DE892837C

DE892837C - Turbine jet engine

Info

Publication number: DE892837C
Application number: DEL5661D
Authority: DE
Inventors: Karl Dr-Ing Leist
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1942-08-28
Filing date: 1942-08-28
Publication date: 1954-07-05

Description

Turbinenstrahltriebwerk Es ist bekannt, die Wirtschaftlichkeit von Strahltriebwerken zur Vortriebserzeugung dadurch zu verbessern, daß man dem eigentlichen Strahltriebwerk, welches aus einem Verdichter, einer Brennkammeranlage und einer Turbine mit Enddüse besteht, einen zusätzlichen Luftstrom hinzufügt, der sich gewissermaßen als Ballastluft dem in der Turbine expandierten Gas zumischt und vor der Expansion in der Enddüse die sich entspannende Gasmenge vergrößert, die Temperatur und Austrittsgeschwindigkeit des Gases dagegen verkleinert. Hierdurch wird in bekannter Weise eine Verbesserung des Strahlwirkungsgrades und damit eine Verringerung des Brennstoffverbrauchs erzielt. Die Ballastluft muß nun natürlich vor der Mischung mit dem Gas hinter der Turbine auf dessen Druck verdichtet werden, d. h. also, auf den Anfangsdruck der Entspannung in der Enddüse.Turbine jet engine It is known the economics of To improve jet engines for generating propulsion by the fact that one of the actual Jet engine, which consists of a compressor, a combustion chamber system and a There is a turbine with an end nozzle, which adds an additional air flow, which is to a certain extent mixed as ballast air with the gas expanded in the turbine and before expansion in the end nozzle, the amount of gas that is released increases the temperature and the outlet velocity of the gas, on the other hand, is reduced in size. This is an improvement in a known manner the jet efficiency and thus a reduction in fuel consumption. The ballast air must of course be mixed with the gas behind the turbine compressed at its pressure, d. H. So, on the initial pressure of relaxation in the end nozzle.

Der ArbeitsprozeB von Strahltriebwerken mit Rückstoßerzeugung ist allgemein bedingt einerseits durch die Wirtschaftlichkeit der thermodynamischen Vorgänge und andererseits durch die Umsetzung der Strömungsenergie des austretenden Gases in Vortriebsleistung. Der letztere Vorgang wird bei den hier auftretenden Geschwindigkeiten im . allgemeinen mi_t zunehmenden Druckverhältnissen innerhalb des Triebwerks, also zunehmenden Austrittsgeschwindigkeiten infolge Abnehmens des Strahlwirkungsgrades ungünstiger, während die thermodynamischen Vorgänge in dem hier in Betracht kommenden Bereich mit zunehmendem Druck in der Brennkammer ansteigen.The working process of jet engines with recoil generation is generally due on the one hand to the economy of the thermodynamic Processes and on the other hand through the implementation of the flow energy of the exiting Gas in propulsion power. The latter process is used with those occurring here Speeds in. general with increasing pressure conditions within of the engine, i.e. increasing exit speeds as a result of a decrease in the Beam efficiency less favorable, while the thermodynamic processes in the into consideration here coming area with increasing pressure in the Increase the combustion chamber.

Da nun bei einem Triebwerk mit Zumischung von Ballastluft die Wirtschaftlichkeit der Umsetzung der Strahlenergie fast unabhängig gehalten werden kann vom Druckverhältnis der Entspannung in der Turbine, ist es eine Eigenart dieser Triebwerke, daß man mit Rücksicht auf eine Verbesserung des thermischen Wirkungsgrades höhere Verbrennungsdrücke, also eine wesentlich höhere Verdichtung der Verbrennungsluft vorteilhaft benutzen kann. Eine solche hat nun zur Voraussetzung, daß der Verdichter eine größere Stufenzahl hat. Die damit verbundenen Komplikationen in bezug auf Raumbedarf, kritische Drehzahl, Gewicht und zusätzliche Maßnahmen, um ein derart langes Triebwerk einerseits leicht und andererseits gegen Verziehungen bei den durch die hohe Verdichtung auftretenden Temperaturen sicher zu bauen, liegen auf der Hand. Dazu kommt, daß durch eine Verlängerung des Triebwerks auch der Luftwiderstand nennenswert größer wird, was bei den sehr hohen hier in Betracht kommenden Fluggeschwindigkeiten von be= _-sonderer Wichtigkeit ist. Dabei ist zu bedenken, daß bei dem mit zwei Strömen arbeitenden Triebwerk auch noch der zweite Verdichter, die Düsenschraube, für die Ballastluft untergebracht werden muß, was, da dieser Verdichter j a kaum anders als konzentrisch auf gleicher Welle angeordnet werden kann, trotz der meist viel kleineren Förderhöhe dieses Verdichters in den meisten Fällen eine weitere Verlängerung des Gesamttriebwerks verursacht.Now, with an engine with admixture of ballast air, the economy the implementation of the beam energy can be kept almost independent of the pressure ratio the relaxation in the turbine, it is a peculiarity of these engines that one with a view to improving the thermal efficiency, higher combustion pressures, therefore use a much higher compression of the combustion air to advantage can. A prerequisite for this is that the compressor has a larger number of stages Has. The associated complications in terms of space requirements, critical speed, Weight and additional measures to make such a long engine light on the one hand and, on the other hand, against distortions caused by the high compression Building temperatures safely are obvious. In addition, by an extension of the engine, the air resistance is noticeably greater, which is the case with the very high airspeeds that are considered here are of particular importance is. It should be noted that in the case of the two-stream engine also the second compressor, the nozzle screw, for the ballast air must be what, since this compressor is hardly any other than concentric on the same Shaft can be arranged, despite the usually much smaller head of this compressor in most cases caused a further lengthening of the entire engine.

Diese Schwierigkeiten sollen erfindungsgemäß dadurch beseitigt werden, daß die Turbine als Verpuffungsturbine ausgebildet ist, so daß die Zahl der Verdichterstufen der beiden Luftströme einander angenähert wird. Hierdurch kann gegebenenfalls die Verdichtung der Ballastluft und der Verbrennungsluft im gleichen Verdichter vorgenommen werden, wobei von der im folgenden allgemein als Ballastluft bezeichneten, von der Verbrennungsluft vor den Brennkammern abgespaltenen Luft, wie später beschrieben, noch weitere Zweigströme zu Kühlzwecken abgezweigt werden können. Diese gemeinsame Verdichtung der Verbrennungs- und Ballastluft ist insbesondere dadurch möglich, daß, da mit dem Verpuffungsvorgang eine wesentliche Drucksteigerung verbunden ist, die Vorverdichtung der Luft vor der Verpuffungskammer nur verhältnismäßig klein zu sein braucht, um günstige Wirkungsgrade zu erzielen. Die Annäherung der hierdurch notwendigen Förderhöhe des Verbrennungsluftverdichters an die Förderhöhe der Düsenschraube schafft die Möglichkeit, mit einem einzigen Verdichter für beide Luftströme auszukommen. Da diese Verdichtung außerdem nur verhältnismäßig sehr gering zu sein braucht, wird die Stufenzahl auch bei axialer Bauart sehr klein, der Verdichter sehr kurz und die Gesamttriebwerkslänge erheblich geringer. Außerdem ergibt sich eine große Anzahl von konstruktiven und sonstigen Vorteilen, die in bezug auf Betriebssicherheit, Gesamtwirkungsgrad, Gewicht, Baulänge und andere Eigenschaften das mit Verpuffung arbeitende Zweikreistriebwerk gegenüber dem normalen mit Gleichdruckverbrennung arbeitenden weit überlegen machen.According to the invention, these difficulties are to be eliminated by that the turbine is designed as a deflagration turbine, so that the number of compressor stages of the two air streams is brought closer to each other. As a result, the The ballast air and the combustion air are compressed in the same compressor are, of which in the following generally referred to as ballast air, of the Combustion air split off air in front of the combustion chambers, as described later, still further branch flows can be branched off for cooling purposes. This common Compression of the combustion and ballast air is particularly possible because that, since there is a substantial increase in pressure associated with the deflagration process, the pre-compression of the air in front of the deflagration chamber is only relatively small needs to be in order to achieve favorable efficiencies. The approximation of this necessary delivery head of the combustion air compressor to the delivery head of the nozzle screw creates the possibility of using a single compressor for both air flows. Since this compression only needs to be comparatively very low, will the number of stages, even with an axial design, is very small, the compressor is very short and the overall length of the engine is considerably shorter. In addition, there is a large number of constructive and other advantages with regard to operational safety, Overall efficiency, weight, overall length and other properties with deflagration working dual-circuit engine compared to the normal with constant pressure combustion make workers far superior.

Durch die geringere Verdichtung werden die letzten Schaufeln länger, die sonst, insbesondere sofern sie von der Verbrennungsluft allein durchströmt werden, leicht die Untergrenze des günstigen Längenbereichs erreichen, was bei höherem Enddruck vielfach nur durch eineDurchmesserverkleinerung möglich ist, die eine für das Turbinenrad unzulässige Drehzahlerhöhung zur Folge haben würde. Die größeren Schaufeln haben gleichzeitig eine Verringerung der Spaltverluste, also der Luftrückströmmengen zur Folge. Eine weitere Verbesserung in dieser Beziehung wird dadurch erzielt, daß die kürzere Verdichterlänge auch bei Aufrechterhaltung einer ausreichend hohen kritischen Drehzahl eine Ausführung des Verdichters aus Einzelrädern erlaubt, während sonst meist aus diesem Grunde eine Trommelkonstruktion erforderlich ist, die eine Abdichtung auf sehr großem Durchmesser erfordert. Durch die kleineren Leckverluste in den Labyrinthen unmittelbar an der Welle wird also der Verdichterwirkungsgrad weiter verbessert, zumal die geringere zu übertragende Leistung und die günstigeren Verhältnisse bezüglich kritischer Drehzahl einen kleineren Wellendurchmesser zulassen. Die Radkonstruktion hat weiter gegenüber der Trommel den Vorteil, daß die Fliehkräfte bei weit höheren Umfangsgeschwindigkeiten noch beherrschbar sind, so daß also die Drehzahlen erhöht und somit wiederum Gewicht und Raum gespart werden können.Due to the lower compression, the last blades are longer, which otherwise, especially if the combustion air alone flows through them, easily reach the lower limit of the favorable length range, which at higher final pressure is often only possible by reducing the diameter, the one for the turbine wheel would result in an impermissible increase in speed. Have the bigger shovels at the same time, a reduction in the gap losses, so the air return flow to Episode. A further improvement in this regard is achieved in that the shorter compressor length even while maintaining a sufficiently high critical Speed allows the compressor to be designed from individual wheels, while otherwise mostly for this reason a drum construction is required that has a seal requires on very large diameter. Because of the smaller leakage losses in the labyrinths the compressor efficiency is further improved directly on the shaft, especially the lower power to be transmitted and the more favorable conditions regarding allow a smaller shaft diameter at critical speed. The wheel construction has the further advantage over the drum that the centrifugal forces are much higher Circumferential speeds can still be controlled, so that the speeds are increased and thus, in turn, weight and space can be saved.

Des weiteren sind höhere maximale Temperaturen in der Verpuffungskammer möglich, einmal im Vergleich zum Strahltriebwerk ohne Ballastluft infolge der Zulässigkeit größerer Turbinengefälle und zum anderen im Vergleich zum Zweikreistriebwerk mit Gleichdruckverbrennung infolge der wechselnden Temperatur des strömenden Mittels und der dadurch bedingten geringeren Gefährdung der Kammern, Düsen, des Rades usw. Diese höhere Temperatur hat eine Senkung des erforderlichen Gasdurchsatzes zür Folge, also eine Verminderung der Schaufellänge und Fliehkräfte, was in den von Verbrennungs- und Ballastluft gemeinsam durchströmten Schaufeln. insbesondere der Turbine, von Wichtigkeit ist. Die Schaufelfestigkeitsverhältnisse werden gegenüber dem Zweikreistriebwerk mit Gleichdruckverbrennung dadurch weiter verbessert, daß die bei diesem auftretenden hohen Verdichterendtemperaturen, die eine Ausführung des ganzen Verdichters aus Leichtmetall verbieten, wegfallen und dadurch in allen Stufen Leichtmetall verwandt werden kann, was bei den verhältnismäßig großen Dimensionen dieser Teile bei Flugzeugtriebwerken stark mitspricht.Furthermore, there are higher maximum temperatures in the deflagration chamber possible, once in comparison to the jet engine without ballast air due to the admissibility larger turbine gradient and on the other hand in comparison to the dual-circuit engine with Constant pressure combustion due to the changing temperature of the flowing medium and the resulting lower risk to the chambers, nozzles, the wheel, etc. This higher temperature results in a reduction in the required gas throughput, i.e. a reduction in the blade length and centrifugal forces, which in the combustion and ballast air through which the blades flow together. especially the turbine, from Importance is. The blade strength ratios are compared to the dual-circuit engine with constant pressure combustion further improved in that the occurring in this high compressor end temperatures, which means that the entire compressor is designed Prohibit light metal, omit it and thus use light metal at all levels can be what with the relatively large dimensions of these parts in aircraft engines has a strong say.

Besonders wichtig sind noch zwei Gesichtspunkte, die für die Kombination des Zweikreistriebwerks mit dem Arbeitsprinzip der Verpuffungsturbine noch weitere Vorteile ergeben, ' und zwar erstens die Tatsache, daß sämtliche Leckgasmengen aus der Brennkammer zwangläufig in den Ballastluftstrom gelangen und somit noch nutzbar gemacht werden. Dies ist wichtig, weil die Absperrorgane, die insbesondere auf der Auslaßseite als normale Auslaßventile zu konstruieren wegen der sehr hohen Temperaturen Schwierigkeiten macht, vielfach als Steuerorgane ausgebildet werden, die keinen absolut dichten Abschluß, sondern nur eine sehr starke Drosselung nach außen bewirken. Der andere Gesichtspunkt, der beim ZTL-Verpuffungstriebwerk besonders günstig liegt, ist die Tatsache, daß die Schwierigkeit des Zusammenwirkens eines kontinuierlich wirkenden Verdichters mit einer periodisch Luft aufnehmenden Kammer, die durch das starke Schwanken der Entnahmemenge Schwingungen im Verdichter und insbesondere beim Axialverdichter starke Wirkungsgradeinbußen zur Folge hat, hier vermieden wird, da während der Schlußzeiten des Kammereinlasses die Luft als zweiter Kreis die Kammer umströmt, wobei sie diese gleichzeitig auch noch kühlt.Two aspects are particularly important for the combination the dual-circuit engine with the working principle of the deflagration turbine still further Advantages result, 'and first of all the fact that all gas leakages from the combustion chamber inevitably get into the ballast air flow and thus still usable be made. This is important because the shut-off devices in particular to be constructed on the exhaust side as normal exhaust valves because of the very high Temperature causes difficulties, are often designed as control organs, which is not an absolutely tight seal, but only a very strong throttling cause outside. The other point of view, the one especially with the ZTL deflagration engine is favorable is the fact that the difficulty of interacting with one another continuously acting compressor with a periodically air receiving chamber, the vibrations in the compressor and due to the strong fluctuations in the amount withdrawn especially with axial compressors, this has a significant impact on efficiency is avoided, since the air is the second during the closing times of the chamber inlet Circle flows around the chamber, where it also cools it at the same time.

Aus dem zuletzt besprochenen Gesichtspunkt heraus wird erfindungsgemäß des weiteren vorgeschlagen, den Einlaß in die Verpuffungskammer so in die aus dem Verdichter abströmende Luft hineinzulegen, daß, sofern die verdichtete Luft nicht in die Brennkammer eintreten kann, sie die Kammer als Ballastluft umströmt. Hierdurch wird für den Verdichter gewissermaßen eine zeitlich abwechselnde Lieferung von Verbrennungsluft und Ballastluft vorgesehen, was jedoch infolge der verhältnismäßig hoch anzunehmenden Periodenzahl des Arbeitsprozesses trotzdem eine gute Mischung in dem Raum hinter der Turbine ergibt. Gleichzeitig wird hierdurch also eine kontinuierliche Förderung des Verdichters gewährleistet. Ob während des Einströmens in die Kammer die gesamte Umströmung der Kammer vollständig verhindert wird, so daß also während der Ladung der Kammer gar keine Ballastluft die Kammern umströmt, oder ob eine gewisse Menge von Luft fortgesetzt als Ballastluft strömt und nur mit einem Teil der Luft der beschriebene, zeitlich wechselnde Vorgang durchgeführt wird, ist eine Anwendungsvariante, die den grundsätzlichen Erfindungavors.chlag nicht berührt.According to the invention from the point of view discussed last further proposed the inlet into the deflagration chamber so in that from the Compressor outflowing air to put in that, provided that the compressed air does not can enter the combustion chamber, it flows around the chamber as ballast air. Through this becomes, so to speak, a time-alternating supply of combustion air for the compressor and ballast air is provided, but this is due to the relatively high to be assumed The number of periods of the work process is still a good mix in the space behind the turbine results. At the same time, this means continuous funding of the compressor guaranteed. Whether during the inflow into the chamber the entire Flow around the chamber is completely prevented, so that during the charge the chamber no ballast air flows around the chambers, or whether a certain amount of air continues as ballast air flows and only with part of the air of the described, time-changing process is carried out, is an application variant, which does not affect the basic invention preferences.chlag.

Ein weiterer nicht zu unterschätzender Vorteil des Verpuffungsprinzips gerade in Anwendung auf das Strahltriebwerk mit zwei Luftströmen liegt darin, daß das Anlassen und Ingangsetzen der Turbine sehr einfach ist, da ohne Vorverdichtung durch die Gleichraumverbrennung ein Moment geschaffen wird. Im Gegensatz hierzu macht das Ingangsetzen bei einem mit Gleichdruckverbrennung arbeitenden Triebwerk gerade bei zwei Luftkreisen besondere Schwierigkeiten, weil beim Andrehen die Drehzahl so weit gesteigert werden muß, bis die Leistung der Turbine nicht nur in der Lage ist, die mechanischen Verluste des ganzen Triebwerks zu decken, sondern auch noch die Kompressionsleistung der gesamten Verbrennungs- und Ballastluftmenge bei der betreffenden Drehzahl aufgebracht werden muß. Diese erhebliche Schwierigkeit des Gleichdruckzweikreistriebwerks fällt bei Verpuffung fort. Der Luftstrom, der also in dem gemeinsamen, beispielsweise größenordnungsmäßig zwei-bis fünfstufigen Axialgebläse oder aber auch in einem einstufigen Radialkompressor in entsprechendem Maße verdichtet worden ist, trifft nun hinter der Turbine mit dem aus dieser austretenden Gas zusammen und mischt sich mit ihm. Bei gleichzeitiger Betrachtung der Verhältnisse in thermodynamischer Beziehung wie auch bezüglich Einbau, Raum und Gewicht werden nun günstige Verhältnisse erzielt, wenn eine irgendwie nennenswerte Verdichtung der Brennkammerluft über den Druck der Ballastluft hinaus nicht stattfindet. Deswegen soll erfindungsgemäß die Verdichtungsförderhöhe beider Luftströme übereinstimmen, gegebenenfalls sogar die Luftströme in den gleichen Schaufeln verdichtet werden, also vollständig ineinander übergehen. Lediglich um die Spülung der Brennkammer, die zunächst ja von der Austrittsenergie der Luft aus der letzten Verdichterstufe schon weitgehend übernommen wird, noch darüber hinaus zu verbessern und zu beschleunigen und dadurch die Zahl der Arbeitsspiele, also die Leistung des Triebwerks möglichst zu vergrößern, kann gegebenenfalls nach Trennung der beiden Luftströme im Brennkammerluftstrom noch eine kleine Spüldruckdifferenz geschaffen werden. Hierfür dürften im allgemeinen eine, höchstens zwei Axialgebläsestufen voll ausreichen.Another advantage of the deflagration principle that should not be underestimated just in application to the jet engine with two air streams is that starting and starting the turbine is very easy as there is no pre-compression a moment is created by the constant-space combustion. In contrast to this starts up an engine that works with constant pressure combustion Particularly difficult with two air circuits, because the speed when turning must be increased so far, until the power of the turbine is not only able is to cover the mechanical losses of the whole engine, but also still the compression performance of the total amount of combustion and ballast air in the relevant speed must be applied. This considerable difficulty of the Equal-pressure dual-circuit engine is omitted in the event of a deflagration. The airflow, that is in the common, for example, two- to five-stage axial fan or compressed to the appropriate extent in a single-stage radial compressor has been, now meets behind the turbine with the gas emerging from it and mixes with him. With simultaneous consideration of the conditions in thermodynamic Relationship as well as installation, space and weight are now favorable ratios achieved when there is any noticeable compression of the combustion chamber air over the Pressure of the ballast air does not take place. Therefore, according to the invention Compression head of both air flows match, possibly even the Air flows are compressed in the same blades, so completely into one another pass over. Only about the flushing of the combustion chamber, which is initially due to the exit energy the air from the last compressor stage is already largely taken over in addition to improve and accelerate and thereby the number of work cycles, thus increasing the power of the engine as much as possible can, if necessary, after Separation of the two air flows in the combustion chamber air flow still has a small purging pressure difference be created. For this purpose, one, at most two, axial fan stages should generally be used fully sufficient.

Des weiteren soll gemäß der Erfindung das Gas in der Turbine nicht stärker entspannt werden, als es der Druckerhöhung der Verpuffung entspricht. Eine Ausnutzung der Austrittsenergie des Gases aus der Turbine in einem angeschlossenen Diffusor ändert hier nichts wesentlich. Da der Ballastluftstrom, der außerhalb bzw. auch innerhalb der Kammer usw. entlang strömt und dabei auch noch kühlend wirken kann, auch eine ins Gewicht fallende Druckänderung nicht erfahren soll, kann das Triebwerk weiter erfindungsgemäß so ausgebildet sein, daß der Druck vor der Verbrennungskammer bzw. der Spülstufe mit dem Druck hinter der Turbine bzw. dem Diffusor im wesentlichen übereinstimmt.Furthermore, according to the invention, the gas should not be in the turbine be relaxed more than it corresponds to the pressure increase of the deflagration. One Utilization of the exit energy of the gas from the turbine in a connected Diffuser does not significantly change anything here. Since the ballast air flow that is outside or also flows along inside the chamber etc. and also have a cooling effect can, even should not experience a significant change in pressure, can Engine further according to the invention be designed so that the pressure upstream of the combustion chamber or the flushing stage with the pressure behind the turbine or the diffuser essentially matches.

Die Zeichnung veranschaulicht die Erfindung beispielsweise an zwei Ausführungsformen des neuen Triebwerks, und zwar zeigt jeweils schematisch in einem Querschnitt Abb. i ein Zweikreistriebwerk mit einem dreistufigen Axialverdichter und Abb. 2 eine andere Ausführung mit einem Radialgebläse.The drawing illustrates the invention in two examples Embodiments of the new engine, each showing schematically in one Cross-section Fig. I a dual-circuit engine with a three-stage axial compressor and Fig. 2 shows another embodiment with a radial fan.

In beiden Abbildungen bezeichnet i ein stromlinienförmiges Gehäuse bekannter Ausführung mit Enddüse, in dem um eine mittlere Welle 2 herum eine ringförmige Brennkammer 3 oder ein Ring von Brennkammern angeordnet ist. Die Brennkammer ist als Verpüffungskammer ausgebildet und mit Einlaßventilen 4 und Auslaßventilen 5 versehen, die über ein Getriebe von der Welle 2 aus in geeigneter Weise betätigt werden. Sie ist in dem Gehäuse i zweckmäßig so angeordnet, daß der Ballastluftstrom sowohl außen (zwischen Kammer 3 und Gehäuse i) als auch innen (zwischen Kammer 3 und Welle 2) vorbeiströmen kann. Am rückwärtigen Ende der Welle 2 ist auf dieser ein Turbinenlaufrad 6 befestigt. Die Turbine kann natürlich auch mehrstufig ausgebildet sein.In both figures, i denotes a streamlined case known design with an end nozzle in which an annular shaft 2 around a central shaft Combustion chamber 3 or a ring of combustion chambers is arranged. The combustion chamber is designed as a verpüffungskammer and with inlet valves 4 and outlet valves 5 provided, which is actuated via a gear from the shaft 2 in a suitable manner will. It is expediently arranged in the housing i so that the ballast air flow both outside (between chamber 3 and housing i) and inside (between chamber 3 and wave 2) can flow past. At the back end of the wave 2, a turbine wheel 6 is attached to this. The turbine can of course also be designed in several stages.

Bei der Ausführungsform nach Abb. i Treibt die Turbine über die Welle .2 und ein Getriebe 7 einen beispielsweise dreistufigen Axialverdichter 8 an, der die Verbrennungs- und die Ballastluft in einem gemeinsamen Luftstrom fördert. Der Verlauf der Luftströmung ist im einzelnen durch Pfeile angedeutet.In the embodiment according to Fig. I, the turbine drives over the shaft .2 and a transmission 7, for example a three-stage axial compressor 8, the promotes the combustion and ballast air in a common air flow. Of the The course of the air flow is indicated in detail by arrows.

Die Wirkungsweise des Triebwerks ist ohne weiteres verständlich. In der Brennkammer 3 wird Brennstoff, der durch nicht dargestellte Düsen in diese eingespritzt- wird, mit Luft gemischt und entzündet. Das unter dem Verpuffungsdruck durch die Auslaßventile 5 abströmende Abgas treibt das Turbinenlaufrad 6 an, entspannt sich dann in der Enddüse unter Zusatz von Ballastluft und erzeugt durch seine Rückstoßwirkung den Vortrieb des Triebwerks. Die Turbine treibt den Verdichter 8 an, und die von diesem geförderte Luft strömt teils abwechselnd als Verbrennungs- und als Spülluft durch die Brennkammer 3 hindurch und teils als Ballast- und Kühlluft um diese herum.The way the engine works is easy to understand. In the combustion chamber 3 is fuel, which is injected into this through nozzles (not shown) is mixed with air and ignited. That under the deflagration pressure by the Exhaust gas flowing out from exhaust valves 5 drives the turbine impeller 6 and relaxes then in the end nozzle with the addition of ballast air and generated by its recoil effect the propulsion of the engine. The turbine drives the compressor 8, and that of This conveyed air flows partly alternately as combustion and scavenging air through the combustion chamber 3 and partly as ballast and cooling air around it.

Bei der in Abb. 2 dargestellten Ausführungsform wird die Luft durch ein Radialgebläse 9 verdichtet, das wiederum durch die Turbine über die Welle 2 und ein Getriebe 7 angetrieben wird. Im übrigen sind der Aufbau und die Wirkungsweise des Triebwerks im wesentlichen die gleichen wie bei der ersten Ausführungsform. Hinter dem Turbinenlaufrad 6 ist noch ein Diffusor io vorgesehen. Diese zweite Ausführungsform hat den Vorteil, daß der Läufer des Verdichters nur aus einem Rad besteht, das fliegend angeordnet sein kann, so daß der Läufer des gesamten Triebwerks nur zweimal gelagert zu werden braucht. Dadurch fällt eine Reihe von konstruktiven Schwierigkeiten fort, wie die sonst notwendige biegsame Kupplung, die für so große Leistungen und Drehzahlen beträchtliche Schwierigkeiten bereitet, ferner die Halterung des vorderen dritten Lagers um den ganzen Verdichter herum USW. In the embodiment shown in FIG. 2, the air is compressed by a radial fan 9, which in turn is driven by the turbine via the shaft 2 and a gearbox 7. Otherwise, the structure and the mode of operation of the engine are essentially the same as in the first embodiment. A diffuser io is also provided behind the turbine runner 6. This second embodiment has the advantage that the rotor of the compressor consists of only one wheel, which can be arranged overhung, so that the rotor of the entire engine only needs to be stored twice. This eliminates a number of structural difficulties, such as the flexible coupling that is otherwise necessary, which causes considerable difficulties for such high outputs and speeds, and also the mounting of the front third bearing around the entire compressor, etc.

Wenn die Förderhöhe des Läufers allein genügt, kann die Luft unmittelbar hinter dem Rad in die Kammer eintreten, wobei dann infolge der hohen Luftgeschwindigkeit, die zum Spülen usw. ausreicht, die Nachschaltung einer Spülstufe- sich erübrigt, oder aber es kann, wie in Abb. 2 dargestellt, die Laufradaustrittsgeschwindigkeit in normaler Weise in einer Spirale i i umgesetzt werden, die gegebenenfalls über einen zwischengeschalteten Ringraum 12 in die Verpuffungskammer 3 und den Ballastluftringraum übergeht.If the head of the rotor alone is sufficient, the air can immediately enter the chamber behind the wheel, and due to the high air speed, which is sufficient for rinsing, etc., the subsequent connection of a rinsing stage is not necessary, or, as shown in Fig. 2, it can be the impeller exit speed normally implemented in a spiral i i, possibly over an intermediate annular space 12 in the deflagration chamber 3 and the ballast air ring space transforms.

Claims

PATENT CLAIMS: e.g. Jet engine with built-in compressor, combustion chamber and turbine drive, in which the combustion gas flow according to the work in the turbine is admixed with a flow of ballast air, characterized in that the Turbine is designed as a deflagration turbine, so that the number of compressor stages of the two air flows are brought closer to each other.

2. Jet engine according to claim i, characterized in that the same compressor blades for compression serve for the combustion air and to compress the ballast air.

3. Jet engine according to claim i and 2, characterized in that the combustion chamber air during the Closing times of the chamber inlet control element (4) in the ballast or cooling air circuit is directed.

4. jet engine according to claim i to 3, characterized in that that all or part of the air flow conveyed by the compressor alternately into the combustion chamber (3) or into the ballast air circuit.

5. Jet engine according to claims i to 4, characterized in that the time-dependent means of the pressure in front of the combustion chamber (3) essentially coincides with that behind the turbine.

6. jet engine according to claim i to 5, characterized in that the delivery head the ballast air corresponds completely or almost to that of the combustion air.

7th Jet engine according to Claims 1 to 6, characterized in that for compression a single-stage radial fan (9) is provided for the combustion and ballast air is. B.

Jet engine according to Claims i to 7, characterized in that the compression the combustion air is higher by the flushing gradient than that of the ballast air.

9. Jet engine according to claims .i to 8, characterized in that for the combustion air the common compressor one or at most two axial fan stages connected downstream are. Cited publications: German Patent No. 644 633; french U.S. Patent No. 864,544.