DE963753C

DE963753C - Twin jet engine with a common axis perpendicular to the direction of flight

Info

Publication number: DE963753C
Application number: DESCH17854A
Authority: DE
Inventors: Dipl-Ing Oskar Augus Schaetzle
Original assignee: OSKAR AUGUST SCHAETZLE DIPL IN
Current assignee: OSKAR AUGUST SCHAETZLE DIPL IN
Priority date: 1955-04-29
Filing date: 1955-04-29
Publication date: 1957-05-09

Description

AUSGEGEBEN AM 9. MAI 1957ISSUED MAY 9, 1957

Sch 17854 XI162bSch 17854 XI162b

gemeinsamer Achsecommon axis

In Flugzeugen mit breitem Rumpf, z. B. nach Fig. 29 bis 32, kann man ein oder mehrere doppelflutige Düsentriebwerke hintereinander oder übereinander mit dem Maschinensatz quer zur Flugrichtung anordnen und den aus den Turbinen austretenden Gasstrom um 90⁰ nach hinten umlenken. Dadurch werden verschiedene Vorteile erreicht: Der größte Teil des Triebwerks verschwindet in dem Rumpf, bietet daher aerodynamisch keinen Sonderwiderstand. Die Tragflächen werden längs der Linien i, f und g, h angesetzt und erfahren dann nach außen hin keine Unterbrechungen durch Motoreinbauten.' Die Krümmer o' befinden sich nahe am Rumpf und können daher in den kurzen mit dem Rumpf ein einziges Stück bildenden Flügelstummeln zwischen den Linien i, j und g, h untergebracht werden (Fig. 30). Ein Düsentriebwerk der angegebenen Art ist in Fig. 34 dargestellt. Die Umgebungsluft tritt außen, z. B. durch seitliche Taschen im Rumpf des Flugzeuges bei c beidseitig in das Triebwerk ein, durchläuft von außen nach innen die Kompressoren α mit der Radialendstufe b, gelangt in die Brennkammern §·', von da durch Düsen in die außenliegenden Turbinen d und wird dann in den mit nicht gezeichneten Führungsschaufeln versehenen Ablenkungsführungen e nach hinten abgelenkt. Die oben beschriebene Anordnung eignet sich besonders für Flugzeugtypen, bei welchen die Begrenzungsflächen des Rumpfes aerodynamisch tragflügelartig gestaltet sind.In wide-fuselage aircraft, e.g. As shown in FIG. 29 to 32, can be arranged transversely, one or more double-flow jet engines behind one another or above one another with the machine set to the flight direction and exiting from the turbine gas flow 90 ⁰ deflect backwards. This achieves various advantages: Most of the engine disappears into the fuselage and therefore offers no special aerodynamic drag. The wings are attached along the lines i, f and g, h and then do not experience any interruptions to the outside by engine installations. ' The bends o ' are located close to the fuselage and can therefore be accommodated in the short wing stubs, which form a single piece with the fuselage, between the lines i, j and g, h (FIG. 30). A jet engine of the type indicated is shown in FIG. The ambient air occurs outside, e.g. B. through side pockets in the fuselage of the aircraft at c on both sides into the engine, runs from the outside to the inside through the compressors α with the radial output stage b, gets into the combustion chambers § · ', from there through nozzles into the external turbines d and then deflected backwards in the deflection guides e , which are provided with guide vanes not shown. The arrangement described above is particularly suitable for aircraft types in which the boundary surfaces of the fuselage are designed aerodynamically like a wing.

In diesem Falle ist die Rumpfoberseite a' (Fig. 31) entsprechend oder annähernd entsprechend der Oberseite eines Tragflügels gestaltet;In this case, the upper side of the fuselage a ' (FIG. 31) is designed to correspond to or approximately correspond to the upper side of a hydrofoil;

7O9> 513/277O9> 513/27

ebenso ist die Rumpfunterseite b' entsprechend der Unterseite eines Tragflügelprofils ausgeführt. Die Rumpfseitenwände sind dann nicht, wie in Fig. 30 dargestellt, tropfenförmig (/, i^f, e'', Fig. 30), sondem annähernd parallel zur Flugrichtung oder mit ganz schwacher Wölbung c', d!', e' gestaltet.likewise, the underside of the fuselage b 'is designed to correspond to the underside of an airfoil profile. The side walls of the fuselage are then not, as shown in Fig. 30, teardrop-shaped (/, i ^f , e ", Fig. 30), but approximately parallel to the direction of flight or with a very slight curvature c ', d!', E ' .

Die beschriebene Triebwerksanordnung eignet sich besonders für den Einbau von Wärmetauschern, wobei die komprimierte Kompressorluft in entsprechender Weise geführt wird.The described engine arrangement is particularly suitable for the installation of heat exchangers, the compressed compressor air being guided in a corresponding manner.

Wärmetauscher im allgemeinenHeat exchangers in general

Im allgemeinen sind Wärmetauscher beim Betrieb von Gasturbinen infolge des großen Gewichtes nur bei Turbolokomotiven anwendbar, in welchen Fällen die heißen Abgase der Turbine im Querstrom oder im Gegenstrom über Rohre bzw. Rohrbündel geleitet werden, die von der vom Kompressor her kommenden verdichteten Luft durchflossen werden, wobei aus Gründen des Wirkungsgrades nur das Gegenstromverfahren in Betracht kommt. In allen Fällen besteht der Wärmetauscher im allgemeinen aus einem Gehäuse, in welchem ein Rohrsystem untergebracht ist, das von Luft bzw. Gas durchflossen wird, während die Rohre an den Außenwänden von Gas bzw. Luft umspült werden, wodurch der Wärmeaustausch stattfindet.In general, heat exchangers are used in the operation of gas turbines because of their great weight only applicable to turbo locomotives, in which cases the hot exhaust gases from the turbine in cross-flow or in countercurrent flow via tubes or tube bundles that are separated from the one by the compressor coming compressed air are flowed through, for reasons of efficiency only the countercurrent process comes into consideration. In all cases the heat exchanger exists generally from a housing in which a pipe system is accommodated, which is air or Gas flows through while the pipes are surrounded by gas or air on the outer walls, whereby the heat exchange takes place.

Wärmetauscher beim DüsentriebwerkHeat exchanger in the jet engine

Wegen des großen Gewichtes verbietet sich bei Düsentriebwerken die Anwendung von Wärmetauschern der beschriebenen Art. Bei den Düsentriebwerken wird daher der Strom der heißen Gase an die Kompressorrohre herangeführt, was bei der allgemein üblichen Bauart, bei welcher Diffusor, Kompressor, Brennkammer, Turbine nacheinander folgen, eine Umlenkung der Gase um i8o° bedeutet, d. h., die Abgase werden nach vorn zu den Kompressoraustrittsrohren geleitet, wo sie einen Teil der Wärme an die verdichtete Kompressorluft abgeben. Hierauf werden die Gase abermals um i8o° umgeleitet und treten dann hinten aus.Because of their great weight, the use of heat exchangers is prohibited in jet engines of the type described. In jet engines, therefore, the flow of hot gases brought up to the compressor pipes, which is the case with the commonly used design, with which diffuser, Compressor, combustion chamber, turbine follow one another, a diversion of the gases by i8o ° means, d. That is, the exhaust gases are directed to the front of the compressor discharge pipes, where they create a Release part of the heat to the compressed compressor air. Thereupon the gases are again diverted by 180 ° and then exit at the rear.

Es findet also eine Umleitung der Abgase um insgesamt 360⁰ statt. In der Regel ist noch eine Einrichtung vorgesehen, die es ermöglicht, zwecks Erhöhung des Schubes die Umleitung der Gase auszuschalten, so daß diese dann direkt aus der Turbine nach hinten austreten. Die Abschaltung der Gasumleitung wird beim Start oder Steigflug oder, wenn es sich um Militärflugzeuge handelt, zur kurzzeitigen Leistungssteigerung, z. B. bei der Verfolgung eines Gegners, angewandt. Die währenddessen nur kurze Zeit andauernde Erhöhung des Brennstoffverbrauches wird in Kauf genommen. Während des Dauerbetriebes bleibt der Nachteil der Umlenkung um 360⁰ bestehen.There is therefore a diversion of the exhaust gases by a total of 360 ^° . As a rule, a device is also provided which makes it possible to switch off the diversion of the gases in order to increase the thrust, so that they then exit directly from the turbine to the rear. The switch-off of the gas diversion is used during take-off or climb or, if it is a military aircraft, for a short-term increase in performance, e.g. B. in the pursuit of an opponent applied. The increase in fuel consumption, which lasts only for a short time, is accepted. During the continuous operation of the drawback of the deflection about 360 ⁰ remains.

Bei den Düsentriebwerken gemäß der Erfindung (Fig. ι bis 33) werden nicht die Abgase zu den Kompressoraustrittsrohren geführt, sondern die Kompressoraustrittsluft wird an die heißesten Stellen des Düsentriebwerkes, nämlich an die Brennkammern, herangeführt. Um einen genügend langen Weg für die Wärmeübertragung zu erhalten, wird ein doppelnutiges Düsentriebwerk mit zwei Kompressoren angewandt, und die Brennkammern werden um die Kompressoren herum auf einem konzentrischen Kreis angeordnet (Fig. 2), wenn es sich um einzelne Brennkammern der üblichen im allgemeinen annähernd zylindrischen Form handelt, bzw. zwei Einzelbrennkammern werden um je einen Kompressor herum konzentrisch in solcher Weise angeordnet, daß die Brennkammer jedes Einzeltriebwerkes den Kompressor des anderen Einzeltriebwerkes umgibt.In the jet engines according to the invention (Fig. Ι to 33) are not the exhaust gases to the Compressor outlet pipes, but the compressor outlet air is at the hottest places of the jet engine, namely to the combustion chambers. To be long enough The way to get the heat transfer is a double-groove jet engine with two compressors applied, and the combustion chambers are around the compressors on a concentric Arranged in a circle (Fig. 2), if it is individual combustion chambers of the usual in general approximately cylindrical shape, or two individual combustion chambers are concentric around a compressor in such Arranged so that the combustion chamber of each individual engine is the compressor of the other individual engine surrounds.

Der Lufteinlaß ist in der Mitte (Fig. 1). Daran schließen sich links und rechts die Niederdruckteile der Axialkompressoren an, darauf die Hochdruckteile mit Radialendstufe. An den Enden ist je eine ein- bzw. mehrstufige Gasturbine angeordnet. Das gesamte Düsentriebwerk ist quer zur Flugrichtung bzw. zur Längsachse des Flugzeuges angeordnet, und die aus den Turbinen austretenden Gase werden um 90⁰ umgelenkt, das ist aus Richtung quer zur Flugrichtung in die der Flugrichtung entgegengesetzte Richtung. Die Kompressorluft, die wie üblich um 90⁰ nach außen abgelenkt wird, wird nun nicht unmittelbar in die den betreffenden Kompressor umgebenden Brennkammern eiligeführt, sondern um diese herum, wobei Wärme von den heißen Brennkammern aufgenommen wird.The air inlet is in the middle (Fig. 1). This is followed by the low-pressure parts of the axial compressors on the left and right, followed by the high-pressure parts with radial output stage. A single-stage or multi-stage gas turbine is arranged at each end. The entire jet engine arranged transversely to the flight direction or to the longitudinal axis of the aircraft and the emerging from the turbine gases are deflected by 90 is ^0, that is from the direction transversely to the flight direction opposite to the flight direction. The compressor air which is as usual deflected by 90 ⁰ outwards, is now not in the eiligeführt immediately surrounding the respective compressor combustors, but around the latter, being received heat from the hot combustion chambers.

Von da wird die Luft über die Mitte des Triebwerkes hinweg in das Innere der den anderen Kompressor umgebenden Brennkammern eingeführt. Das Verbrennungsprodukt wird in der üblichen Weise der auf der entsprechenden Seite befindlichen Turbine zugeführt und am Austritt derselben nach hinten abgelenkt. Der Weg der Luft verläuft also von dem in der Mitte befindlichen Lufteintritt durch die Kompressoren nach außen bis zu den Radialendstufen derselben, von da nach außen in die Brennkammerummantelungen, wobei sie im Gegenstrom zu den die Brennkammern durchströmenden heißen Gase an den Außenwänden derselben vorbeiströmt, von da in die auf der anderen Seite befindlichen Brennkammerinnenräume, wo sie sich mit dem Brennstoff mischt und schließlich im Verbrennungsprodukt in die an den Enden gelegenen Turbinen gelangt. Nach dem Verlassen der Turbine wenden die Abgase durch Umlenkungsbleche abgelenkt und treten durch die Düsen nach hinten aus. Die Länge des Triebwerkes wird so gewählt, daß der Teil großen Durchmessers, also etwa bis zu den äußeren Enden der Brennkammern, im Flugzeugrumpf verschwindet, bzw. der Flugzeugtyp wird zur Erreichung dieses Zweckes dem Triebwerk angepaßt. Da sich der Lufteintritt in der Mitte des Triebwerkes befindet, muß die Umgebungsluft von den Seiten des Rumpfes durch entsprechende Luftführungsrohre p' zur Mitte des Triebwerkes oder von der Rumpfunterseite her zur Mitte des Triebwerkes geleitet werden. Die Gabelung p (Fig. 1 und 14) fällt in letzterem Falle fort, so daß dann nur ein einziger (nicht gezeichneter) kurzer Lufteintrittsstutzen erforderlich ist.From there the air is introduced over the middle of the engine into the interior of the combustion chambers surrounding the other compressor. The combustion product is fed in the usual way to the turbine located on the corresponding side and deflected backwards at the outlet of the same. The path of the air runs from the air inlet in the middle through the compressors to the outside to the radial output stages of the same, from there to the outside into the combustion chamber jackets, where it flows in countercurrent to the hot gases flowing through the combustion chambers on the outer walls of the same, from there in the combustion chamber interiors on the other side, where it mixes with the fuel and finally arrives in the combustion product in the turbines at the ends. After leaving the turbine, the exhaust gases are deflected by deflection plates and exit to the rear through the nozzles. The length of the engine is chosen so that the large diameter part, that is to say as far as the outer ends of the combustion chambers, disappears in the aircraft fuselage, or the aircraft type is adapted to the engine to achieve this purpose. Since the air inlet is in the middle of the engine, the ambient air must be directed from the sides of the fuselage through appropriate air ducts p ' to the center of the engine or from the underside of the fuselage to the center of the engine. The fork p (Fig. 1 and 14) is omitted in the latter case, so that then only a single (not shown) short air inlet nozzle is required.

Die den Düsenmündungen / (Fig. 33) vorgelagerten Umlenkungsstutzen e der Abgase können so angeordnet sein, daß sie in den Tragflächen ganz oder teilweise verschwinden (Fig. 30), können aber auch, insbesondere wenn mehrere Triebwerke in ein Flugzeug eingebaut werden, aus dem Rumpf seitlich herausragen und werden in diesem Falle stromlinig umkleidet. The exhaust gas deflection stubs e upstream of the nozzle orifices / (Fig. 33) can be arranged so that they completely or partially disappear in the wings (Fig. 30), but can also, especially if several engines are installed in an aircraft, from the The trunk protrudes laterally and in this case is clad in a streamlined manner.

Zur Erhöhung.der Rückstoßkraft, insbesondere beim Flug mit Unterschallgeschwindigkeit bzw. nahe der Schallgeschwindigkeit, kann den Austrittsgasen Umgebungsluft unter Druckerhöhung beigemischt werden, die dann vorn bei r (Fig. 14 und 33) in ein weites Luftführungsrohr eintritt, sich bei / mit den heißen Austrittsgasen vermischt und schließlich mit herabgesetzter Geschwindigkeit die Enddüse bei s (Fig. 33) verläßt, wobei der Gasmassestrom vergrößert wird. In diesem Falle erfolgt der Antrieb des die Druckerhöhung bewirao kenden Rades oder der die Druckerhöhung bewirkenden Räder von der zentralen Welle t (Fig. 1 und 14) aus durch Kegelräder oder ein nicht gezeichnetes Übersetzungsgetriebe. Der Antrieb der Apparate, wie Pumpen, Stromerzeuger usw., eras folgt entweder in der Mitte des Triebwerkes von der dort durchlaufenden Zentralwelle t aus oder an den Stellen t' (Fig. 14) zwischen Kompressor und Turbine, wobei sich gute Zugänglichkeit für die Apparate ergibt. Je nach Wahl des Flugzeugtyps bzw. der entsprechenden Triebwerkscharakteristik können Hochdruckgebläse oder Mitteldruckgebläse eingebaut werden. Im ersteren Falle (Fig. 1) werden Hoch- und Niederdruckteile in bekannter W "se getrennt, so daß die Niederdruckteile zwecks Vermeidung des Abreißens der Strömung und aus ähnlichen Gründen langsamer umlaufen. In diesem Falle müssen mindestens zwei Turbinenräder je Turbine, also insgesamt vier Turbinenräder, vorhanden sein, so daß die inneren Räder der Turbinen auf den die Hochdruckteile der Kompressoren tragenden Hohlwellen sitzen.To increase the recoil force, especially when flying at subsonic speed or close to the speed of sound, ambient air can be added to the outlet gases with an increase in pressure, which then enters a wide air duct at the front at r (Fig. 14 and 33), located at / with the hot Mixing outlet gases and finally leaving the end nozzle at reduced speed at s (FIG. 33), the gas mass flow being increased. In this case, the drive of the pressure increase bewirao kenden wheel or the pressure increase causing wheels from the central shaft t (Fig. 1 and 14) is carried out by bevel gears or a transmission gear, not shown. The drive of the apparatus, such as pumps, power generators, etc., follows either in the middle of the engine from the central shaft t passing through there or at points t ' (FIG. 14) between the compressor and the turbine, with good accessibility for the apparatus results. Depending on the choice of aircraft type or the corresponding engine characteristics, high-pressure blowers or medium-pressure blowers can be installed. In the former case (Fig. 1) high and low pressure parts are separated in a known manner, so that the low pressure parts rotate more slowly in order to avoid a break in the flow and for similar reasons. In this case, at least two turbine wheels per turbine, so a total of four Turbine wheels, so that the inner wheels of the turbines sit on the hollow shafts carrying the high pressure parts of the compressors.

Im Gegensatz zu der in Fig. 9 dargestellten normalen Bauweise einer zylindrischen Brennkammer kann bei Einzelbrennkammern die Ausführung nach Fig. 8 gewählt werden, bei welcher die Beimengungsluft zur Herabsetzung der Temperatur nicht von außen nach innen, sondern im Gegensatz hierzu von innen nach außen zugeführt wird. Die Verbrennung findet dabei in dem zwischen Luftführungsrohr u und der Außenwand der Brennkammern liegenden Raum statt. Die Außenwände dar Brennkammern werden dabei sehr heiß, so daß der Wärmeübergang von der Außenwand an die zwischen Außenwand und Mantel w im Gegenstrom durchströmende Kompressorluft wesentlich verbessert wird. Aus demselben Grunde können bei Anwendung von Ringbrennkammern diese im Gegensatz zu der nicht gezeichneten üblichen Bauweise nach Fig. 16 ausgebildet sein, wobei ebenfalls die heißen Wände außen liegen und daher direkt der zwischen Ringbrennkammeraußenwand ν und Mantelwand w hindurchströmenden Kompressorluft zugekehrt sind. Die temperaturmindernde Beimengungsluft wird durch Öffnungen χ in der Luftringkammer y von innen her der Brennkammer zugeführt.In contrast to the normal construction of a cylindrical combustion chamber shown in FIG. 9, the embodiment according to FIG. 8 can be selected for individual combustion chambers, in which the admixture air to reduce the temperature is not supplied from the outside in, but in contrast to this from the inside to the outside . The combustion takes place in the space between the air duct u and the outer wall of the combustion chambers. The outer walls of the combustion chambers become very hot, so that the heat transfer from the outer wall to the compressor air flowing through in countercurrent between the outer wall and jacket w is significantly improved. For the same reason, when annular combustion chambers are used, they can be designed in contrast to the conventional construction according to FIG. 16 (not shown), the hot walls also being on the outside and therefore facing the compressor air flowing through between the annular combustion chamber outer wall ν and the jacket wall w. The temperature-reducing admixture air is fed into the combustion chamber from the inside through openings χ in the air ring chamber y.

Die Luftüberleitungsrohre ζ (Fig. 11, 15, 19, 25) zwischen den Ummantelungsräumen V (Fig. 1, 14, 16) und den auf der anderen Seite, bezogen auf die Triebwerksmitte, gelegenen Brennkammern können zur .Vermeidung von Wärmeverlusten mit einer Isoliermasse bekannter Art umgeben sein, z. B. mit keramischer Masse bespritzt sein od. dgl. Dies gilt besonders für die Rohre, die im Bereich der Eintrittsluft gelegen sind, z. B. in Fig. 3 bzw. 22 die fünf obersten Rohre bzw. Rohrpaare, damit so wenig wie möglich Wärme an die Eintrittsluft übergeht. In sehr kalten Flugzonen, wie z. B. sehr großen Flughöhen oder im Polargebiet, kann es vorkommen, daß das Gegenteil erwünscht ist, in welchem Falle die Isolierung fortgelassen oder sogar eine Verrippung zwecks Verbesserung des Wärmeüberganges angewandt werden kann.The air transfer pipes ζ (Fig. 11, 15, 19, 25) between the casing spaces V (Fig. 1, 14, 16) and the combustion chambers on the other side, based on the center of the engine, can be provided with an insulating compound to avoid heat losses be surrounded by a known type, e.g. B. be sprayed with ceramic mass. B. in Fig. 3 and 22 the five uppermost tubes or pairs of tubes, so that as little heat as possible is transferred to the inlet air. In very cold flight zones, such as B. very high altitudes or in the polar region, it can happen that the opposite is desired, in which case the insulation can be omitted or even ribbing can be used to improve the heat transfer.

Bei Einzelbrennkammern erfolgt die Zusammenfassung der in entgegengesetzten Richtungen durchflossenen Rohrteile im allgemeinen zu annähernd kreisförmigem Gesamtquerschnitt mit Mittelsteg nach Fig. 6 und 7, wobei das Mittelteil konstruktiv einen beiderseits mit Flanschen versehenen Rohrstutzen darstellt, der am Mittelgehäuse des Triebwerkes befestigt oder eingegossen ist. Die Brennkammern sind dann ebenfalls mit entsprechenden Flanschen versehen. Bei Anwendung von Ringbrennkammern nach Fig. 16 und 17 sind im Bereich des Gehäusemittelteiles zur wechselseitigen Überleitung der Luft in den senkrecht zur Papierebene gedachten Ebenen A und D (Fig. 18) Ring·- sektoren /", g" bzw. c", d" (Fig. 20) angeordnet, die nach den Ebenen B und C hin zu Kreisquerschnitten zusammengeführt sind, die in diesen Ebenen mit Flanschen versehen sind. Die Verbindungsrohre zwischen den Ebenen B und C (Fig. 18 und 19) sind bei dieser Ausführung achsparallel, d. h. parallel zur Wellenmitte.In the case of individual combustion chambers, the tube parts flowed through in opposite directions are generally combined to form an approximately circular overall cross-section with a central web according to FIGS. The combustion chambers are then also provided with corresponding flanges. When using annular combustors of Figure 16 and 17 are in the region of the housing central part for the mutual transfer of the air into the imaginary perpendicular to the paper planes A and D ring ·. (Fig. 18) - sectors / "g" and c ", d " (Fig. 20) arranged, which are brought together after planes B and C to form circular cross-sections which are provided with flanges in these planes. The connecting pipes between planes B and C (FIGS. 18 and 19) are axially parallel in this embodiment, ie parallel to the center of the shaft.

In diesem Falle liegen die in Fig. 20 und 23 sichtbaren radialen Trennwände der sich anschließenden Ringbrennkammern um eine halbe Teilung derselben versetzt. Dadurch wird erreicht, daß die z. B. in der Ebene D (Fig. 18) zwischen c" und d" eintretende Mantelluft (schraffierte Fläche in Fig. 20) in der' Ebene A nach/" gelangt, d.h. in das Innere der Brennkammer (schraffierte Fläche in Fig. 23). Die ebenfalls ringförmige Luftbeimenguingskammer ist, um das Bild nicht zu verwirren, in den Fig. 18 bis 28 nicht gezeichnet. In der Ausführung der Fig. 21 sind die einander gegenüberliegenden Brennkammeranschlüsse nicht gegeneinander versetzt, sondern entsprechen in beiden Ebenen A und D der Fig. 20. In dem Lufteintrittssektor, der in Fig. 22 durch die doppellinig gezeichnete Wand umrissen ist, tritt die Luft bei m" ein und strömt zwischen den Rohren, hin^ durch in den Kompressorraum n" ein. In dem in Fig. 22 unterhalb des Lufteintrittssektors befindlichen Raum besteht keine Notwendigkeit, die achsparallele Luftdurchführung in tangentialer Rieh-In this case, the radial partition walls of the adjoining annular combustion chambers visible in FIGS. 20 and 23 are offset by half a division thereof. This ensures that the z. B. in plane D (FIG. 18) between c " and d" (hatched area in FIG. 20) reaches / "in plane A , ie into the interior of the combustion chamber (hatched area in FIG. 23 . the likewise annular Luftbeimenguingskammer is) to the image is not to confuse, in FIGS. not drawn to 18 to 28. in the embodiment of Fig. 21 are the opposite combustion chamber connections are not offset from each other but correspond to the two levels A and D of 20. In the air inlet sector, which is outlined in FIG. 22 by the double-lined wall, the air enters at m " and flows between the pipes through into the compressor room n" below the air inlet sector there is no need to remove the axially parallel air duct in a tangential

tang zu unterbrechen. Infolgedessen kann die Luft in diesem Bereich, der in Fig. 22 durch die unteren sieben Rohrquerschnitte gekennzeichnet ist, durch einen ununterbrochenen Ringraum, der in Fig. 28 als von 0 über p bis q reichend zu erkennen ist, in achsparalleler Richtung hindurchgeleitet werden, wobei die Strömungsrichtungen in benachbarten, durch Radialwände abgeteilten Teilsektoren (Fig. 28) entgegengesetzt sind (vgl. auch Fig. 24 und 27).interrupt tang. As a result, the air in this area, which is marked in Fig. 22 by the lower seven pipe cross-sections, can be passed through an uninterrupted annulus, which can be seen in Fig. 28 as reaching from 0 through p to q , in an axially parallel direction, whereby the flow directions in adjacent sub-sectors divided by radial walls (FIG. 28) are opposite (cf. also FIGS. 24 and 27).

Für die Anschlüsse der Brennkammern zum Mittelteil hin gilt dasselbe, was an Hand der Fig. 18 bis 28 gesagt wurde. Daraus ergeben sich die in den Fig. 24, 25 und 27 dargestellten Ausführungsformen. In Fig. 26 ist die Ausführung nach Fig. 27 perspektivisch dargestellt. Darin bedeuten in gleicher Richtung schraffierte Flächen die Durchgangsqüerschnitte gleichgerichteter und in anderer Richtung schraffierte Flächen die Qüer-For the connections of the combustion chambers to the middle part, the same applies as for the Figures 18-28 was said. This results in the embodiments shown in FIGS. 24, 25 and 27. In FIG. 26, the embodiment according to FIG. 27 is shown in perspective. In it mean areas hatched in the same direction make the passage cross sections more aligned and in other direction hatched areas that cross

so schnittsflächen entgegengesetzter Luftströme.so intersecting surfaces of opposing air currents.

Claims

PATENT CLAIMS:

i. Twin jet engine with a common axis of the transverse to the direction of flight internally arranged compressors and the turbines adjoining them to the outside, thereby characterized in that the combustion chambers of each individual engine 11m are arranged around the compressor of the other individual engine and the air on its way to these are the hot surfaces of the compressor's first individual engine surrounding combustion chambers coated for heat absorption. 2. Engine according to claim 1, characterized in that that the air flows through the compressors from the inside to the outside (Fig. 1 and 14).

3. Engine according to claim 1, characterized in that that the air flows through the compressors from the outside to the inside (Fig. 33).

4. Engine according to claim 1 to 3 with annular combustion chambers, characterized in that the temperature-reducing combustion chamber admixture air to the combustion chambers, based on the Axis combustion chamber, is fed from the inside to the outside, so that the outer surfaces of the combustion chamber get hot (Fig. 8).

5. Engine according to claim 1 to 3 with annular combustion chambers, characterized in that the temperature-reducing combustion chamber air is supplied to the combustion chambers from the annular center plane (from, Fig. 16), so that the outer and inner boundary surfaces of the annular combustion chambers are hot.

6. engine with individual combustion chambers according to claim 1 to 4, characterized in that the connecting pipe between each combustion chamber and the upstream heat exchanger Has semicircular profile, so that it is with the adjacent parallel connecting pipe the mirror-image arrangement forms a circular profile with a central web (Fig. 3, 6, 7 and 23).

7. engine with individual combustion chambers according to claim 6, characterized in that the Provide connecting pipes with connecting flanges for the combustion chambers and on the compressor housing are attached or are made of one piece with its flanges (Fig. 1 and 4 to 7).

8. Engine with annular combustion chambers according to claim 5, characterized in that the jacket spaces arranged around the annular combustion chamber for the heat exchange (c and d, Fig. 20) with the opposite annular combustion chambers transversely to the direction of flight (/, Fig. 23) by axially parallel tubes (Fig 18 and 19) are connected, the left-hand side combustion chamber being offset from the right-hand side by half a division of a connection sector (f, g or c, d, FIGS. 18 and 20).

9. Engine according to claim 1 to 3, 4 and 7, characterized in that the connecting pipes with connecting flanges for the combustion chamber connections are provided and attached to the compressor housing or with its flanges consist of one piece (Fig. 18, 19).

10. engine with annular combustion chambers according to claim 1 to 3, 5, 8 and 9, characterized in that the connections are opposite each other in a mirror image transverse to the direction of flight and the connecting pipes by half a connection pitch (c, d in Fig. 21) are skewed to the engine axis.

11. Engine with ring combustion chambers after Claim 1 to 3, 5 and 8, characterized in that only in the area of the entering Ambient air allowing the compressed air to enter the compressors Gaps for the passage forming pipes circular or oval cross-section out is, but otherwise in a closed, only through radial, that in adjacent sector elements prevailing, opposite flow directions taking into account * ° 5 Partitions subdivided ring sector (Fig. 28), the by the partition walls formed sector tubes either straight and the annular chamber connections offset or the Sector tubes at an angle and the annular chamber connections opposite in the axial direction offset are.

Documents considered: Swiss Patent No. 195 823; French patent specification No. 1 090 772.

Hierzu 4 Blatt ZeichnungenFor this purpose 4 sheets of drawings