speed wRein is calculated as follows: c3 - uR = wRein (equation 5) Since uR is directed opposite to ul and u2, wR is a a very high relative inlet speed with a very high vortex speed, which is equal to the component wRT (Fig. 6E). But it can be seen that this very much high vortex velocity from a relatively low axial velocity component wRA is accompanied and that it consists of the peripheral speeds ul, u2 and uR der Rotors 14 or 6 or 1 was created, which in turn are all relatively low are.

Folglich können die Mach zahlen durch die Verdichterrotoren 14 und 6 auf etwa Mach 1,5 gehalten werden, was genügend niedrig zur Vermeidung übermäßiger Schwierigkeiten bei der Schaufelkonstruktion ist. Die Machzahl ergibt sich, indem man die örtliche Geschwindigkeit durch die örtliche Schallgeschwindigkeit teilt, welch letztere sich mit der Quadratwurzel der örtlichen statischen Temperatur ändert. Consequently, the Mach can pay through the compressor rotors 14 and 14 6 can be kept at about Mach 1.5, which is low enough to avoid excessive Difficulty with the blade construction is. The Mach number is given by the local speed is divided by the local speed of sound, which latter changes with the square root of the local static temperature.

Das Geschwindigkeitsdiagramm für die Austrittsseite des Verdichterrotors 6 ist ähnlich dem in Fig. 3A dargestellten Diagramm. The speed diagram for the discharge side of the compressor rotor Figure 6 is similar to the diagram shown in Figure 3A.

Die Wirkung des Verdichterrotors 14 ist aus Fig. 6F ersichtlich. Die gestrichelten Linien zeigen c2 und w2 ein' die sich ohne Verdichterrotor 14 ergeben, im Vergleich zu den sich mit dem Verdichterrotor 14 ergebenden, mit Volllinien gezeichneten Geschwindigkeiten. The effect of the compressor rotor 14 can be seen from FIG. 6F. The dashed lines show c2 and w2 a 'which are located without a compressor rotor 14 result, in comparison to the results with the compressor rotor 14, with solid lines drawn speeds.

bei einer weiteren Ausführungsform der Erfindung, bei welcher stromauf oder in der Nähe des Verdichterrotors Kraftstoff zugeführt wird, sind die Schaufelzwischenräume des Rambine-Rotors im Sinne einer Verminderung der Verbrennungsverluste ausgebildet, Gemäß Fig. 7 sind zwischen zwei Schaufeln 19 und 20 ein Einlaßkanal i, ein Brennraum c und ein Auslaßkanal e gebildet. Die Einlaßkanäle sind für supersonische Verdichtung ausgebildet, so daß der supersonische Verdichtungsvorgang durch eine normale Stoßwelle S beendigt wird. Die Temperatur hinter der Stoßwelle S ist hoch genug, um einen chemischen Zündverzögerungsvorgang einzuleiten, Während dieses Vorgangs treten in dem Kraftstoff/ Luft-Gemisch chemische Reaktionen auf, welche den Aufbau von Radikalen wie beispielsweise OH, 0 und H verursachen. in a further embodiment of the invention, in which upstream or fuel is supplied in the vicinity of the compressor rotor are the vane spaces of the Rambine rotor designed to reduce combustion losses, According to FIG. 7, an inlet channel i, a combustion chamber, are between two blades 19 and 20 c and an outlet channel e is formed. The inlet ports are for supersonic compression designed so that the supersonic compression process by a normal shock wave S is terminated. The temperature behind the shock wave S is high enough to cause a initiate chemical ignition delay process, occur during this process The fuel / air mixture undergoes chemical reactions that lead to the build-up of radicals such as OH, 0 and H cause.

Während dieses Vorgangs wird nur sehr wenig Wärme freigesetzt.Very little heat is released during this process.

Am Ende des Zündverzögerungsvorgangs erreichen diese Radikale schnell eine Spitzenkonzentration , und nach der Zündung nehmen die Radikalkonzentrationen infolge von Rekombinationsreaktionen ab. Während dieses letzten Vorgangs wird am meisten Wärme freigesetzt.At the end of the delayed ignition process, these radicals reach quickly a peak concentration, and after ignition the radical concentrations decrease as a result of recombination reactions. During this last operation, on most heat released.

Gemäß der Erfindung vergrößert sich der Strömungsquerschnitt der zwischen den Schaufeln gebildeten Kanäle zwischen der Stelle, an welcher die Stoßwelle S auftritt, und einer Stelle D, an welcher der Zündverzögerungsvorgang beendet ist. Mit anderen Worten, der Strömungsquerschnitt der zwischen den Schaufeln gebildeten Kanäle vergrößert sich von der Stelle der Stoßwelle aus über eine der Zündverzögerung entsprechende Distanz0 Dies läßt sich durch eine solche Schaufelkonstruktion erreichen, daß die zwischen den Schaufeln gebildeten Kanäle von einem Punkt aus, der unmittelbar stromauf der am weitesten stromauf gelegenen Stelle liegt, an welcher die Stoßwelle S auftreten kann, bis zu der am weitesten stromab gelegenen Stelle divergieren, an welcher die Zündung innerhalb des Betriebsbereichs des Triebwerks auftreten kann. Diese Anordnung weicht von bekannten Anordnungen ab, bei denen stehende Verpuffungswellen in den zwischen den Schaufeln gebildeten Kanälen vorhanden sind, da diese bekannten Anordnungen keine Strömungsquerschnittsvergrößerung während des Zündverzögerungsvorgangs aufweisen0 Der Vorteil dieser Strömungsquerschnittsvergrößerung während des Zündverzögerungsvorgangs liegt darin, daß für die Wärmeerzeugung eine schwächere Stoßwelle S benützt werden kann. Der Grund dafür wird nachstehend erläutert. According to the invention, the flow cross-section increases channels formed between the blades between the point at which the shock wave S occurs, and a point D at which the ignition delay process is ended. In other words, the flow area that is formed between the blades Channel enlarges from the point of the shock wave over one of the ignition delay corresponding distance0 This can be achieved by such a blade construction, that the channels formed between the blades from a point which is immediately is upstream of the most upstream point at which the shock wave S can occur, diverge to the most downstream point, at which ignition can occur within the operating range of the engine. This arrangement differs from known arrangements in which standing deflagration waves in the channels formed between the blades available, since these known arrangements do not increase the flow cross-section during the The advantage of this increased flow cross-section during the ignition delay process is that one for the heat generation weaker shock wave S can be used. The reason for this is explained below.

Die Wärmemenge, die einer durch einen konstanten Strömungsquerschnitt strömenden Strömung zugeführt werden kann, hängt von der Mach zahl am Beginn der Erwärmung ab. The amount of heat generated by a constant flow cross-section flowing flow depends on the Mach number at the beginning of the Warming off.

Je niedriger die subsonische Mach zahl ist, desto mehr Wärme kann zugeführt werden, bevor die Strömung gedrosselt wird. Falls keine änderung des Strömungsquerschnitts hinter der Stoßwelle stattfindet, muß beim Beginn der Erwärmung eine niedrige subsonische Mach zahl erreicht werden, indem man die mit hoher supersonischer Mach zahl strömende Strömung derart in die Stoßwelle strömen läßt, daß sich hinter der Stoßwelle eine niedrige subsonische Mach zahl ergibt. Ist eine schwache Stoßwelle verwendet, in welche eine Strömung mit niedriger supersonischer Geschwindigkeit hineinströmt, so ist hinter dieser Stoßwelle eine hohe subsonische Machzahl vorhanden und der Strömungsquerschnitt muß vergrößert sein, damit diese Machzahl vor der Zündung und vor der Wärme erzeugung vermindert wird wenn eine ebensogroße Erwärmung erzielt werden soll wie bei Verwendung einer starken Stoßwelle. Die Verwendung einer schwächeren Stoßwelle hat geringere Stoßwellenverluste zur Folge, Nach dem divergierenden Abschnitt können die zwischen den Schaufeln gebildeten Kanäle einen geraden Abschnitt aufweisen, an welchen sich ein konvergenter Abschnitt und danach ein divergenter Expansionsabschnitt anschließen, wie bei c und e in Fig. 7 dargestellt ist.The lower the subsonic Mach number, the more heat can be be supplied before the flow is throttled. If there is no change in the flow cross-section takes place behind the shock wave, there must be a low subsonic at the beginning of the warming Mach number can be achieved by using the high supersonic Mach number streaming Stream can flow into the shock wave in such a way that there is one behind the shock wave results in a low subsonic Mach number. Is a weak shock wave used in which flows in a current of low supersonic velocity, so there is a high subsonic Mach number behind this shock wave and the The flow cross-section must be increased so that this Mach number occurs before ignition and before the heat generation is reduced when the same level of heating is achieved should be like when using a strong shock wave. The use of a weaker one Shock wave results in lower shock wave losses, after the diverging section the channels formed between the blades can have a straight section, at which there is a convergent section and then a divergent expansion section connect, as shown at c and e in FIG.

Wenn Kraftstoff in den in die Einlaßkanäle i einströmenden Luftstrom eingeleitet werden soll, so kann dies durch Bohrungen in den Wandungen der Schaufeln stromab der Stoßwelle S erfolgen. Jedoch muß die Kraftstoffeinspritzstelle ausreichend weit stromauf von der beabsichtigten Zündstelle liegen, damit die oben beschriebene Bildung der Radikale OH, 0 und H möglich ist, wenn Selbstzündung noch erwünscht ist0 Anderenfalls erfolgt die Zündung in einer turbulenten Flamme, die stromab der Kraftstoffeinspritzbohrungen stabilisiert wird. When fuel in the air flow flowing into the intake ports i is to be initiated, this can be done through holes in the walls of the blades take place downstream of the shock wave S. However, the fuel injection point must be sufficient far upstream of the intended ignition point, so that the above-described Formation of the radicals OH, 0 and H is possible if self-ignition is still desired ist0 Otherwise the ignition takes place in a turbulent flame downstream of the Fuel injection holes is stabilized.

Weitere Ausführungsformen der Erfindung sind in den Fig0 8A bis 8D dargestellt Figo 9 zeigt einen mit konstantem Radius in Umfangsrichtung durch die Beschaufelung eines Rambine*Rotors 25 gelegten Schnitt und ist für jede der in den Fig. 8A bis 8D gezeigten Ausführungsformen gültig Gemäß Fig. 8A weist der Rambine-Rotor 25 zwei Schaufelkränze 22 und 28 auf, die durch eine ringförmige Kammer A voneinander getrennt sind. Das Triebwerks gehäuse weist feststehende Wandungsteile 29, 26 und 30 auf. Bei der Ausführungsform nach Fig. 8B ist das Wandungsteil 29 an den Schaufeln 22 befestigt und läuft mit diesem um, während die Wandungsteile 26 und 30 feststehen und nicht mit dem Rambine-Rotor zusammen drehbar sind. Bei dem Triebwerk nach Fig. 8C ist das Wandungsteil 30 an den Schaufeln 28 befestigt und läuft mit diesen zusammen um , während die Wandungsteile 29 und 26 feststehen. Bei der Ausführungsform nach Fig. 8D ist das Wandungsteil 29 an den Schaufeln 22 und das Wandungsteil 30 an den Schaufeln 28 befestigt und nur das Wandungsteil 26 ist feststehende Wenn eines oder beide der Wandungsteile 29 und 30 an den jeweils benachbarten Schaufeln befestigt sind und mit diesen umlaufen, sind zwischen dem feststehenden Wandungsteil 26 und dem bzw. Further embodiments of the invention are shown in Fig0 8A to 8D, FIG. 9 shows one with a constant radius in the circumferential direction cut through the blading of a Rambine * rotor 25 and is for each of the embodiments shown in FIGS. 8A to 8D valid according to FIG. 8A the Rambine rotor 25 has two blade rings 22 and 28, which are connected by an annular Chamber A are separated from each other. The engine housing has fixed wall parts 29, 26 and 30. In the embodiment according to FIG. 8B, the wall part is 29 attached to the blades 22 and rotates with this, while the wall parts 26 and 30 are fixed and cannot be rotated together with the Rambine rotor. at In the engine according to FIG. 8C, the wall part 30 is attached to the blades 28 and runs around with these while the wall parts 29 and 26 are fixed. In the embodiment according to FIG. 8D, the wall part 29 is on the blades 22 and the wall part 30 is attached to the blades 28 and only the wall part 26 is fixed If one or both of the wall parts 29 and 30 to the respectively adjacent blades are attached and revolve with these, are between the fixed wall part 26 and the or

den drehbaren Wandungsteilen nicht dargestellte, jedoch an sich bekannte Dichtungen vorgesehene Wie festzustellen ist, ist das Wandungsteil 26 nicht mit dem Rambine-Rotor zusammen drehbar dargestellt; Der Grund hierfür liegt darin, daß die hohen Temperaturen im Brennraum C die äußere Wandung so stark schwächen, daß sie den fliehkraftbedingten Beanspruchungen nicht standhalten kann. Trotzdem ist es denkbar, daß Werkstoffe oder Kühltechniken Anwendung finden, welche es ermöglichen, das Wandungsteil 26 mit dem Rambine-Rotor zusammen umlaufen zu lassen.the rotatable wall parts not shown, but known per se Seals provided How to determine is, is the wall part 26 not shown rotatable together with the Rambine rotor; The reason for this lies in that the high temperatures in the combustion chamber C weaken the outer wall so much, that it cannot withstand the stresses caused by centrifugal forces. Nevertheless it is conceivable that materials or cooling techniques are used which make it possible to let the wall part 26 rotate together with the Rambine rotor.

Grundsätzlich ist die Kammer A durch die von den Hinterkanten der Schaufeln 22 und den Vorderkanten der Schaufeln 28 beschriebenen Rotationsflächen, der Nabe des Rambine-Rotors und von dem feststehenden Wandungsteil 26 begrenzt. Wie aus den Axialschnitten gemäß den Fig, 8A bis 8D ersichtlich ist, divergiert die Kammer A an ihrem stromaufseitigen Ende und konvergiert an ihrem stromabseitigen Ende. Die Schaufeln 22 bilden zwischen sich Einlaßkanäle, die so geformt sind, daß sie eine supersonische Verdichtung der einströmenden Luft verursachen. Diese supersonische Verdichtung endigt in einer normalen Stoßwelle S, Die Einlaßkanäle divergieren stromab der Stoßwelle S zu den Hinterkanten der Schaufeln 22 hin. Basically, the chamber A is divided by the rear edges of the Blades 22 and the leading edges of the blades 28 described surfaces of revolution, the hub of the Rambine rotor and limited by the stationary wall part 26. As can be seen from the axial sections according to FIGS. 8A to 8D, it diverges the chamber A at its upstream end and converges at its downstream end End. The blades 22 form between them inlet channels which are shaped so that they cause a supersonic compression of the incoming air. This supersonic Compression ends in a normal shock wave S, the inlet ports diverge downstream of the shock wave S to the trailing edges of the blades 22.

Zur Brennstoffeinspritzung sind am Rambine-Rotor Einspritzöffnungen vorgesehen, beispielsweise in Form von Düsen 23 an den Hinterkanten der Schaufeln 22 oder in Form von Düsen 24 zwischen den Hinterkanten der Schaufeln und der Stoßwelle S Außerdem kann Kraftstoff durch Einspritzdüsen in der Nabe, deh, am Boden der zwischen den Schaufeln gebildeten Kanäle, oder durch nicht gezeichnete Düsen in den Wandungsteilen 26 oder 29 eingespritzt werden. Kraftstoffeinspritzdüsen an den Hinterkanten der Schaufeln 22 sind besonders vorteilhaft, da dann die Kraftstoffstrahlen die subsonische Zerstreuung (Verzögerung) im letzten Teil der zwischen den Schaufeln gebildeten Kanäle nicht stören Die Wärmefreisetzung findet in der Ringkammer A statt An der Innenseite des Wandungsteils 26 kann ein ringförmiges Blech keilartig angeordnet oder eine Abstufung oder Einkerbung vorgesehen sein, um die Stelle der Zündung zu stabilisieren, Stromab des Ringbleches 27 weist die Ringkammer A einen im wesentlichen gleichförmigen Abschnitt auf, jedoch kann sich der divergente Teil der Ringkammer A auch noch ein kurzes Stück stromab des Ringbleches 27 fortsetzen, Ist die Strömung am Ende der Verbrennung, dh, am Ende des gleichförmigen Abschnitts der Ringkammer A subsonisch, so kann die Kammer A zu den Schaufeln 28 hin konvergieren; Die Schaufeln 28 sind so ausgebildet, daß der Abgasstrom expandiert und so gedreht wird, daß er den Rambine-Rotor mit Ausnahme eines kleinen, zur überwindung mechanischer Verluste und der Reibungsverluste erforderlichen Überschusses mit dem gleichen Drehimpuls verläßt, mit welchem die Strömung eingeströmt ist Der Kraftstoff kann so eingespritzt werden, daß er die Schaufeln 22 und 28 und die Nabe des Rambine-Rotors 25 kühlt, indem er durch an heißen Flächen vorbeilaufende Kanäle im Rambine-Rotor 25 zugeführt wird und diese durch Konvektion kühlt, Die oben beschriebene Ausführungsform kann Anlasseinrichtungen aufweisen, welche eine oder mehrere mit gegenseitigen umfangsmäßigen Abständen im Wandungsteil 26 befindliche Düsen 31 aufweisen, Durch die Düsen 31 gelangen Gasstrahlen in die Ringkammer A, die zu den Schaufeln 28 hin gerichtet sind, Ein Beispiel ist in den Fig. 10 und 11 dargestellt. Gemäß Fig, 11 richtet die Düse 21 einen Gasstrahl in Richtung des Pfeiles 32, der radial einwärts und tangential gegen die Axialrichtung (bezüglich der Rotorachse) geneigt sein kann0 Die Düsen werden mit unter hohem Druck stehendem Gas beaufschlagt, das von einem einzigen oder mehreren Gasgeneratoren bezogen werden kann. Diese Gasgeneratoren können mit festem oder flüssigem Brennstoff betrieben werden und jeder Düse 31 kann gemäß Fig, 12 eine eigene kleine Brennkammer 33 zugeordnet sein, welche der betreffenden Düse heißes, unter hohem Druck stehendes Gas zuführt, Die Brennkammer und die Düse können als eine einzige Einheit ausgebildet sein, aber trotzdem kann die Brennkammer noch als an der Düse befestigt betrachtet werden. For fuel injection are on the Rambine rotor Injection openings provided, for example in the form of nozzles 23 on the trailing edges of the blades 22 or in the form of nozzles 24 between the trailing edges of the blades and the shock wave S In addition, fuel can be injected through injection nozzles in the hub, i.e. at the bottom of the between the blades formed channels, or by not shown nozzles in the wall parts 26 or 29 are injected. Fuel injectors on the trailing edges of the Blades 22 are particularly advantageous because the fuel jets are then subsonic Dispersion (delay) in the last part of that formed between the blades Do not disturb channels The heat is released in the annular chamber A at the An annular sheet metal can be arranged in a wedge-like manner on the inside of the wall part 26 or a step or notch can be provided to the point of ignition stabilize, downstream of the annular plate 27, the annular chamber A has a substantially uniform section, however, the divergent part of the annular chamber A also continue a short distance downstream of the annular plate 27, is the flow at the end of the combustion, that is, at the end of the uniform section of the annular chamber A. subsonic, the chamber A can converge towards the blades 28; The blades 28 are designed so that the exhaust gas flow expands and so rotated is that he has the Rambine rotor with the exception of a small one, to overcome mechanical Losses and the friction losses required excess with the same angular momentum leaves with which the flow has flown in. The fuel can be injected in this way that it cools the blades 22 and 28 and the hub of the Rambine rotor 25, by being fed through channels in the Rambine rotor 25 that run past hot surfaces and this cools by convection, The embodiment described above can Have starting devices, which one or more with mutual circumferential Nozzles 31 located in the wall part 26 have spacings, through the nozzles 31 gas jets reach the annular chamber A, which is directed towards the blades 28 An example is shown in Figs. According to Fig, 11 aligns the nozzle 21 a gas jet in the direction of arrow 32, the radially inward and can be inclined tangentially against the axial direction (with respect to the rotor axis) 0 The nozzles are under high Pressurized gas applied, that can be obtained from a single or multiple gas generators. These gas generators can operate on solid or liquid fuel and each nozzle 31 can according to FIG. 12, its own small combustion chamber 33 may be assigned to which of the relevant The nozzle supplies hot, high pressure gas, the combustion chamber and the nozzle can be formed as a single unit, but still the combustion chamber still be considered attached to the nozzle.

Die Brennkammern werden mit flüssigem oder festem Brennstoff beschickt, vorzugsweise mit flüssigen Brennstoffen, die mittels Pumpen oder aus Druckbehältern unter Druck durch Röhren eingeleitet werden0 Die Gasstrahlen aus den Düsen 31 reißen einen Teil des im Ringraum befindlichen Haupt-Kraftstoff/Luft-Gemisches mit sich und treffen auf die abströmungsseitigen Schaufeln 28 auf, so daß der Schaufel kranz 28 als Turbine wirkt und den Rambine-Rotor in Drehung versetzt. Die heißen Gasstrahlen aus den Düsen 31 können zur Zündung des durch den Ringraum strömenden Haupt gemisches dienen. Findet die Verbrennung des Hauptgemisches in zufriedenstellender Weise statt und drehen sich die verschiedenen Rotoren des Triebwerks schnell genug, dh, hat das Triebwerk einen Zustand erreicht, in welchem es sich selbst in Gang hält, so kann die Brennstoffzufuhr zu den Brennkammern 33 bzw, zu den die Düsen 31 beaufschlagenden Gasgeneratoren abgestellt werden.The combustion chambers are charged with liquid or solid fuel, preferably with liquid fuels, by means of pumps or from pressure vessels are introduced under pressure through tubes 0 The gas jets from the nozzles 31 tear part of the main fuel / air mixture located in the annulus with it and hit the downstream blades 28, so that the blade wreath 28 acts as a turbine and sets the Rambine rotor in rotation. The hot gas jets from the nozzles 31 can be used to ignite the main mixture flowing through the annulus to serve. Does the main mixture burn in a satisfactory manner? and rotate the various rotors of the engine fast enough, ie, has the engine reaches a state in which it keeps itself going, so can fuel supply to the combustion chambers 33 or, respectively, to the Nozzles 31 acting on gas generators are turned off.

Die in den Ringkanal vorstehenden Teile der Düsen 31 bilden Segmente der als Stabilisator dienenden Ringwandung. The parts of the nozzles 31 protruding into the annular channel form segments the ring wall serving as a stabilizer.

Demgemäß besteht der Stabilisator an der Innenfläche des Wandungsteils 26 aus Segmenten, die ähnlich dem Ringblech 27 sind, und aus durch die einwärts vorstehenden Teile der Düsen 31 gebildeten Segmenten, Unabhängig davon, welche Form der Zündstabilisator im einzelnen besitzt, können die vorragenden Teile der Anlaßdüsen stets Teile dieses Zündstabilisators bilden* Im allgemeinen ist es nicht zweckmäßig, vom Rambine-Rotor Nutzleistung abzunehmen, sondern er findet vielmehr als Quelle für heißes Hochdruckgas Anwendung. Fig. 13 zeigt jedoch, daß ein mechanischer Antrieb vom Rambine-Rotor 1 abgeleitet werden kann, Figp 13 ist grundsätzlich Fig, 1 ähnlich, jedoch ist hier am Rambine-Rotor ein Kronenrad 40 befestigt, welches mit einem Kegelritzel 41 in Eingriff steht, Das Kegelrad 41 treibt über eine Welle 43 und ein Kegelradgetriebe 44, 45 eine Konstantdrehzahl-Antriebseinheit 42, Diese Antriebseinheit 42 dient dem Antrieb von Hilfseinrichtungen 46 über eine Welle 47.Accordingly, the stabilizer exists on the inner surface of the wall part 26 from segments that are similar to the ring plate 27, and from through the inward protruding parts of the nozzle 31 formed segments, regardless of the shape the ignition stabilizer has in detail, the protruding parts of the starting nozzles always form parts of this ignition stabilizer * In general, it is not advisable to from the Rambine rotor to take off useful power, but rather it finds a source for hot high pressure gas application. Fig. 13 shows, however, that a mechanical drive can be derived from the Rambine rotor 1, Figp 13 is basically similar to Fig. 1, however, a crown wheel 40 is attached to the Rambine rotor here, which has a bevel pinion 41 is engaged, the bevel gear 41 drives via a shaft 43 and a Bevel gears 44, 45 a constant speed drive unit 42, this drive unit 42 is used the drive of auxiliary devices 46 via a shaft 47.

Wie aus Fig, 13 ersichtlich ist, verläuft die Welle 43 durch die Mitte einer Schaufel 48 hindurch, die als Leitschaufel im Turbinenteil des Triebwerks oder als Stütze für ein Rotorlager benützt werden kann0 Gemäß einer weiteren, nicht dargestellten Ausführungsform können die Leitschaufeln 48 um ihre Längsachsen drehbar ausgebildet sein, so daß dadurch eine Steuermöglichkeit für das Triebwerk hergestellt wird, In Fig. 14 ist grundsätzlich das Triebwerk gemäß Fig. 4 dargestellt, wobei jedoch Einrichtungen zur Steuerung des Triebwerks eingezeichnet sind, Es leuchtet ein, daß die Ausgangsleistung eines in ein Flugzeug eingebauten Triebwerks entsprechend dem Flugzustand steuerbar sein muß. As can be seen from Fig, 13, the shaft 43 extends through the Through the middle of a vane 48, which acts as a guide vane in the turbine part of the engine or can be used as a support for a rotor bearing0 According to another, not The illustrated embodiment, the guide vanes 48 can be rotated about their longitudinal axes be designed so that a control option for the engine is thereby produced In Fig. 14, the engine according to FIG. 4 is shown in principle, wherein However, facilities for controlling the engine are shown, it lights up one that the output power of an engine built into an aircraft accordingly the flight condition must be controllable.

Das in Fig, 14 dargestellte Triebwerk ist folglich mit verstellbaren Einlaßleitschaufeln 50, einer Einrichtung 51 zur Steuerung der Kraftstoffzuströmung und einer Verstelldüse 52 versehen, Die Einlaßleitschaufeln 50, die Kraftstoffsteuereinrichtung 51 und die Verstelldüse 52 sind über Steuerleitungen 53 bzw, 54 bzw, 55 mit dem Gashebel 56 verbunden. The engine shown in Fig. 14 is consequently adjustable Inlet guide vanes 50, a device 51 for controlling the flow of fuel and an adjustable nozzle 52, the inlet guide vanes 50, the fuel control device 51 and the adjusting nozzle 52 are connected to the via control lines 53 or 54 or 55 Throttle lever 56 tied together.

Es sei nun ein Rotor betrachtet auf welchen keine äußeren Drehmomente einwirken, wie beispielsweise der Rotor gemäß Fig. 2 oder Fig, 5 Da bei 70 eine Querschnittsverengung vorhanden ist, sind die relative Ausgangs-Machzahl MRaUs und der Winkel rxRaus' welchen die Strömung mit dem Rambine-Rotor bildet, fest und werden nicht von den Bedingungen stromauf der Querschnittsverengung beeinflußt Wenn nun die Axialkomponente der Machzahl MRein an der Eintrittsseite des Rambine-Rotors mittels einer später noch beschriebenen Methode konstant gehalten werden kann, so kann mathematisch gezeigt werden, daß sich die Rotorumfangsgeschwindigkeit uR selbst so einstellt, daß die Machzahl MRein relativ zum Rotoreinlaß und der Winkel g Rein der auftreffenden Strömung relativ zum Rambine-Rotor konstant gehalten wird, wenn sie die Wirbelkomponente der auftreffenden Strömung ändert. Um dies zu erreichen, ist es notwendig, daß das Verhältnis der relativen Stautemperatur am Rotorauslaß zu derjenigen am Rotoreinlaß durch Steuerung des Kraftstoffzustroms konstant gehalten wird. Foglich beschleunigt der Rotor, wenn die absolute inlaß-Wirbelgeschwindigkeit, gleich aus welchem Grund, vermindert wird, und die Kraftstoffzuströmung korrekt eingestellt ist, Um MRein und s Rein konstant zu halten, werden also Steigerungen der Wirbelgeschwindigkeit am Rotoreinlaß durch Steigerungen der Rotorumfangsgeschwindigkeit in der gleichen Richtung kompensiert. Dreht sich der auftreffende Wirbel gegensinnig zum Rotor, was beispielsweise bei der aus dem Verdichterrotor 6 kommenden Strömung der Fall ist, so ergibt eine Zunahme der Absolutgeschwindigkeit dieses Wirbels ein Absinken der Rotorgeschwindigkeit, und umgekehrt. Dreht sich der auftreffende Wirbel gleichsinnig mit dem Rotor, so ergibt eine Zunahme der Absolutgeschwindigkeit des Wirbels einen Anstieg der Rotorgeschwindigkeit, und umgekehrt. Let us now consider a rotor on which there are no external torques act, such as the rotor according to FIG. 2 or FIG. 5 Since at 70 a If there is a narrowing of the cross-section, the relative starting Mach number are MRaUs and the angle rxRaus' which the flow forms with the Rambine rotor, fixed and become not affected by the conditions upstream of the constriction If now the axial component of the Mach number MRein on the inlet side of the Rambine rotor can be kept constant by means of a method to be described later, so it can be shown mathematically that the rotor circumferential speed uR is self so that the Mach number MRein relative to the rotor inlet and the angle g Rein the impinging flow is kept constant relative to the Rambine rotor, if it changes the eddy component of the impinging flow. To achieve this, it is necessary that the ratio of the relative damming temperature at the rotor outlet kept constant to that at the rotor inlet by controlling the fuel flow will. Accordingly, if the inlet vortex velocity is absolute, the rotor will accelerate equally for whatever reason, is decreased and the fuel flow adjusted correctly is, In order to keep MRein and s Rein constant, there are increases in the vortex velocity at the rotor inlet by increasing the rotor peripheral speed in the same Direction compensated. If the impinging vortex rotates in the opposite direction to the rotor, which is the case, for example, with the flow coming from the compressor rotor 6 then an increase in the absolute velocity of this vortex will result in a decrease the rotor speed, and vice versa. If the impinging vortex rotates in the same direction with the rotor, an increase in the absolute velocity of the vortex gives one Increase in rotor speed and vice versa.

Es sei nun das System zwischen dem Einlaß des Verdichterrotors 6 (Fig. 5) und dem Auslaß der Antriebs turbine 7 betrachtet. Let it now be the system between the inlet of the compressor rotor 6 (Fig. 5) and the outlet of the drive turbine 7 considered.

Da der Rambine-Rotor keine Wirkung auf den Wirbel des Gases hat, und da keine äußeren Drehmomente wirksam sind, ist das betrachtete System ein Nulldrehmoment-System und arbeitet im Hinblick auf die Veränderungen des auftreffenden Wirbels in der für den Rambine-Rotor beschriebenen Weise9 Dieses Mal ist der einströmende Wirbel die Ausgangsströmung des Verdichters 14. Since the Rambine rotor has no effect on the vortex of the gas, and since no external torques are effective, the system under consideration is a zero torque system and works in view of the changes in the incident Vortex in the manner described for the Rambine rotor9 This time is the incoming one Swirl the output flow of the compressor 14.

Schließlich ist das gesamte System zwischen dem Einlaß des Verdichters 14 und dem Auslaß der Turbine 15 klar ein Nulidrehmoment-System. Unter der Voraussetzung, daß an den Einlässen der verschiedenen Rotoren die Axialkomponenten der Machzahlen jeweils konstant gehalten werden können (wobei sie nicht notwendigerweise für jeden Rotor gleich sein müssen), bleiben folglich die relativen Machzahlen und Winkel an den Eintritts- und Austrittsseiten dieser Rotoren konstant, da der auf den ersten Verdichterrotor auftreffende Wirbel, der ein sich gegensinnig drehender Wirbel sein sollte, durch Steuerung des Anstellwinkels der Einlaßleitschaufeln und der Kraftstoffzuströmung veränderbar ist. After all, the entire system is between the inlet of the compressor 14 and the outlet of the turbine 15 clearly a zero torque system. Provided, that at the inlets of the various rotors the axial components of the Mach numbers each can be kept constant (although not necessarily for each Rotor must be the same), the relative Mach numbers and angles therefore remain constant at the entry and exit sides of these rotors, since the first Compressor rotor impinging vortex, which be a vortex rotating in opposite directions should, by controlling the angle of attack of the inlet guide vanes and the fuel inflow is changeable.

Es ist also einzusehen, daß, wenn die Einlaßleitschaufeln 50 aus ihrer Axialstellung in eine Stellung geschwenkt werden, in welcher sie die gegenläufige Drehung des Luftstroms relativ zum ersten Verdichterrotor vergrößern, und wenn die Kraftstoffzufuhr entsprechend vermindert wird (wie noch gezeigt werden wird), so verlangsamen sich die Verdichterrotoren 14 und 6 und die diesen zugeordneten Turbinen, so daß die jeweils zugehörigen relativen Einlaß-Machzahlen konstant gehalten werden Die in Fig. 6 dargestellten Geschwindigkeitsdreiecke, als Machzahlen-Dreiecke betrachtet, zeigen, daß die Verlangsamung der Verdichterrotoren zu einer verminderten absoluten Wirbelgeschwindigkeit am Einlaß des Rambine-Rotors führt, was> wie bereits gezeigt, eine Erhöhung der Rambine-Rotor-Geschwindigkeit erfordert, Kurz zusammengefaßt: Werden die Einlaßleitschaufeln 50 aus ihrer Axialstellung herausgeschwenkt, so nehmen die Drehzahlen der Verdichterrotoren ab und der Rambine-Rotor läuft schnellere Während dieses Vorgangs bleiben bei allen Schaufeln die Konstruktions-Machzahl und der Einströmwinkel erhalten Nachstehend wird gezeigt, daß, wenn die Einlaßleitschaufeln 50 aus ihrer, eine axiale Strömung bedingenden Stellung herausgeschwenkt werden, eine niedrigere Triebwerks leistung erzeugt wird Da die Machzahlen relativ zu den Rotoren konstant bleiben, folgt, daß das Verhältnis der Stautemperatur relativ zum Einlaß des Rambine-Rotors zur statischen Temperatur am Einlaß des ersten Verdichterrotors 14 ebenfalls konstant bleiben muß, Da jedoch die Einlaßleitschaufeln aus der Axialstellung heraus geschwenkt werden, vergrößert sich t die Absolut geschwindigkeit der Luft am Einlaß des ersten Verdichters 14 infolge der Hinzufügung einer Wirbelkomponente, Demgemäß vermindert sich bei konstanten Umgebungsbedingungen die statische Temperatur der Luft. Folglich fällt, wie oben erklärt, die Stautemperatur relativ zum Einlaß des Rambine-Rotors ab. Nun muß, wie weiter oben erklärt, das Verhältnis der Stautemperaturen relativ zum Auslaß und zum Einlaß des Rambine-Rotors konstant bleiben. Wenn also die relative Einlaß-Stautemperatur vermindert wird, so muß auch die relative Auslaß-Stautemperatur abnehmend Dazu ist eine Verminderung des Kraftstoffzustroms erforderlich, Diese Reduzierung des Kraftstoffzustroms ist der erste Grund, weshalb die Triebwerks leistung beim Schwenken der Einlaßleitschaufeln 50 aus ihrer Axialstellung vermindert wird, Der zweite Grund liegt darin, daß beim Schwenken der Einlaßleitschaufeln der Mengenstrom vermindert wird9 Nachstehend wird das Verfahren zur Konstanthaltung der axialen ;4achzahlen mit Bezug auf die Rotoren erläutert Für jeden Arbeitspunkt der beschriebenen Betriebsweise ist der jeweilige Mengenstrom von den Geschwindigkeitsdreiecken eingeschlossen Der erforderliche Mengenstrom kann also für jeden Arbeitspunkt berechnet werden. Um sicherzustellen, daß dieser Mengenstrom auch tatsächlich erreicht wird, kann eine Drosselstelle mit veränderlichem Strömungsquerschnitt wie beispielsweise ein Statorschaufelkranz einer Leistungsturbine oder eine Verstelldüse 52 vorgesehen sein. Der Strömungsquerschnitt wird dann so eingestellt, daß gerade derjenige Mengenstrom hindurchströmt, welcher die axialen Machzahlen im Triebwerk auf den Konstruktionswerten hält Es ist folglich möglich, bei Verwendung der in Fig, 14 dargestellten Ausführungsform das Triebwerk so zu steuern, daß, wenn die Leistung steigt und die Temperatur im umlaufenden Rambine-Rotor zunimmt, die Drehgeschwindigkeit des Rambine-Rotors abfällt, Dies steht vollkommen im Gegensatz zum Verhalten herkömmlicher Gasturbinen, bei denen beim Ansteigen der Temperatur der heißen umlaufenden Teile die Drehzahl und die Beanspruchungen ebenfalls zunehmen. It can thus be seen that when the inlet guide vanes 50 are off their axial position are pivoted into a position in which they the opposite Increase rotation of the airflow relative to the first compressor rotor, and if the Fuel supply is reduced accordingly (as will be shown) so the compressor rotors 14 and 6 and those associated with them slow down Turbines, so that the respectively associated relative inlet Mach numbers are kept constant The speed triangles shown in Fig. 6, viewed as Mach number triangles, show that the deceleration of the compressor rotors decreased to an absolute Vortex velocity at the inlet of the Rambine rotor leads to what> as already shown, requires an increase in the Rambine rotor speed, in short: If the inlet guide vanes 50 are pivoted out of their axial position, take the speeds of the compressor rotors decrease and the rambine rotor runs faster during This process remains the design Mach number and the inflow angle for all blades It is shown below that when the inlet guide vanes 50 are removed from their, an axial flow-related position can be pivoted out, a lower one Engine power is generated because the Mach numbers are constant relative to the rotors remain, it follows that the ratio of the damming temperature relative to the inlet of the Rambine rotor to the static temperature at Inlet of the first compressor rotor 14 must also remain constant, but since the inlet guide vanes are out of the axial position are swiveled out, the absolute speed of the air increases at the inlet of the first compressor 14 as a result of the addition of a vortex component, Accordingly, the static temperature decreases under constant environmental conditions the air. As a result, as explained above, the stagnation temperature drops relative to the inlet of the Rambine rotor. Now, as explained above, the relationship between the storage temperatures remain constant relative to the outlet and inlet of the Rambine rotor. If so the relative inlet damming temperature is reduced, so must the relative outlet damming temperature decreasing This requires a reduction in the fuel flow, this Reduction of the fuel flow is the first reason why the engine performance is reduced when the inlet guide vanes 50 are pivoted out of their axial position, The second reason is that when the inlet guide vanes pivot, the flow rate is reduced9 The following is the procedure for keeping the axial ; 4 digits explained with reference to the rotors For each operating point of the described Operating mode, the respective mass flow is enclosed by the speed triangles The required flow rate can therefore be calculated for each operating point. To ensure that this mass flow is actually achieved, can a throttle point with a variable flow cross-section such as a Stator blade ring of a power turbine or an adjusting nozzle 52 is provided be. The flow cross-section is then adjusted so that just that mass flow which the axial Mach numbers in the engine on the design values It is consequently possible to use the embodiment shown in FIG to control the engine so that when the power increases and the temperature im rotating Rambine rotor increases, the rotational speed of the Rambine rotor decreases, This is in complete contrast to the behavior of conventional gas turbines which when the temperature of the hot rotating parts rises the speed and the stresses also increase.

Wie der Fachmann leicht einsehen wird, sind alle Ausführungsformen der Erfindung in ähnlicher Weise mit den gleichen Vorteilen steuerbar, Zusätzlich verbleiben die Schaufelkränze des Triebwerks über einen ganzen Bereich von Leistungseinstellungen auf den Konstruktionswerten, was einen maximalen aerodynamischen Wirkungsgrad in diesem Bereich begünstigt, Der genannte Bereich kann eine Leistungsänderung um den Faktor 2 oder mehr umfassen. As those skilled in the art will readily appreciate, all are Embodiments of the invention controllable in a similar manner with the same advantages, in addition the blade rings of the engine remain over a whole range of power settings on the design values, which means maximum aerodynamic efficiency in favors this area, the named area may result in a change in performance around the Include factor 2 or more.

Es wird nun auf Fige 15 Bezug genommen, in welcher eine Abwicklung der Beschaufelung einer alternativen Ausführungsform der Erfindung dargestellt isto Diese Beschaufelung ist grundsätzlich derjenigen des in Fig. 4 dargestellten Triebwerks ähnlich, jedoch ist festzustellen, daß zwischen dem Verdichterrotor 6 und dem Rambine-Rotor 1 ein zusätzlicher Hilfsschaufelkranz 61 angeordnet ist, Dieser Hilfsschaurelkranz steht mit Bezug auf das Triebwerksgehäuse fest, jedoch ist seine Funktion grundsätzlich von derjenigen eines Leitschaufelkranzes bei herkömmlichen Gasturbinentriebwerken verschieden, dessen Hauptaufgaben darin liegen, für den, den vorhergehenden Schaufelkranz verlassenden verdichteten Luftstrom als Diffusor zu wirken und die diesem Luftstrom von den vorhergehenden Schaufeln aufgeprägte Wirbelgeschwindigkeitskomponente zu beseitigen, Bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel ist der Hilfsschaufelkranz so ausgebildet daß er dem verdichteten Luftstrom eine zusätzliche Wirbelgeschwindigkeitskomponente verleiht, was anhand der Fig, 16A bis 16F deutlich wird, welche den in den Fig. 6A bis 6E dargestellten Geschwindigkeitsdreiecken ähnlich sind, Insbesondere aus Fig 16E ist ersichtlich, daß der HilSsschaufelkranz der stromab des Rotors 6 vorhandenen absoluten Geschwindigkeit c3 eine Geschwindigkeitskomponente s hinzufügt, so daß stromauf des Rambine-Rotors 1 eine Absolutgeschwindigkeit c4 gegeben ist, Die Absolutgeschwindigkeit c4 weist eine größere Wirbelkomponente als die Absolutgeschwindigkeit c3 auf, so daß die relative Einlaßgeschwindigkeit wRein am Rambine-Rotor 1 größer ist. Unter der Voraussetzung, daß die örtliche Stautemperatur stromab des Hilfsschaufelkranzes ausreichend niedrig gehalten werden kann, kann die relative Einlaß-Machzahl am Rambine-Rotor vergrößert werden, was zu Vorteilen hinsichtlich der Leistung führt, Es ist klar, daß Triebwerke, die bei Volleistung hohe Druckverhältnisse besitzen, auch bei niedrigeren Leistungen ein verhältnismäßig hohes Druckverhältnis aufweisen0 Indem also hohe Druckverhältnisse erzielt werden können, lassen sich nicht nur hohe spezifische Ausgangsleistungen erzielen, sondern auch der Wirkungsgrad des Triebwerks bei niedriger Leistung wird verbessert, beispielsweise im Leerlauf oder im Triebwerks lauf am Boden. Dies führt zu einer vorteilhaften Reduzierung der Kohlenmonoxyd-Emission des Triebwerks bei niedriger Leistung, bei der diese Emission im allgemeinen am stärksten ist. Reference is now made to Fig. 15, in which a settlement the blading of an alternative embodiment of the invention is shown o This blading is basically that of the engine shown in FIG similar, but it should be noted that between the compressor rotor 6 and the Rambine rotor 1 an additional auxiliary blade ring 61 is arranged, this auxiliary blade ring is fixed with regard to the engine housing, but its function is fundamental that of a vane ring in conventional gas turbine engines different, the main tasks of which are for the, the preceding blade ring leaving compressed airflow as Diffuser to act and the vortex velocity component imposed on this air flow by the preceding blades to eliminate, In the illustrated embodiment, the auxiliary blade ring designed so that it has an additional vortex velocity component to the compressed air flow imparts, which is clear from FIGS. 16A to 16F, which correspond to those shown in FIGS. 6A to 6E are similar to speed triangles shown, in particular from FIG 16E it can be seen that the auxiliary blade ring is present downstream of the rotor 6 adds a speed component s to absolute speed c3, so that an absolute speed c4 is given upstream of the Rambine rotor 1, the absolute speed c4 has a larger eddy component than the absolute speed c3, see above that the relative inlet speed wRein at the Rambine rotor 1 is greater. Under the prerequisite that the local damming temperature downstream of the auxiliary blade ring can be kept sufficiently low, the relative inlet Mach number on the Rambine rotor be enlarged, resulting in benefits in terms of performance, It is clear that engines, which have high pressure ratios at full power, also at lower ones Services have a relatively high pressure ratio0 By being able to achieve high pressure ratios, not only high pressure ratios can be achieved achieve specific output power, but also the efficiency of the engine at low power there is an improvement, for example when idling or in the engine walk on the ground. This leads to an advantageous reduction in carbon monoxide emissions of the engine at low power, at which this emission is generally at strongest.

Claims

19 9 asturbinentriebwerk with one, one air inlet and one exhaust outlet having housing, further with a Rambine rotor arranged therein with a A multitude of blades on which a compression zone, one adjoining it Burning zone and an expansion zone adjoining this is formed, furthermore with a device for fuel injection into the combustion zone and with at least a compressor rotor arranged on the inlet side with respect to the Rambine rotor with at least one blade ring, the blades of which are shaped so that they the conveyed air has a speed component in the direction of the compressor rotor rotation communicate, characterized in that in order to increase the vortex speed the inflowing air with respect to the Rambine rotor (1) the compressor rotor (6) The second gas turbine engine rotates in the opposite direction with respect to the Rambine rotor Claim 1, characterized in that the Rambine rotor (1) has a single blade ring has, between the blades each one Compression channel (i), an adjoining combustion chamber (c) and an adjoining expansion duct (e) is formed.

3. Gas turbine engine according to claim 1, characterized in that that the Rambine rotor has two blade rings arranged at a mutual axial distance (22, 28), in the axial space between the Rambine rotor and an outer wall (26) an annular chamber (A) containing a combustion chamber (C) is formed is, and that the cross-sectional area of the annular chamber between the trailing edges of the Blades of the first blade ring (22) and a point (D) diverges at which the latter the ignition of the fuel takes place.

4. Gas turbine engine according to one of claims 1 to 3> thereby characterized in that on the inlet side of the Rambine rotor (1) a plurality of co-rotating compressor rotors (14, 6) is arranged, which the vortex speed of the inflowing air relative to the Rambine rotor.

5. Gas turbine engine according to claim 1 or 2, characterized in that that the fuel injection device (16, 40) upstream of the compressor rotor (6) is arranged and that the cross-sectional area of the combustion chamber (c) from one point (S) at which a shock wave occurs increases to a point (D) at which the latter ceases the ignition delay occurring in such a way that the shock wave stabilizes is, 6, gas turbine engine according to claim 3 or 4, characterized in that the fuel injection device in the blades of the first blade ring (22) the Rambine rotor (25) formed bores (23, 24) 7. Gas turbine engine according to one of claims 3, 4 or 6, characterized in that at least one of the two adjacent to the two blade rings (22, 28) of the Rambine rotor (25) Sections (29, 30) of the radially outer flow channel wall on the blades of the each associated Scnaufelkranzes is attached and revolves with this together 8, gas turbine engine according to one of claims 3, 4, 6 or 7, characterized in that that in the, said annular chamber (A) delimiting the radially outer Flow channel wall section a plurality of nozzles (31) is arranged through which the second blade ring (28) of the Rambine rotor (25) is pressurized with gas when the engine starts up 9, gas turbine engine according to claim 8, characterized in that each of the nozzles (31) with a combustion chamber (33) for generating hot, high pressure Gas is connected 10. Gas turbine engine according to one of claims 1 to 9, characterized characterized in that devices (40, 41) for driving auxiliary devices (46) by the Rambine rotor (1) are provided, 11, gas turbine engine according to a of claims 1 to 10, characterized in that upstream of the Rambine rotor (1) an auxiliary blade ring (61) is arranged, the blades of which on the engine housing (2) are fixed and shaped so that they cooperate with the compressor rotor (6) the vortex velocity of the incoming air flow relative to the Rambine rotor Enlarging 120 gas turbine engine according to one of Claims 1 to 11, characterized by a control device (56) to control the engine output power.

13. Gas turbine engine according to claim 12, characterized in that that the control device has a plurality of upstream of the compressor rotor (6) Inlet guide vanes (50), further a valve (51) for regulating the fuel inflow to the engine, further means (52) for adjusting the engine outlet cross-section and a throttle lever (56), the latter with said components the control device is connected so that it simultaneously changes the angle of attack the inlet guide vanes, a regulation of the fuel supply and a change the outlet cross-sectional area of the engine