DE3633387C1

DE3633387C1 - Gas generator of a rocket/ram jet motor

Info

Publication number: DE3633387C1
Application number: DE19863633387
Authority: DE
Inventors: Kurt Rafael
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1986-10-01
Filing date: 1986-10-01
Publication date: 1987-08-13

Abstract

A gas generator of a rocket/ram jet motor for a non-spinning missile with a predominantly horizontal trajectory (flight path), in the form of a combustion chamber which encloses a solid propulsion charge which operates as an end burner, consisting of a combustion chamber casing having at least one horizontal plane of symmetry and one vertical plane of symmetry, of a front end wall which closes the combustion chamber casing at the front, and of a rear end wall which closes the combustion chamber casing at the rear, at an axial distance from the solid propulsion charge, having at least one gas outlet nozzle, which is symmetrical with respect to the vertical longitudinal centre plane, the centroid of the flow cross-sections of the gas outlet nozzle and the overall centroid of the flow cross-sections of the gas outlet nozzles lying at right angles underneath the axis of symmetry of the gas generator in a plane which is at right angles to the axis of symmetry of the gas generator and intersects the narrowest flow cross-section of the gas outlet nozzle or the narrowest flow cross-sections of the gas outlet nozzles in the region of the rear end wall.

Description

Die Erfindung bezieht sich auf einen Gasgenerator eines Raketen- Staustrahltriebwerkes für einen drallfreien Flugkörper mit überwiegend horizontal verlaufender Flugbahn gemäß dem Oberbegriff des Patentan spruches 1.The invention relates to a gas generator of a rocket Ramjet engine for a swirl-free missile with predominantly horizontal trajectory according to the preamble of the patent saying 1.

Beim Einsatz in der Atmosphäre, d. h. in Luft mit einem ausreichend hohen Gehalt an Sauerstoff, bieten Raketen-Staustrahltriebwerke gegen über Turbinentriebwerken den Vorteil, daß sie einfacher, preiswerter, leichter und robuster sind, gegenüber nicht-luftatmenden Raketentrieb werken bieten sie den Vorteil, daß der für die stöchiometrische Verbren nung in der Staubrennkammer benötigte Sauerstoff nicht als Ballast im Flugkörper mitgeführt werden muß, sondern der Umgebungsluft entnommen werden kann. Dadurch lassen sich mit relativ kleinen Treibstoffmengen relativ große Reichweiten erzielen.When used in the atmosphere, i. H. in air with a sufficient high oxygen content, offer rocket ramjet engines against the advantage of turbine engines that they are simpler, cheaper, are lighter and more robust than non-air-breathing rocket engines plants, they offer the advantage of being used for stoichiometric combustion Oxygen in the dust separation chamber does not need oxygen as ballast in the Missile must be carried, but taken from the ambient air can be. This allows using relatively small amounts of fuel achieve relatively large ranges.

Derartige Raketen-Staustrahltriebwerke bestehen meistens aus einer Brennkammer, welche vorzugsweise einen festen, als Stirnbrenner aus gebildeten Brennstoff enthält und gleichzeitig als Brennstofftank und Gasgenerator dient, aus einer Staubrennkammer, in der die vom Gas generator erzeugten brennstoffreichen Heißgase mit Umgebungsluft ver mischt und verbrannt werden, aus einem oder vorzugsweise mehreren Luft einläufen, welche als Diffusoren ausgeführt sind und in die Staubrenn kammer münden, sowie aus mindestens einer mit der Staubrennkammer ver bundenen Schubdüse. Die hintere, axial zum Treibsatz beabstandete Stirn wand des Gasgenerators ist mit einer oder mehreren Gasaustrittsdüsen versehen, an welche sich Gasleitrohre anschließen, die wiederum in die Staubrennkammer münden. Im Hinblick auf eine gute Durchmischung mit Stauluft ist es günstig, wenn die Anzahl der Gasaustrittsdüsen bzw. der Gasleitrohre mit der Anzahl der Lufteinläufe übereinstimmt. Zur Schub regelung können die wirksamen Strömungsquerschnitte der Gasaustritts düsen beispielsweise über einen vorgeschalteten Drehschieber verändert werden. Eine solche Anordnung ist in der DE-OS 30 05 864 gezeigt. Bei den bekannten Lösungen weist die Brennkammer des Gasgenerators in der Regel einen Kreisquerschnitt auf, die Gasaustrittsdüsen, falls mehrere vorhanden sind, besitzen gleiche Strömungsquerschnitte und sind bezüg lich der horizontalen und vertikalen Längsmittelebene des Gasgenerators symmetrisch angeordnet.Such rocket ramjet engines usually consist of one Combustion chamber, which is preferably a fixed, as a front burner formed fuel contains and at the same time as a fuel tank and Gas generator is used from a dust combustion chamber in which the gas generator generates fuel-rich hot gases with ambient air are mixed and burned, from one or preferably more air enemas, which are designed as diffusers and in the dust race chamber open, and ver from at least one with the dust separation chamber tied thruster. The rear forehead, axially spaced from the propellant charge Wall of the gas generator is with one or more gas outlet nozzles provided, to which gas pipes connect, which in turn in the Dust combustion chamber open. With a view to good mixing with Ram air it is favorable if the number of gas outlet nozzles or Gas guide pipes corresponds to the number of air inlets. To boost can regulate the effective flow cross-sections of the gas outlet nozzles changed, for example, via an upstream rotary valve will. Such an arrangement is shown in DE-OS 30 05 864. At the known solutions, the combustion chamber of the gas generator in the Establish a circular cross-section, the gas outlet nozzles, if several are present, have the same flow cross-sections and are related Lich the horizontal and vertical median longitudinal plane of the gas generator arranged symmetrically.

Bei drallfreien, mit derartigen Triebwerken ausgerüsteten Flugkörpern mit überwiegend horizontaler Flugbahn, welche beispielsweise gegen See ziele eingesetzt werden, hat sich gezeigt, daß die vom Stirnbrenner- Feststofftreibsatz erzeugten Heißgase nur unvollständig ausgefördert werden und als Rückstände im hinteren unteren Teil des Gasgenerators verbleiben, wodurch - aufgrund verringerter Brennstoffzufuhr - die Leistung des Triebwerks reduziert wird. Dieser nachteilige Effekt ist dem Einfluß der Schwerkraft auf die Verbrennungs- und Strömungsvorgänge im Gasgenerator zuzuschreiben, welchem insbesondere die festen Brenn stoffpartikel unterliegen.In swirl-free missiles equipped with such engines with predominantly horizontal trajectory, for example towards the sea targets have been used, it has been shown that the Solid propellant generated hot gases only partially discharged and as residues in the rear lower part of the gas generator remain, which - due to reduced fuel supply - the Engine power is reduced. This is an adverse effect the influence of gravity on the combustion and flow processes attributed in the gas generator, which in particular the solid burning subject to fabric particles.

Aus der US-PS 38 44 118 ist ein Flugkörper mit Feststoff-Staustrahltrieb werk bekannt, dessen Gasgenerator als Innenbrenner arbeitet. Die eigent liche Brennkammer des Gasgenerators bildet der axiale, zentrische Kanal, dessen Querschnitt infolge des radialen Abbrandes im Verlauf der Brenndauer immer größer wird. Die einzige Gasaustrittsdüse zur Nach brennkammer ist ebenfalls zentrisch angeordnet und entspricht in ihrem Durchmesser dem Ausgangsdurchmesser des Kanales. Der Fest stofftreibsatz ist im vorliegenden Fall chemisch so zusammengesetzt, daß ihm zur Vorverbrennung im Gasgenerator bereits Stauluft zugeführt wer den muß. Da der Lufteinlauf aus Gründen der aerodynamischen Stabi lität etwas am hinteren Ende des Feststofftreibsatzes angeordnet ist, muß ein Teil der Stauluft (ca. 15%) über einen Kanal zum vorderen Ende des Treibsatzes geführt werden. Aus aerodynamischen Gründen ist der Kanal innerhalb des Flugkörperquerschnittes auf der Unter seite angeordnet, wodurch sich ein asymmetrischer Treibsatzquerschnitt mit erhöhter Schwerpunktslage ergibt. Aufgrund des Innenbrennerprinzipes mit zentrischem Brennraum hat diese Asymmetrie jedoch über den größten Teil der Brenndauer keinen Einfluß auf den Abbrandvorgang. Ein Einfluß ist erst gegen Ende der Brenndauer zu erwarten, wenn die Wand des Kanales freigebrannt ist. Bei horizontaler Fluglage der vorlie genden Innenbrenner-Anordnung wird sich der Einfluß der Schwerkraft in sofern bemerkbar machen, als der Querschnitt des Kanales nach oben schneller wächst als nach unten, wodurch ebenfalls Brennstoffreste im unteren Gasgeneratorbereich verbleiben.From US-PS 38 44 118 is a missile with solid ramjet known plant, the gas generator works as an internal burner. The real Liche combustion chamber of the gas generator forms the axial, central channel, whose cross section due to the radial erosion in the course of Burning time is getting bigger. The only gas outlet nozzle for night combustion chamber is also arranged centrally and corresponds to in their diameter is the initial diameter of the channel. The feast In the present case, the fuel propellant is chemically composed in such a way that ram air is already supplied to him for pre-combustion in the gas generator that must. Since the air intake for reasons of aerodynamic stabilization something is located at the rear end of the solid propellant, part of the ram air (approx. 15%) must go through a duct to the front End of the propellant charge. For aerodynamic reasons is the channel within the missile cross section on the lower arranged side, which creates an asymmetrical propellant cross-section with an increased center of gravity. Because of the internal burner principle with a central combustion chamber, however, this asymmetry is greater than that most of the burning time has no influence on the burning process. A Influence is only expected towards the end of the burning time, if the wall the canal is burnt free. In the horizontal flight position of the present inner burner arrangement, the influence of gravity in if noticeable as the cross section of the channel upwards grows faster than down, which also causes fuel residues in the lower gas generator area remain.

Grundsätzlich ist zu sagen, daß das Innenbrennerprinzip strömungs technisch und vom Brennverlauf her (brennende Oberfläche vergrößert sich ständig) ungünstiger ist, als das Stirnbrennerprinzip und deshalb kaum noch verwendet wird.Basically it can be said that the internal burner principle is flow technically and from the burning process (burning surface enlarged constantly) is less favorable than the head torch principle and therefore is hardly used anymore.

Angesichts der Nachteile bei den bekannten Lösungen besteht die Aufgabe der Erfindung darin, bei Stirnbrenner-Triebwerken durch eine geometrisch günstige Anordnung der Gasaustrittsdüsen eine gleichmäßige und voll ständige Ausförderung des Feststofftreibsatzes zu ermöglichen und auf diese Weise die Triebwerksleistung zu erhöhen.Given the disadvantages of the known solutions, there is the task the invention therein, in front burner engines by a geometric favorable arrangement of the gas outlet nozzles a uniform and full to allow constant discharge of the solid propellant and on this way to increase engine performance.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die im Patentanspruch 1 gekenn zeichneten Merkmale gelöst. Die Maßnahme, die Gasaustrittsdüse bzw. die Gasaustrittsdüsen so anzuordnen, daß der Flächenschwerpunkt ihres Strö mungsquerschnittes bzw. der Gesamtflächenschwerpunkt ihrer Strömungs querschnitte unterhalb der Symmetrieachse des Gasgenerators liegt, hat zur Folge, daß der untere Austrittsbereich in der hinteren Stirnwand der Brennkammer des Gasgenerators strömungstechnisch bevorzugt wird.This object is characterized by the in claim 1 features resolved. The measure, the gas outlet nozzle or the Arrange gas outlet nozzles so that the center of gravity of their flow mung cross section or the total area of focus of their flow cross-sections below the symmetry axis of the gas generator with the result that the lower exit area in the rear end wall of the Combustion chamber of the gas generator is preferred in terms of flow.

Durch diese asymmetrische Anordnung läßt sich der Einfluß der Schwer kraft weitgehend kompensieren.With this asymmetrical arrangement the influence of the heavy can be largely compensate for force.

Die Unteransprüche 2 bis 5 enthalten bevorzugte Ausgestaltungen der Erfindung und beziehen sich auf Ausführungen mit vier kreiszylindrischen Gasaustrittsdüsen. Die Verwendung von vier Gasaustrittsdüsen und vier Lufteinläufen hat sich in der Praxis hinsichtlich des Verhältnisses von Nutzen zu Aufwand als besonders günstig erwiesen.The sub-claims 2 to 5 contain preferred embodiments of the Invention and relate to designs with four circular cylindrical Gas outlet nozzles. The use of four gas outlet nozzles and four Air intakes have changed in practice in relation to the ratio of Benefits at cost proved to be particularly cheap.

Die im Hauptanspruch gekennzeichnete, technische Lehre läßt sich jedoch in gleicher Weise auf eine, zwei, drei, oder mehr als vier Gasaustritts düsen anwenden. Dabei können die Düsen auch beliebige Strömungsquer schnittsformen aufweisen, sie müssen nicht unbedingt kreiszylindrisch sein.However, the technical teaching characterized in the main claim can be in the same way for one, two, three, or more than four gas outlets Use nozzles. The nozzles can also have any flow cross have sectional shapes, they do not necessarily have to be cylindrical be.

Die Erfindung wird im folgenden anhand der in der Zeichnung dargestell ten Ausführungsbeispiele noch näher erläutert. Dabei zeigt in schema tischer DarstellungThe invention is illustrated below with reference to the drawing th exemplary embodiments explained in more detail. Thereby shows in schema table representation

Fig. 1 einen vertikalen Längsmittelschnitt durch einen Gasgenerator, Fig. 1 is a vertical longitudinal cross-section through a gas generator,

Fig. 2 einen Querschnitt durch die hintere Stirnwand der Brennkammer entsprechend der Linie II-II, Fig. 2 shows a cross section through the rear end wall of the combustion chamber according to the line II-II,

Fig. 3 bis 5 vergleichbare Querschnitte durch die hintere Stirnwand mit jeweils verschiedenen Düsenanordnungen. Fig. 3 to 5 comparable cross-sections through the rear end wall, each with different nozzle arrangements.

Alle wesentlichen Teile des Gasgenerators 1 sind in Fig. 1 dargestellt. Der Gasgenerator 1 besteht aus der Brennkammer 2 und dem von dieser umschlossenen Feststofftreibsatz 6. Die Brennkammer 2, welche zugleich als Treibstofftank dient und ein entsprechend großes Volumen besitzen muß, wird umfangsseitig vom Brennkammermantel 3 und stirnseitig von der vorderen Stirnwand 4 und der hinteren Stirnwand 5 begrenzt. Der Brenn kammermantel 3 ist im vorliegenden Fall als Kreiszylinder, also rota tionssymmetrisch ausgeführt, was sich aus Festigkeits- und Fertigungs gründen anbietet. Im Hinblick auf optimale Raumausnutzung im Flugkörper sind aber auch Mantelformen denkbar, welche bezüglich der horizontalen Längsmittelebene X-Y und der vertikalen Längsmittelebene X-Z symmetrisch sind, beispielsweise mit elliptischen, vier-, sechs- oder achteckigen Querschnitten, wobei die Ecken auch durch Kreisbögen ersetzt werden kön nen. Die beiden Stirnwände 4 und 5 sind in Fig. 1 der Einfachheit hal ber als ebene Platten gezeichnet. Aus Festigkeits-, Gewichts- bzw. strö mungstechnischen Gründen wird es bei der praktischen Ausführung oft sinnvoll sein, die Stirnwände als Bauteile gleicher Festigkeit, d. h. mit radial veränderlicher Wandstärke, auszuführen und eventuell kuppelartig nach außen zu wölben. Dies alles hat jedoch keinen Einfluß auf die An wendbarkeit der vorliegenden Erfindung. Der Feststofftreibsatz 6 liegt stirnseitig an der vorderen Stirnwand 4 und umfangsseitig am Brennkam mermantel 3 an, wobei die Haftung an den Wandflächen so stark sein muß, daß er auch unter den größten auftretenden Beschleunigungskräften nicht verrutschen kann. Die rückwärtige Stirnfläche des Feststofftreibsatzes 6 befindet sich in einem gewissen Abstand zur hinteren Stirnwand 5, damit bereits bei Brennbeginn ein ausreichend großer Brennraum vorhanden ist. Die im Gasgenerator 1 unter Sauerstoffmangel erzeugten, brennstoff reichen Heißgase gelangen über die Gasaustrittsdüsen 7, 8, 9 und 12 in die sich an die Düsen anschließenden Gasleitrohre und werden in letzte ren der - nicht dargestellten - Staubrennkammer zur Endverbrennung zuge führt. Die erfindungsgemäße, asymmetrische Anordnung der Gasaustritts düsen in der hinteren Stirnwand 5 ist besonders gut in den Fig. 2 bis 5 zu erkennen. Der der Fig. 1 zugeordnete Querschnitt in Fig. 2 zeigt vier kreiszylindrische Gasaustrittsdüsen 7, 8, 9, 12, welche alle auf demselben Teilkreis mit dem Radius r bezüglich der Symmetrieachse X liegen. Dabei ist der Strömungsquerschnitt D der untersten Gasaustritts düse 12 größer als der Strömungsquerschnitt d der Gasaustrittsdüsen 7, 8 und 9, wodurch der Gesamtflächenschwerpunkt S aller vier Strömungsquer schnitte unterhalb der Symmetrieachse X liegt. In diesem Zusammenhang sei darauf hingewiesen, daß die Ausführungsvarianten in den Fig. 2 bis 5 jeweils dem Patentanspruch mit der gleichen Ziffer zugeordnet sind.All essential parts of the gas generator 1 are shown in Fig. 1. The gas generator 1 consists of the combustion chamber 2 and the solid propellant 6 enclosed by it. The combustion chamber 2 , which also serves as a fuel tank and must have a correspondingly large volume, is delimited on the circumferential side by the combustion chamber jacket 3 and on the end side by the front end wall 4 and the rear end wall 5 . The combustion chamber jacket 3 is in the present case as a circular cylinder, so rotationally symmetrical, which lends itself to strength and manufacturing reasons. With regard to optimal use of space in the missile, shell shapes are also conceivable which are symmetrical with respect to the horizontal longitudinal center plane XY and the vertical longitudinal center plane XZ , for example with elliptical, quadrangular, hexagonal or octagonal cross sections, the corners also being able to be replaced by arcs . The two end walls 4 and 5 are drawn in Fig. 1 for the sake of simplicity as flat plates. For strength, weight or flow-related reasons, it will often make sense in practical implementation to design the end walls as components of the same strength, ie with a radially variable wall thickness, and possibly to arch outwards in a dome-like manner. However, none of this affects the applicability of the present invention. The solid propellant 6 is located on the end face of the front end wall 4 and circumferentially on the Brennkam mermantel 3 , the adhesion to the wall surfaces must be so strong that it can not slip even under the greatest acceleration forces. The rear end face of the solid fuel propellant 6 is located at a certain distance from the rear end wall 5 , so that a sufficiently large combustion chamber is already available at the start of combustion. The generated in the gas generator 1 under oxygen deficiency, fuel-rich hot gases pass through the gas outlet nozzles 7, 8, 9 and 12 into the gas guide tubes adjoining the nozzles and are fed to the final combustion chamber (not shown) for final combustion. The asymmetrical arrangement of the gas outlet nozzles according to the invention in the rear end wall 5 can be seen particularly well in FIGS . 2 to 5. The cross section assigned to FIG. 1 in FIG. 2 shows four circular cylindrical gas outlet nozzles 7, 8, 9, 12 , all of which lie on the same pitch circle with the radius r with respect to the axis of symmetry X. The flow cross section D of the lowermost gas outlet nozzle 12 is larger than the flow cross section d of the gas outlet nozzles 7, 8 and 9 , whereby the total area center S of all four flow cross sections lies below the axis of symmetry X. In this context, it should be pointed out that the design variants in FIGS. 2 to 5 are each assigned to the patent claim with the same number.

Fig. 3 zeigt vier Gasaustrittsdüsen 7, 8, 9, 13 mit gleichem Strömungs querschnitt, wovon die unterste Gasaustrittsdüse 13 einen größeren Ab stand R zur Symmetrieachse X aufweist als die anderen. Fig. 3 shows four gas outlet nozzles 7, 8, 9, 13 with the same flow cross-section, of which the lowest gas outlet nozzle 13 was a larger from R to the axis of symmetry X than the others.

Fig. 4 stellt eine Kombination der Ausführungen nach 2 und 3 dar, d. h. die unterste Gasaustrittsdüse 14 besitzt sowohl einen größeren Quer schnitt D als auch einen größeren Abstand R zur Symmetrieachse X als die übrigen Gasaustrittsdüsen 7, 8 und 9. Fig. 4 shows a combination of the embodiments according to 2 and 3 , ie the bottom gas outlet nozzle 14 has both a larger cross section D and a larger distance R to the axis of symmetry X than the other gas outlet nozzles 7, 8 and 9th

Fig. 5 schließlich zeigt vier Gasaustrittsdüsen 7, 10, 11, 15, welche alle den gleichen Strömungsquerschnitt aufweisen und auf demselben Teilkreis um die Symmetrieachse X angeordnet sind. Dabei sind die Gas austrittsdüsen 10 und 11 so um das gleiche Maß nach unten versetzt, daß ihre Achsen unterhalb der horizontalen Längsmittelebene X-Y des Gas generators 1 liegen. Fig 5, finally, shows four gas outlet nozzles 7, 10, 11, 15, which all have the same flow cross-section and are arranged on the same part circle around the axis of symmetry X. The gas outlet nozzles 10 and 11 are so offset by the same amount that their axes are below the horizontal longitudinal center plane XY of the gas generator 1 .

Anhand der vier Ausführungsbeispiele läßt sich recht gut erkennen, wie groß der jeweilige Einfluß auf die Asymmetrie des Gesamtflächenschwer punktes S ist.On the basis of the four exemplary embodiments, it can be seen quite well how large the respective influence on the asymmetry of the overall surface center point S is.

Claims

1.Gas generator of a rocket ramjet for a swirl-free missile with a predominantly horizontal trajectory, in the form of a combustion chamber working as a front burner solid-fuel combustion chamber, consisting of a combustion chamber jacket delimiting the combustion chamber on the circumference with at least one horizontal and one vertical plane of symmetry, the cutting line of which the axis of symmetry of the gas generator forms and runs at least approximately parallel to the longitudinal axis of the missile, from a front end wall which closes the combustion chamber jacket to the front, essentially transversely to the axis of symmetry, and from a back wall which closes the combustion chamber jacket at an axial distance from the solid propellant, essentially transversely arranged to the axis of symmetry, rear end wall with at least one with respect to the vertical longitudinal center plane of the gas generator symmetrical gas outlet nozzle, characterized in that in a to the symmetry axis (X) of the gas generator ( 1 ) vertical plane (YZ) , which intersects the narrowest flow cross section of the gas outlet nozzle or the narrowest flow cross sections (d, D) of the gas outlet nozzles ( 7-15 ) in the region of the rear end wall ( 5 ), the Center of gravity of the flow cross section of the gas outlet nozzle or the total center of gravity (S) of the flow cross sections (d, D) of the gas outlet nozzles ( 7-15 ) lies perpendicularly below the axis of symmetry (X) of the gas generator ( 1 ).

2. Gas generator according to claim 1, with four circular cylindrical gas outlet nozzles, the axes of which run parallel to the axis of symmetry of the gas generator, two gas outlet nozzles having the same flow cross-section with their axes on both sides of the axis of symmetry in the horizontal longitudinal center plane and the two further gas outlet nozzles with their axes above and below the axis of symmetry in the vertical longitudinal center plane, characterized in that above and below the symmetry is trie axis (X) lying gas outlet nozzles (7, 12) at the same distance (r) to the axis of symmetry (X) are arranged, and that the lower Gas outlet nozzle ( 12 ) has a larger flow cross-section (D) than the upper one.

3. Gas generator according to the preamble of claim 2, characterized in that the above and below the symme triaxis (X) lying gas outlet nozzles ( 7, 13 ) have the same flow cross sections (d) , and that the lower gas outlet nozzle ( 13 ) has a greater distance (R) to the axis of symmetry (X) has as the upper one.

4. Gas generator according to the preamble of claim 2, characterized in that the axis of symmetry (X) of the gas generator ( 1 ) lying gas outlet nozzle ( 14 ) has a larger flow cross-section (D) and a greater distance (R) to the axis of symmetry (X) has than the one above.

5. Gas generator according to claim 1, with four circular cylindrical gas outlet nozzles, the axes of which run parallel to the axis of symmetry of the gas generator, all four gas outlet nozzles having the same flow cross sections and the same distances from the axis of symmetry, and wherein two of the gas outlet nozzles with their axes above and below the axis of symmetry in the vertical longitudinal central plane, characterized in that the two further gas outlet nozzles ( 10, 11 ) with their axes on both sides of the vertical longitudinal central plane (XZ) and below the horizontal longitudinal central plane (XY) of the gas generator ( 1 ).