DE843043C

DE843043C - Device for post-combustion in turbine jet engines

Info

Publication number: DE843043C
Application number: DEW3607A
Authority: DE
Inventors: Ralph T French; Walter D Pouchot
Original assignee: Westinghouse Electric Corp
Current assignee: CBS Corp
Priority date: 1947-08-27
Filing date: 1950-09-16
Publication date: 1952-07-03

Description

Vorrichtung zur Nachverbrennung in Turbinen-Strahltriebwerken Gegenstand der Erfindung ist eine Nachverbrennungsvorrichtung und im besonderen eine Einrichtung zur Aufrechterhaltung der Nachverbrennung, Welche die bestehenden Einrichtungen dieser Art verbessern soll.Device for afterburning in turbine jet engines subject of the invention is an afterburning device, and more particularly a device to maintain the afterburning, which the existing facilities of this kind should improve.

In Nachverhrennungsvorrich,tungen, bei denen die die Verbrennung unterhaltenden Gase mit Geschwindigkeiten von über 15 m/sec durch die Nachverlircnnungskainnier strömen, ist es eher schwierig, eine geeignete Nachverbrennung aufrechtzuerhalten. Denn während in gewissen Fällen die Nachverbrennung völlig erlöschen kann, kann sie in anderen Fällen beträchtlich stromabwärts von der Stelle, an der die Nachverbrennung gewünscht wird, wegr;edrückt werden.In post-combustion devices in which those who maintain the incineration Gases with velocities of over 15 m / sec through the Nachverlircnnungskainnier flow, it is rather difficult to maintain proper afterburning. Because while in certain cases the afterburning can go out completely, it can in other cases they are considerably downstream from the point of post-combustion is desired, be pushed away.

C'in nun diese und andere sich aus den hohen Gasgeschwindigkeiten in der Nachverbrennungskammer ergebenden Schwierigkeiten zu vermeiden; ist schon vorgeschlagen worden, in der Nachverbrennungskammer, und zwar in einem Punkt stromaufwärts der gewünschten Flammenlage, eine Einrichtung zur Aufrechterhaltung der Nachverbrennung vorzusehen. Normalerweise erstreckt sich eine solche Einrichtung quer zum Gasstrom und dient dazu, im Gasstrom eine gewisse Stauung hervorzurufen, die genügt, um die Flamme an der gewünschten Stelle zu halten.C'in now this and others get out of the high gas velocities to avoid difficulties arising in the post-combustion chamber; is beautiful has been proposed in the post-combustion chamber, namely at a point upstream the desired flame position, a device to maintain the afterburning to be provided. Usually such a device extends transversely to the gas flow and is used to cause a certain stasis in the gas flow, which is sufficient to remove the Hold the flame in the desired location.

Die bekannten Einrichtungen dieser Art haben aber, obschon sie eine sehr notwendige Funktion ausüben sollen, gewisse Nachteile, nicht zuletzt deshalb, weil sie den normalen Strömungsweg durch die Verbrennungskammer drosseln und dien tatsächlichen Brennkammerquerschnitt bis zu 43 °/o verringern können. Vielfach gebräuchlich sind diese Einrichtungen zur Aufrechterhaltung der Nachverbrennung bei Brennern für N achverbrennung für Turb nen-Strahltriebwerke im Flugwesen, wo die Turbinenabgase wieder erhitzt werden, bevor sie durch eine Schubdüse als Luftfabrzeugantriebsstrahl strömen.The known institutions of this type, although they have one should perform a very necessary function, certain disadvantages, not least because because they restrict and serve the normal flow path through the combustion chamber can reduce actual combustion chamber cross-section by up to 43%. Multiple These devices are used to maintain afterburning in the case of burners for post-combustion for turbine jet engines in aviation, where The turbine exhaust gases are reheated before passing through an exhaust nozzle as an air vehicle propulsion jet stream.

Diese Brenner für Nachverbrennung werden üblicherweise lediglich während eines kleinen Teils der Gesamtbetriebszeit des Turbinen-Strahltriebwerks verwendet, beispielsweise dann, wenn schnelle Steigungen oder kurze Stöße überschießender Flugzeuggeschwindigkeit gewünscht sind. Während der übrigen Zeit, d. h. wenn der Brenner nicht in Betrieb ist, wird aber die Höchstleistung des Triel)-Werks wegen des übermäßigen Druckabfalls infolge der durch die Einrichtung zur .Aufrechterhaltung der Flammenbildung bewirkten Verringerung des tatsächlichen Strömungsquerschnitts erheblich vermindert.These burners for afterburning are usually only used during a small part of the total operating time of the turbine jet engine is used, for example, when rapid inclines or short bumps exceed the aircraft speed are desired. During the rest of the time, i. H. when the burner is not in use is, but becomes the maximum output of the Triel) plant because of the excessive pressure drop as a result of the flame formation caused by the device for maintaining the flame Reduction of the actual flow cross-section is considerably reduced.

Gemäß der vorliegenden Erfindung sollen nun diese Nachteile dadurch vermieden werden, daß dann, wenn der Brenner für Nachverbrennung oder eine andere mit der Einrichtung zur Aufrechterhaltun- der Flammenbildung zusammenwirkende Verbre nntingsvorrichtung nicht in Betrieb ist, der l,' lugzeugfülirer diese Einrichtung in eine Stellung bewegen kann, in welcher ihre drosselnde Wirkung iin wesentlichen ausgeschaltet oder zumindest wesentlich verringert ist.According to the present invention, these disadvantages are now addressed avoided that when the burner is for afterburning or another Verbre cooperating with the device for maintaining the flame formation The inspection device is not in operation, the aircraft pilot this device can move into a position in which its throttling effect is essential turned off or at least significantly reduced.

Die erfindungsgemäße Verbrennungsvorrichtung ll@steht aus einer Verbrennungskammer, durch die hindurch die unter Druck einströmenden Gase flie-Llen, einer dieser Verbrennungkammer zugeordneten Brennstoftzufiihrungseinrichtung und einer Einrichtung zur Aufrechterhaltung der Nachverbrennung, mittels welcher infolge der Schaffung einer gewissen Stauung des Gasstromes die Nachverbrennung aufrechterhalten werden kann. Diese Einrichtung kann ans einer ersten Stellung (Betriebsstellung), in welcher sie einen Druckabfall im Gasstrom bewirkt, in eine zweite Stellung (Außerbetriebsstellung), in welcher vier Druckabfall wesentlich verringert ist, bewegt werden.The combustion device according to the invention consists of a combustion chamber, through which the pressurized gases flow, one of these combustion chambers associated fuel supply device and a device for maintaining it the afterburning, by means of which as a result of the creation of a certain stagnation the afterburning of the gas flow can be maintained. This facility can be in a first position (operating position) in which there is a pressure drop causes in the gas flow, in a second position (inoperative position), in which four pressure drop is significantly reduced.

Ein Ausführungsbeispiel des Erfindungsgegenstandes ist in den Fig. 1 bis 7 dargestellt, von denen zeigt Fig. i a und 1 l) als Ganzes betrachtet in Längsansicht bz-,v. Längsschnitt ein Flugzeug-Turbinen-Strahltriebwerk, Fig. 2 einen Schnitt nach der Linie II-II der Fig.3, gesehen in der durch Pfeile angegebenen Richtung, 1# ig. 3 einen Teil der in Fig. 11) dargestellten Anlage, Fig. .4 einen Teil der in Fig. 1 1> gezeigten Anlage mit einer anderen Ausführungsform der Einrichtung zur Aufrechterhaltung der Nachverbrennung, Fig. #3 einen Schnitt nach der Linie V-V der Fig.4. U ig. h einen Schnitt nach der Linie VI-VI der 1# 1. An exemplary embodiment of the subject matter of the invention is shown in FIGS. 1 to 7, of which FIGS. Longitudinal section of an aircraft turbine jet engine, FIG. 2 shows a section along the line II-II in FIG. 3, seen in the direction indicated by the arrows, FIG. 3 a part of the plant shown in Fig. 1 1) , Fig. 4 a part of the plant shown in Fig. 1 1> with another embodiment of the device for maintaining post-combustion, Fig. # 3 a section along the line VV of the Fig. 4. U ig. h a section along the line VI-VI of FIG . 1 # 1.

Fig. ; einen Schnitt nach der Linie VII-VII der U 11 i g. 3, gesehen bei den F,ig. 5, 6 und 7 in der durch Pfeile angegebenen Richtung. Wie bereits erwähnt, ist der Erfindungsgegenstand, wenn auch hierauf nicht beschränkt, insbesondere für Gasturbinen-Strahltriebwerke geeignet, wie sie bei Flugzeugen zur Erzeugung eines Antriebsmittels zum Strahlantrieb des Flugzeuges Verwendung finden. Ein solches Triebwerk besteht vorzugsweise aus einem stromlinienförmigen, röhrenförmigen Gehäuse, in welchem an (lern Vorder- oder Einlaßende ein Kompressor axial angeordnet ist, einer in der rückwärtigen Hälfte des Triebwerks vorgesehenen Turbine und einer zwischen dem Kompressor und der Turbine befindlichen Verbrennungskammer, in welcher die Preßluft erhitzt wird und aus der die heißen Gase von zweckmäßiger Temperatur und unter zweckmäßigem Druck in die Turbine gelangen; die die Turbine verlassenden Gase strömen durch eine am rückwärtigen Ende des Gehäuses angeordnete Düse aus und können zum Antrieb des Flugzeuges nutzbar gemacht werden.Fig.; a section along the line VII-VII of U 11 i g. 3, seen at the F, ig. 5, 6 and 7 in the direction indicated by arrows. As already mentioned, is the subject matter of the invention, even if not limited to this, in particular for Gas turbine jet engines suitable as they are used in aircraft for generating a Find propulsion means for jet propulsion of the aircraft use. One such The engine preferably consists of a streamlined, tubular housing, in which at (learn the front or inlet end a compressor is axially arranged, a turbine provided in the rear half of the engine and one between the compressor and the turbine located combustion chamber in which the compressed air is heated and from which the hot gases of appropriate temperature and under appropriate Pressure get into the turbine; the gases leaving the turbine flow through a arranged at the rear end of the housing nozzle and can be used to drive the Aircraft can be made usable.

Das in den Fig. i a und 11) als Ganzes mit io bezeichnete Triebwerk ist so durchgebildet, daß es im oder am Rumpf oder Flügel des Flugzeuges angebracht werden kann, wobei das linke Ende i i (Eintrittsende), wie Fig. i a zeigt. in der Flugrichtung gerichtet ist.The in Figs. Ia and 11 ) designated as a whole with io engine is designed so that it can be attached in or on the fuselage or wing of the aircraft, the left end ii (inlet end), as Fig. Ia shows. is directed in the direction of flight.

Dieses Triebwerk besteht aus einem Außenmantel oder Gehäuse 12, 12a mit einem ringförmigen Luftkanal 13, der sich bezüglich des Flugzeuges Längsschiffs erstreckt. In diesem Gehäuse sind angeordnet: In Längsachsenrichtung ein Schutzkegel 14 mit darin befindlichem Getriebe, <las durch eine hohle Leitschaufel 16 mit nicht gezeigten Hilfseinrichtungen in Verbindung steht, ein Axialkompressor 17, eine allgemein mit i8 bezeichnete Brennkammer, eine den Kompressor antreibende Turbine i9 und eine Schubdüse 21 am rückwärtigen Ende des Gehäuses 12a. Zusätzlich bildet der Kanal 13 hinter der Turbine einen Verbrennungsraum 22 für den-Brenner für Nachverbrennung zwischen der Turbine i9 und der Schubdüse 21. In diesem Nachverbrennungsraum befindet sich die Einrichtung zur Aufrechterhaltung der Nachverbrennung 23, die das Hauptmerkmal der Erfindung bildet.This engine consists of an outer casing or housing 12, 12a with an annular air duct 13, which extends with respect to the aircraft fore and aft extends. The following are arranged in this housing: A protective cone in the direction of the longitudinal axis 14 with gear located therein, read through a hollow guide vane 16 auxiliary equipment, not shown, is connected, an axial compressor 17, a combustion chamber generally designated i8, a turbine driving the compressor i9 and an exhaust nozzle 21 at the rear end of the housing 12a. Additionally forms the duct 13 behind the turbine has a combustion chamber 22 for the burner for post-combustion between the turbine i9 and the exhaust nozzle 21. Located in this post-combustion chamber the device for maintaining the afterburning 23, which is the main feature of the invention.

Die am Einlaßende i i eintretende Luft strömt im wesentlichen in gerader Richtung durch die Anlage, wobei sie in den ihren Druck erhöhenden Kompressor und ihre Temperatur steigernde Brennkammer 18 gelangt. Die sich aus den Verbrennungsprodukten und der durch die Verbrennung erhitzten ÜberschuB-luft zusammensetzenden heißen Gase gelangen beim Verlassen der Brennkammer durch geeignete Leitschaufeln oder Düsen 24 auf die Schaufeln 25 der Turbinenscheiben 26 und strömen dann durch die Schubdüse 21 zwecks Antriebs des Flugzeuges aus.The air entering at the inlet end i i flows essentially in a straight line Direction through the plant, with it in the pressure increasing compressor and their temperature increasing combustion chamber 18 arrives. Which result from the products of combustion and the hot air that is made up of the excess air heated by the combustion When leaving the combustion chamber, gases pass through suitable guide vanes or Nozzles 24 on the blades 25 of the turbine disks 26 and then flow through the Thrust nozzle 21 for the purpose of propelling the aircraft.

Wie aus Fig. i a hervorgeht, sind die Kompressor-und Turbinenläufer mittels einer Welle 27 verbunden, die in geeigneten Lagern 28 ruht und von einer inneren, allgemein mit 29 bezeichneten Wandung umgeben ist; diese Wandung schützt die Welle und die Lager vor hohen Temperaturen und begrenzt auch einen Teil des ringförmigen Luftdurchtrittskana'ls 13, in welchem die Brennkammer 18 angeordnet ist. I)ie l@reunkammcr besteht aus ringfcirtnigcn \\'an- <lurtgctr 3 t . 3 2. 33 und 3_t, von denen die Wandungen 1, 31 urtd 3 2 all ihren stromaufwärts gelegenen Enden (ltrt-ch eine I:n<lwand 33, und die \\'anclungen 33 und 3-1 in ;ihnlicher Weise an ihren stromaufwärts ge- Icgcncn Hnden durch eine \\'and 36 verbunden sind. I)ie \\ anritittgett 32 und 33 sind an ihren strom- al)w;irts ;.;clc@@encn Underi wie bei 37 verbunden, wo- rlitrch ritrgfiirmigc @lrcnncrrütttne 38 und 39 gebildet wcr<len, die von ringtürmigen Lufträumen -4o, 41 und [2 unigeherr sind. 1 )er Brennstoff wird den Iirennerrüumcn 38 und 39 durch nicht gezeigte ring- fiirtnige hcili(#n von I)iisen zugeführt, die von den I#.ndw:indert 33 und 36 getragen werden. \us Fi-. t 1) ist ersichtlich, claß ein Kegel 45, des- ,-en Basis sich (licht an deni stromabwärts gelegenen l@.n(l:# der Turbine t() befindet, eine allmähliche Di- vergenz des ringf<irinigen Kanals 13 vom Turbinen- atislaß bis zu demjenigen Funkt des Kegels ergibt, :in welchem der Durchgang einen zylindrischen Otici-schnitt aufweist. Vorzugsweise wird der Kegel 43 von einer Reihe von radialen Streben 46 getragen, von denen chic hohl ist und die Brennstoffzufüh- rttrtgslcittuIgett 47, 48 und .19 aufnimmt, die in ring- fiit-ritigeri lirentistoffverteilern 5t. 52 und 53 enden, von denen die Verteiler 5 1 und 32 mit auf dem Um- fan- v(#rtcilteri Brentistoffauslaßöffnungen versehen sind, die die Brennstoffstrahlen stromaufwärts leitvrr. während atis dein rnit ähnlichen Öffnungen ausgemisteten Verteiler 53 die l'rennstoffstrahlen strcmial)w;irts austreten. I)ie Einrichtung zur :ltifrechterlialtung der Nach- ist innerhalb des N achverbrennungs- rauntes 2 2 attz,>e()rdnet, und zwar an einer Stelle, die stromabwärts etwas voni Kegel 43 entfernt ist. Diese Einrichtung bewirkt in dein hindurchfließenden Gas- stroin (>irre Stauung, die genügt, um in dem Nachver- brenntittgsraum 22 eitle Nacltverbretintin(1 etwas sti-cmtalm-ürts von ihr siclierztistellen. I )ic Durchbildung der die Einrichtung zur Attf- rec@tter@a@tung der Nacltverl)retitiung 1)iklettden I )rossel- ()der Stauelernerite kann verscliiedeti sein. I)as .\usführungsl>f#ispiel zeigt stromaufwärts ge- richtete 1lohlkcgel 55, vom denen jeder finit den an- Kegeln durch Brücken 56 verbunden ist, deren strtmial)würts gelegene Flächen konkav sind, um von Kegel zti Kegel ein Streuen der Flamme in der Otierrichtum- des Nachverbrennungsraunies zu 1)ew irl;eti. \\'ie atn lwsteri aus Fig. 2 hervorgeht, ist die Ein- r-iclittrrig zur :\tifreclitcrli@iltung der Nachverbrün- 2 1 1 ctrciiiite halbkreisförtnige Hälften 1111M1 3 11 z\\(' aufgeteilt, vor denen jede auf einer Welle 6o ange- bracht ist, die in Lagern 61 ruht, welche durch die (@elt<iusewan<lungen 12, 1211 getragen werden. Eine der \\'ellen 6o kann urn citien Winkel von 9o° mittels (#ines .\rines 62 gedreht werden, dessen eines Ende ;in der \\'elle 6o und dessen anderes Ende mit einer irr l.iingsriclrtung hin und her beweglichen Stange 63 verl)tin(leti ist, die voni Flugzeugführer nach Be- lieben betätigt werden kann. I )stsjcrrige l?nde (les =\rines 62, das an der Welle (u) lx#festigt ist, ist mit rinetn Zahnradsegment aus- gerüstet, das in ein entsprechendes, an der anderen Welle 6o artgebrachtes Segment eingreift. Dadurch bewirkt die Drehung der ersten Welle 6o eine entgegengesetzte Drehung der anderen Welle, mit dem Ergebnis, daß durch eine Hinundherbewegung der Stange 63 die beiden Hälften der Einrichtung zur Aufrechterhaltung der Nachverbrennung zwischen der Betriel)sstellung (voll ausgezogene Linien) und der Außerbetriebsstellung (gestrichelt)'bewegt werden (Fig. i 1)).As can be seen from FIG. 1 a, the compressor and turbine rotors are connected by means of a shaft 27 which rests in suitable bearings 28 and is surrounded by an inner wall, generally designated 29; this wall protects the shaft and the bearings from high temperatures and also delimits part of the annular air passage channel 13 in which the combustion chamber 18 is arranged. I) ie l @ reunkammcr consists of ringfcirtnigcn \\ 'an- <lurtgctr 3 t. 3 2. 33 and 3_t, of which the walls 1, 31 urtd 3 2 all of their upstream ends ( ltrt-ch an I: n <lwand 33, and the \\ 'attachments 33 and 3-1 similarly to their upstream Icgcncn hands connected by a \\ 'and 36. I) ie \\ anritittgett 32 and 33 are at their current- al) w; irts;.; clc @@ encn Underi as connected at 37, where- rlitrch ritrgfiirmigc @ lrcnncrrütttne 38 and 39 wcr <len, those of ring-towered air spaces -4o, 41 and [2 are unigener. 1) he fuel becomes the Iirennerrüumcn 38 and 39 by not shown ring fiirtnige hcili (#n von I) iisen supplied by the I # .ndw: indert 33 and 36 can be worn. \ us Fi-. t 1) it can be seen that a cone 45, des- , -en base itself (light on the downstream l @ .n (l: # of the turbine t () is located, a gradual di- vergence of the annular channel 13 from the turbine atislet results in that point of the cone, : in which the passage is cylindrical Otici cut. Preferably the cone 43 supported by a series of radial struts 46, of which chic is hollow and the fuel supply rttrtgslcittuIgett 47, 48 and .19, which in ring- fiit-ritigeri fuel distributors 5t. 52 and 53 end, of which the distributors 5 1 and 32 are on the fan- v (#rtcilteri Brentistoffausöffnungen provided are the fuel jets upstream leitvrr. while atis your with similar openings mucked out distributor 53 the fuel jets strcmial) w; irts emerge. I) The facility for: maintaining the follow-up is within the post-combustion rauntes 2 2 attz,> e ( ) rdnet, in one place that downstream is somewhat removed from the cone 43. These Facility causes in your flowing gas stroin (> crazy stowage, which is sufficient to Burning room 22 vain nacltverbretintin (1 something sti-cmtalm-ürts from her siclierztistellen. I) ic training of the facility for att rec @ tter @ a @ tung der Nacltverl) retitiung 1) iklettden I) rossel- () der Stauelernerite can be different. I) as. \ Executionl> f # ispiel shows upstream set up 1lohlkcgel 55, each of which finitely Bowling is connected by bridges 56, whose strtmial) Würts located surfaces are concave, around of cones zti cones a scattering of the flame in the Otierrichtum- des Nachverbr burnraunies to 1) ew irl; eti. \\ 'ie atn lwsteri emerges from Fig. 2, the a r-iclittrrig for: \ tifreclitcrli @ iltung the post-burn 2 1 1 ctrciiiite semicircular halves 1111M1 3 11 z \\ (' in front of which each is located on a shaft 6o is brought, which rests in bearings 61, which by the (@elt <iusewan <lungen 12, 1211. One the \\ 'ellen 6o can urn citien angle of 9o ° by means of (#ines. \ rines 62, one end of which ; in the \\ 'elle 6o and its other end with a Rod 63 which can be moved back and forth irr left Verl) tin (leti is that of the pilot after loading love can be actuated. I) stsjcrrige land (les = \ rines 62, which is on the shaft (u) lx # is fixed, is equipped with a rinetn gear segment armed, which engages in a corresponding segment brought to the other shaft 6o. As a result, the rotation of the first shaft 6o causes the other shaft to rotate in the opposite direction, with the result that, by reciprocating the rod 63, the two halves of the post-combustion maintenance device are moved between the operating position (solid lines) and the inoperative position (dashed lines) ) 'are moved (Fig. i 1)).

In den Fig. 4, 5, 6 und 7 ist eine andere Ausführungsform der Einrichtung zur Aufrechterhaltung der Nachverbrennung 70 gezeigt; diese aus einem Stück bestehende Einrichtung ist auf einer einzigen Welle 7 t befestigt, die mittels des Armes 72 durch die Stange 73 vom Flugzeugführer betätigt wird, wobei sie sich zwischen der im allgemeinen quer zur Nachverbrennungs.kammer sich erstreckenden Betriebsstellung (voll ausgezogene Linien) und einer in der Längsrichtung der Nachverbrennungskammer und parallel zur Strömungsrichtung der Turbinenabgase sich erstreckenden Außerbetriebsstellung (gestrichelt) bewegt (Fig. 4).4, 5, 6 and 7, another embodiment of the device for maintaining the afterburning 70 is shown; This one-piece device is mounted on a single shaft 7 t, which is operated by the pilot by means of the arm 72 through the rod 73, whereby it extends between the operating position (solid lines) and extending generally transversely to the afterburning chamber an inoperative position (dashed line) extending in the longitudinal direction of the post-combustion chamber and parallel to the flow direction of the turbine exhaust gases (FIG. 4).

Wenn die Einrichtung zur Aufrechterhaltung der Nachverbrennung in ihre Betriebsstellung bewegt und dem Gasstrom Brennstoff durch einen oder mehrere der Brennstoffverteiler 5i, 52 und 53 zugeführt worden ist, muß der Brennstoff entzündet werden, vorzugsweise an einem verhältnismäßig geschützten Punkt im Gasstrom. Zu diesem Zweck ist eine Zündvorrichtung, wie die Zündkerze 75, an der stromabwärts gelegenen Seite der umgekehrten Kegel 55 (Fig. 5, 6) angeordnet, wobei das Kabel 76 durch eine Bohrung 77 in der Welle 7i hindurchgeht. Obschon nicht dargestellt, ist es doch offensichtlich, daß eine ähnliche Zündvorrichtung in Verbindung mit einer Einrichtung zur Aufrechterhaltung der Nachverbrennung nach ([,en Fig. i bis 3 verwendet werden kann.If the post-combustion maintenance facility in their operating position moves and the gas flow fuel through one or more the fuel manifold 5i, 52 and 53 has been supplied, the fuel must be ignited , preferably at a relatively sheltered point in the gas stream. to for this purpose an ignition device such as spark plug 75 is attached to the downstream located side of the inverted cone 55 (Fig. 5, 6) arranged, the cable 76 passes through a bore 77 in the shaft 7i. Although not shown, it is obvious that a similar ignition device can be used in conjunction with a device for maintaining the afterburning according to ([, en Fig. i to 3 can be used.

Da ein weitaus größeres Volumen an erhitzten Gasen durch die Düse 21 ausströmen muß, wenn der Brenner für Nachverbrennung in Betrieb ist, als wenn er außer Betrieb ist, ist es wünschenswert, die Düse vergrößern zu können. Dies geschieht durch die einstellbaren, bei 82 drehbaren Abschnitte 8o und 81, die zwischen den in Fig.4 voll und gestrichelt angedeuteten Stellungen beweglich sind.There is a much larger volume of heated gases through the nozzle 21 must flow out when the burner for afterburning is in operation than when it is out of order, it is desirable to be able to enlarge the nozzle. this happens through the adjustable, rotatable at 82 sections 8o and 81, which between the positions indicated in full and by dashed lines in FIG. 4 are movable.

Die Einzelheiten dieser Düsenregelvorrichtung bilden keinen Teil der vorliegenden Erfindung. Zum Gegenstand der vorliegenden Erfindung gehört aber das Zusammenwirken zwischen der Einrichtung zur Aufrechterhaltung der Nachverbrennung und der regelbaren Schubdüse, weil beim Betrieb des Brenners für Nachverbrennung die Schubdüse normalerweise geöffnet und die Einrichtung zur Aufrechterhaltung der Nachverbrennung in ihre Betriebsstellung bewegt wird, während bei der --\tißerl)etriel)ssetzung des Brenners die Einrichtung zur Aufrechterhaltung der Nachverbrennung in ihre Außerbetriebsstellung bewegt und die Schubdüse geschlossen wird. Zu diesem Zweck erstreckt sich eine Stange 85 von dem Arm 72 zum Arm 86 auf der Schul)diisendrehachse 82, so daß die Einrichtung zur Aufrechterhaltung der Nachverbrennung und die Scliul>diisenal>sclinitte 8o, 81 gleichzeitig durch eine einzige Betätigung des Flugzeugführers bewegt werden können. Es ist klar, daß eine ähnliche Betriebsverbindung zwischen der Einrichtung zur Aufrechterhaltung der Nachverbrennung und der Schubdüse bei dem Ausführungsbeispiel nach Fig. 1 1> angewendet werden könnte; lediglich im Interesse der Übersichtlichkeit und Klarheit der Zeichnung ist sie nicht dargestellt worden.The details of this nozzle control device do not form part of the present invention. However, that is part of the subject matter of the present invention Interaction between the facility to maintain post-combustion and the adjustable thrust nozzle, because the burner is used for afterburning the nozzle normally open and the device to maintain the Afterburning is moved into its operating position, while at the - \ tisserl) etriel) s set of the burner, the device for maintaining the afterburning in its inoperative position moves and the nozzle is closed. A rod extends for this purpose 85 from the arm 72 to the arm 86 on the Schul) diisendrehachse 82, so that the device to the Maintaining the post-combustion and the scliul> diisenal> sclinitte 8o, 81 at the same time can be moved by a single operation of the pilot. It's clear, that a similar operational connection between the means of maintaining the afterburning and the exhaust nozzle in the embodiment of FIG. 1 1> could be applied; only in the interests of clarity and clarity it has not been shown in the drawing.

Claims

PATENT CLAIMS: i. Device for afterburning in Turbincii jet engines, characterized by a post-combustion chamber charged with pressurized gases (22) through which these gases flow, a fuel supply device and a Device for maintaining the afterburning (23), which is a stowage in the Causes gas flow and between a first or operating position in which it causes a pressure drop in the gas flow, and a second or inoperative position, in which this pressure drop is significantly reduced, is moved.

2. Device according to claim i, characterized in that the fuel supply device in the afterburning space (22) upstream of the maintenance facility the afterburning (23) is arranged.

3. Device according to claim i or 2, characterized by a post-combustion chamber suitable for gas velocities over 15 m / sec (22).

4. Apparatus according to claim 1, 2 or 3, characterized in that the Device for maintaining post-combustion (23) rotatable in the post-combustion space (22) is arranged.

5. Apparatus according to claim .4, characterized in that the axis of rotation of the device for maintaining the afterburning (23) itself extends substantially diametrically to it.

6. Device according to the preceding Claims, characterized by one in connection with the afterburning chamber outlet standing controllable device (8o, 81), which between an operating position in which of the gas flow leaving the post-combustion chamber (22) is throttled, and an inoperative position in which the throttling effect is significantly reduced is, can be moved, and a device (71 to 73) for moving the device to maintain the afterburning (23) in the operating position when the Throttle member (8o, 81) of the thrust nozzle in the inoperative position and to move the Device for maintaining the axial combustion (23) in the inoperative position when moving the throttle member (8o, 81) of the thrust nozzle in the operating position.

7. Device according to the preceding claims, characterized in that the device to maintain the afterburning (23) from two separately stored halves exists between a first or operating position in which they are generally extend transversely to the post-combustion chamber (22), and a second or inoperative position, in which they are generally in the longitudinal direction of the post-combustion chamber and extending downstream of their rotatable mount, are movable. B. Device according to claim 7, characterized by a device for simultaneous Movement of the two halves of the device to maintain post-combustion (23) between the operational and inoperative positions.