Przedmiotem niniejszego wynalazku jest urzadzenie napedowe do samolotów, które zasilane jest powietrzem, ulegajacym sprezeniu, ogrzaniu oraz czesciowemu roz¬ prezeniu w turbinie, napedzajacej sprezar¬ ke odsrodkowa, a wreszcie wypchnieciu do tylu samolotu w celu rozprezenia sie w dy¬ szy napedzajacej, a tym samym wywolania reakcji do napedu samolotu. Urzadzenie wedlug wynalazku niniejszego obejmuje równiez sprezarke oraz narzady umozliwia¬ jace spalanie cieklego paliwa do napedu turbiny.Zadaniem niniejszego wynalazku jest u- mozliwic zwiekszanie pojemnosci objeto¬ sciowej oraz sprawnosci urzadzenia nape¬ dowego do samolotów przez zwiekszenie masy czynnika gazowego, przeplywajacego przez to urzadzenie oraz przez zastosowa¬ nie sprezarki o odpowiedniej budowie.Urzadzenie wedlug wynalazku zawiera sprezarke z dwoma wlotami powietrznymi, po jednym z kazdej strony srodkowej pla¬ szczyzny poprzecznej wirnika sprezarki.Dzieki temu umozliwiony jest przeplyw sto¬ sunkowo wielkiej masy powietrza przez u- rzadzenie, a tym samym umozliwione jest zwiekszenie sprawnosci urzadzenia oraz stosunku sily napedowej samolotu, uzyski¬ wanej za pomoca tego urzadzenia do cieza¬ ru tegoz urzadzenia.W sprezarce odsrodkowej urzadzeniawedlug wynalazku - umozliwione jest zmniejszenie, strat, jakie zachodza w spre¬ zarce] podbzas jej pracy"* Straty napedowej mocy sprezarki od¬ srodkowej zachodza wskutek tarcia oraz u- derzen czynnika podczas przeplywu, jak równiez wskutek tarcia w lozyskach spre¬ zarki* Straty wskutek tarcia czynnika zale¬ za od wielkosci powierzchni wewnetrznej, oplywanej: przez ten czynnik roboczy, tak iz zwiekszenie masy czynnika, przeplywa¬ jacego bez odpowiedniego zwiekszenia o- plywanej przezen powierzchni, umozliwia stosunkowe zmniejszenie tych strat tarcia.Straty wskutek uderzen czynnika o odno¬ sne narzady podczas przeplywu przez spre¬ zarke mozna równiez zmniejszyc w pew¬ nym stopniu przez zwiekszenie ilosci prze¬ plywajacej masy czynnika. Tarcie zas w lo¬ zyskach prawie nie zalezy od masy prze¬ plywajacego czynnika, wskutek czego stra¬ ta z powodu tarcia w lozyskach prawie nie zmienia sie w miare wzrostu masy przeply¬ wajacego czynnika.Sprezarka odsrodkowa w urzadzeniu wedlug wynalazku posiada dwa wloty do czynnika, po jednym z kazdej strony srod¬ kowej poprzecznej plaszczyzny wirnika lo¬ patkowego,, oraz oslone w postaci bezlopat- kowej pierscieniowej komory wylotowej po¬ laczonej bezposrednio z przestrzenia spi¬ ralna o zmiennych przekrojach promienio¬ wych. ' Czynnik gazowy wyplywa z wirnika lo¬ patkowego ze stosunkowo duza szybkoscia do pierscieniowej komory wylotowej, w któ¬ rej nastepuje zamiana stosunkowo wiekszej czesci energii kinetycznej czynnika na ener¬ gie cisnienia, po czym czynnik przeplywa ze zmniejszona szybkoscia do przestrzeni spi¬ ralnej. Pierscieniowa komora wylotowa po¬ siada szerokosc w kierunku promieniowym nie mniejsza, niz polowa wielkosci promie¬ nia piasty wirnika lopatkowego. Wirnik lo¬ patkowy sprezarki w urzadzeniu wedlug wynalazku jest zaopatrzony w mozliwie znaczna liczbe lopatek i napedzany ze znaczna liczba obrotów, przy czym wielkosc tej szybkosci jest dobrana odpowiednio do wielkosci szybkosci czynnika, wyplywaja¬ cego z kanalów lopatkowych wirnika.Turbina do napedu sprezarki jest zao¬ patrzona w dysze, posiadajaca ksztalt pier¬ scieniowego otworu, znajdujacego sie na¬ przeciw wlotów do kanalów lopatkowych wirnika turbiny. W wykonaniu urzadzenia wedlug wynalazku wylot sprezarki jest po¬ laczony z wlotem turbiny poprzez komore spalania o ksztalcie pierscieniowym tak, aby mozliwe bylo zmniejszenie strat np. wskutek wirów podczas przeplywu czynni- ka ze sprezarki do turbiny. Komora spala¬ nia moze posiadac ksztalt spiralny, przy czym przekrój poprzeczny pierwszej jej czesci moze posiadac ksztalt stozkowy i tworzyc dodatkowa przestrzen o zmiennym przekroju do przemiany energii predkosci czynnika na energie cisnienia.Komora spalania sluzy do ogrzewania powietrza podczas jego przeplywu ze spre¬ zarki do turbiny, przy czym komora ta za¬ wiera palnik na paliwo ciekle, np. olej. Po¬ niewaz wytworzenie i utrzymanie plomienia w stosunkowo szybkim strumieniu powie¬ trza, plynacego' przez komore spalania, jest utrudnione, przeto palnik ten posiada dy¬ sze, z której paliwo wytryska z odpowied¬ nia szybkoscia w kierunku promieniowym, oraz rurke, otaczajaca dysze i ograniczaja¬ ca ruch promieniowy strumienia paliwa.Wzdluz wewnetrznej powierzchni tej rurki przeplywa warstwa powietrza o stosunko¬ wo malej szybkosci, która to warstwa po¬ wietrza umozliwia utrzymywanie plomie¬ nia.Na rysunku przedstawiono dwa przykla¬ dy wykonania urzadzenia napedowego we¬ dlug wynalazku do samolotów. Fig. 1 przedstawia przekrój podluzny tego urza¬ dzenia, zawierajacego sprezarke sprzegnie¬ ta z turbina napedowa, fig. 2 — czesciowy przekrój podluzny tegoz urzadzenia w - 2 —wiekszej podzialce, fig. 3 — schemat, uwi¬ doczniajacy przeplyw czynnika przez spi¬ ralna przestrzen oslony wirnika sprezarki, komore spalania, dysze turbiny i komore, zasilajaca turbine, fig. 4 — przekrój pod¬ luzny sprezarki w wiekszej podzialce, fig. 5a i 5b przedstawiaja dwa czesciowe prze¬ kroje poprzeczne sprezarki wzdluz linii 5 — 5 na fig. 4, fig. 6 przedstawia przekrój równiez poprzeczny szczególu tej sprezarki wzdluz linii 6 —6 na fig. 4, fig. 7 — prze¬ krój podluzny tego szczególu sprezarki wzdluz linii 7 — 7 na fig. 6, fig. 8 — cze¬ sciowy przekrój poprzeczny komory spala¬ nia oraz widok z boku palnika do paliwa cieklego, fig. 9 — przekrój podluzny od¬ miany sprezarki urzadzenia wedlug wyna¬ lazku, wykonanej jako sprezarka dwustop¬ niowa.W urzadzeniu, przedstawionym na fig. 1 — 8, sprezarka 2 wzglednie i sklada sie z wirnika lopatkowego, zaopatrzonego w piaste 10i oraz z oslony 12, zaopatrzonej w zebra wzmacniajace 13. Wal wirnika spre¬ zarki sklada sie z dwóch wydrazonych wal¬ ków 14 i 15, stanowiacych kazdy jedna ca¬ losc z przynaleznym kolnierzem 16, za po¬ moca którego odnosny walek jest przymo¬ cowany do pelnej piasty 10 wirnika lopat¬ kowego.Walek 15 (fig. 1, 2 i 4) stanowi fówniez czesc walu turbiny napedowej 1, zaopatrzo¬ nej w wirnik lopatkowy 17 oraz komore wy¬ lotowa 19 o spiralnym ksztalcie. Walki 14, 15 obracane sa w odnosnych lozyskach 20.Jak wynika z ukladu na fig. 5 wirnik sprezarki, zaopatrzony w piaste 10, posia¬ da trzydziesci promieniowych lopatek 11, z których kazda tworzy jedna calosc z pia¬ sta 10 i posiada tworzacy z nia równiez jed¬ na calosc wystep 21, lezacy w srodkowej poprzecznej plaszczyznie wirnika. Piasta 10 jest wykonana z lekkiego stopu, np. ze stopu glinu lub magnezu, przy czym lopat¬ ki 11 i zebra 21 moga byc równiez wykona¬ ne z tego samego materialu. Oslona wylo¬ towa 27 wirnika lopatkowego sklad* sie z dwóch czesci, wykonanych kazda w jednej calosci z tulejowa oslona wlotowa 22 wzglednie 23, przy czym obie czesci oslony wytortowej polaczone sa ze soba wzdluz swego zewnetrznego obwodu za pomoca srub oraz za posrednictwem kolnierzy 24: Kazda z obu czesci oslony sprezarki jest za¬ opatrzona w okragly wlot 25 do powietrza, przebiegajacy dookola odnosnej czesci oslo¬ ny. Obie scianki kazdego z wlotów sa pola¬ czone ze soba za pomoca zeber 13, z któ¬ rych kazde przebiega promieniowo od ze¬ wnetrznego pierscienia oslony wprost po¬ przez wloty 25 w kierunku do piasty 10 wir¬ nika. Po kazdej stronie sprezarki moze byc umieszczonych szesc zeber 13, przy czym zebra te sluza do usztywnienia oslony, a tym samym do zabezpieczenia jej przed stosunkowo duzymi silami, dzialajacymi na nia. W tym celu mozna przewidziec równiez wieksza liczbe wezszych zeber 26.Powietrze lub inny czynnik gazowy, do* prowadzany promieniowo wzdluz wkleslej powierzchni piasty 10 wirnika lopatkowego, po przeplywie przez lopatki // wplywa do oslony wylotowej 27 w ksztalcie pierscie¬ niowej komory. Wirnik lopatkowy oforaefc- ny jest ze znaczna liczba obrotów odpo¬ wiednio do niezbednego stanu czynnika, wyplywajacego na koncach lopatek, ptóyi czym oslona wylotowa 27 ma za zadanie zamieniac wieksza czesc energii kinetycz¬ nej powietrza na energie cisnienia tak, aby powietrze moglo wyplywac z tej oslony bez znaczniejszych strat wskutek przeplywu przez oslone. Oslona wylotowa 27 jest po¬ laczona z dalsza spiralna oslona 2& Kon¬ cowa czesc 29 spiralnej oslony 28 polaczo¬ na jest z komora spalania 30, której pola¬ czeniowy kanal 31 (fig. 113) posiada ksztalt stozkowy i stanowi druga przestrzen, slu- ¦ zaca do zamiany energii kinetycznej czyn¬ nika na energie cisnienia.Komora wylotowa, posiadajaca ksztalt pierscieniowy, moze byc zaopatrzona w nie- — 3 —ruchome lopatki kierownicze, poprzez któ¬ re przeplywa powietrze przed wlotem do spiralnej oslony 28.Piasta 10 wirnika lopatkowego jest przymocowana do obu walków 14 i 15 w nastepujacy sposób. Kazdy z walków 14, 15 posiada kolnierz 16 (fig. 1, 2, 4 — 7) w ksztalcie krazka, tworzacy z przynaleznym walkiem jedna calosc. Na czolowej po¬ wierzchni kazdego kolnierza sa wyciete promieniowe rowki 33. W rowki te wsunie¬ te sa promieniowe wystepy 34, wykonane na piascie 10. Kazdy z kolnierzy 16 tworzy równiez jedna calosc z czopem 35, wsunie¬ tym w przynalezne wydrazenie piasty 10.Wystepy 34 i czopy 35 umozliwiaja stosun¬ kowo dokladne ustawienie piasty 10 wirni¬ ka lopatkowego wzgledem walków 14, 15, przy czym wystepy 34 umozliwiaja przeno¬ szenie momentu obrotowego z tych walków napedowych na piaste 10 wirnika. Kolnie¬ rze 16 sa przymocowane do piasty za po¬ moca srub 36 i nakretek 37, przy czym gwintowane czesci tych srub posiadaja wieksza srednice, niz ich czesci, pozbawio¬ ne gwintu (fig. 7).Walki 14 i 15 sa osadzone w lozyskach 20, znajdujacych sie w oslonach wlotowych 22 i 23.Kazdy z kolnierzy 16 moze posiadac jeden promieniowy wystep o stosunkowo duzych wymiarach, wsuniety w przynalez¬ ny rowek piasty wirnika.Powietrze, po przeplywie przez wloty 25, zostaje skierowane do poszczególnych kanalów lopatkowych wirnika pod okreslo¬ nym katem dzieki skrzydelkom kierowni¬ czym 38 (fig. 1, 2, 4, 5a, 5b), których moze byc np. trzydziesci i które sa wykonane na piascie 10 wirnika, przy czym kazde z tych skrzydelek stanowi przedluzenie odnosnej lopatki 11. Te skrzydelka prowadnicze mo¬ ga byc wykonane równiez w jednej calosci z kolnierzami 16 walków 14, 15 lub osadzo¬ ne na tych kolnierzach.Na fig. 3 uwidoczniono schemat, przed¬ stawiajacy narzady, umozliwiajace prze¬ plyw czynnika gazowego od sprezarki do turbiny. Oslona 28 spiralnej przestrzeni sprezarki, do której powietrze wplywa z kanalów lopatkowych wirnika w kierunku strzalek a, polaczona jest z komora spala¬ nia 30 za pomoca kanalu 31, posiadajacego ksztalt stozkowy. Gazy spalinowe z komo¬ ry spalania 30 uchodza do komory zasilaja¬ cej 19 turbiny, a nastepnie przeplywaja w kierunku strzalek b do kanalów lopatko¬ wych wirnika 17 turbiny.Wirnik 17 turbiny posiada wal 42, któ¬ rego obrót wewnatrz wydrazonego walka 15 sprezarki jest uniemozliwiony dzieki podluznym wystepom 43. Wal 42 i walek 15 moga byc zabezpieczone przed przesu¬ waniem sie wzgledem siebie w kierunku podluznym za pomoca klina 44, wkladane¬ go i wyjmowanego poprzez otwory w oslo¬ nie 45, zamykane zwykle za pomoca srub zamykajacych 46.Oslona 45 jest bezposrednio przymoco¬ wana do oslony 12 sprezarki oraz do wspor¬ ników 47, wykonanych np. z lekkiego stopu glinowego, które przebiegaja dookola oslo¬ ny komory zasilajacej 19 turbiny i polaczo¬ ne sa z uchami 49, przymocowanymi do pierscienia 50 o korytkowym przekroju.Pierscien ten posiada stosunkowo silna bu¬ dowe i jest przymocowany z jednej strony do oslony komory 19, która podpiera, a z drugiej strony do oslony walcowej 51, po¬ laczonej z przewodem 60, przez który czynnik gazowy przeplywa po opuszczeniu turbiny.Dzieki wykonaniu oraz zamocowaniu o- slona komory 19 nie ulega prawie zadnym natezeniom, z wyjatkiem natezen, wywoly¬ wanych przez przeplywajacy przez nia czynnik gazowy. Wsporniki 47 posiadaja równiez wystepy do przymocowania uch 59, znajdujacych sie na zebrach 13 oslony sprezarki. Oslona turbiny moze równiez po¬ siadac plaszcze wodne 52.Ogplny ksztalt profilu kadluba samolo- — 4 —tu zaznaczony jest liczba 61 (fig. 1), a spre¬ zarka przymocowana jest do tega kadluba za pomoca uch 62, wystajacych promienio¬ wo z jej oslony i polaczonych z plytkami usztywniajacymi 63, przebiegajacymi przez cala dlugosc kadluba samolotu. Zatem spre¬ zarka sluzy do podtrzymywania urzadzenia napedowego wedlug wynalazku, przy czym turbina moze byc przymocowana do samo¬ lotu za pomoca wsporników 47 uwidocznio¬ nych na fig. 2.Przeplyw stosunkowo wielkich mas po¬ wietrza przez sprezarke umozliwiony jest dzieki zastosowaniu podwójnych wlotów 25 do sprezarki, przy czym powietrze moz¬ na doprowadzac do sprezarki w dowolny znany sposób. Mozna je np. doprowadzac do wnetrza kadluba samolotu poprzez od¬ powiedni otwór (nie uwidoczniony na ry¬ sunkach), tak, aby wnetrze kadluba two¬ rzylo zbiornik, z którego powietrze jest za¬ sysane do sprezarki poprzez wloty 25.Otwór ten nalezy skierowac do przodu wzgledem kierunku lotu, wskutek czego po¬ wietrze przed doprowadzeniem do spre¬ zarki zostaje poddane poczatkowemu spre¬ zeniu.Powietrze podczas przeplywu ze spre¬ zarki do turbiny jest ogrzewane w sposób nastepujacy. Po wyplywie z komory 19 turbiny czynnik gazowy wplywa do kana¬ lów lopatkowych 64, z których plynie do pierscieniowej komory zbiorczej 65, utwo¬ rzonej za pomoca walcowej oslony 51. Z komory 65 czynnik gazowy przedostaje sie do przewodu 60, przebiegajacego wewnatrz kadluba samolotu, przez który to przewód czynnik przeplywa do tylu samolotu, two¬ rzac strumien, wyplywajacy nastepnie po¬ przez dysze napedowa 66. Komora zbior¬ cza 65 moze znajdowac sie miedzy ze¬ wnetrzna scianka przewodu 60 i wewnetrz¬ nym stozkiem 67, umocowanym na wspor¬ nikach 68', wystajacych na wewnetrznej sciance przewodu 60.Narzad wtryskowy do paliwa uwidocz¬ niony jest na fig. 8. Dysza 68 tego narzadu jest zasilana plynnym paliwem pod cisnie¬ niem poprzez rurke 69, przy czym koniec dyszy jest zamkniety wtyczka 70. Dysza 68 jest zaopatrzona na koncu w stosunkowo wielka liczbe malych otworów 71, z któ¬ rych paliwo wyplywa szeregiem promienio¬ wych strumieni. Powietrze przeplywa z du¬ za szybkoscia przez komore spalania 30, wskutek czego strumienie paliwa, zamiast wyplywac promieniowo, opisuja krzywe drogi, jak zaznaczono na fig. 8. Dwa wspor¬ niki 72, wystajace na wewnetrznej sciance komory spalania 30, podpieraja rure 73 (fig. 1 i 8), która jest wygieta odpowiednio do spiralnego ksztaltu komory spalania 30.Rura ta posiada okragly przekrój poprzecz¬ ny i jest tak osadzona wzgledem dyszy 68, aby krople paliwa, wyplywajace z dyszy, padaly na wewnetrzna powierzchnie tej ru¬ ry. Wzdluz wewnetrznej powierzchni ru¬ ry przeplywa warstwa powietrza o stosun¬ kowo malej szybkosci, co umozliwia spala¬ nie paliwa i utrzymanie plomienia. Plomien zostaje porwany przez strumien powietrza plynacy w kierunku strzalek c.Najlepiej jest, gdy uzywany jest sto¬ sunkowo znaczny nadmiar powietrza wyno¬ szacy np. 350%. Rura 73 tworzy dogodny narzad do oddzielania powietrza pierwot¬ nego od wtórnego podczas utrzymywania plomienia. Powietrze pierwotne do paliwa plynie wzdluz wewnetrznej scianki rury 73, a powietrze wtórne wzdluz pierscie¬ niowej przestrzeni miedzy rura 73 i ko¬ mora spalania 30. Obydwa strumienie po¬ wietrza lacza sie na koncu wylotowym ru¬ ry 73, Otwory 71, przez które wyplywa pali¬ wo, sa wykonane promieniowo w sciance dyszy 68 i rozmieszczone w stosunkowo wielkiej liczbie wzdluz linii srubowej o ma¬ lym skoku. W celu regulacji zuzycia paliwa przesuwana jest wzdluz dyszy tulejka 74, kolejno otwierajaca i zamykajaca otworki 71. Tulejka ta moze byc przegubowo pola- — 5 —czona z lacznikiem 75 przesunietym przez scianke komory 30.Otwory 71 moga byc tak wykonane, aby paliwo wytryskiwalo z dyszy z szybkoscia skierowana w góre ukosnie wzgledem stru¬ mienia powietrza, t. j. na prawo, jak uwi¬ doczniono na fig. 8. Dzieki temu zostaje zwiekszona szybkosc rozprowadzania pali¬ wa, przy czym zostaje równiez zwiekszona dlugosc drogi paliwa, po przebyciu której strumien paliwa uderza o scianke rury 73, co ulatwia rozpylanie i spalanie paliwa.Szybkosc spalania mozna równiez zwiek¬ szyc przez wstepne ogrzanie paliwa przed jego wyplywem z dyszy 68. Opózniajace dzialanie wewnetrznej powierzchni rury 73 mozna zwiekszyc przez zastosowanie np. siatki drucianej, umozliwiajacej zatrzymy¬ wanie strumienia powietrza. Rura 73 moze byc wykonana z materialu ogniotrwalego, w celu zapobiegniecia rozzarzaniu sie jej powierzchni wewnetrznej podczas spalania paliwa.Paliwo mozna zapalac podczas rozru¬ chu urzadzenia za pomoca narzadu zarowe¬ go, narzadu katalitycznego' lub swiecy za¬ plonowej przy zastosowaniu pradu elek¬ trycznego o wysokim napieciu.W odmiennej postaci wykonania urza¬ dzenia wedlug wynalazku, uwidocznionej na fig. 9, zastosowano trzy piasty 77, 78 i 79, przynalezne do odnosnych wirników lo¬ patkowych i osadzone na walkach 80, 80v 802 o wspólnej osi podluznej, przy czym kazdy z wirników posiada spiralna oslone 81, wzglednie 82, wzglednie 83. Kazdy z wirników lopatkowych jest zaopatrzony w dwa wloty 84. Oba skrajne wirniki sprezar¬ ki, zaopatrzone w piasty 77 i 79, posiadaja przewody odplywowe w postaci zbieznych spiralnych kanalów przejsciowych 85, 86, które prowadza do dalszych komór spiral¬ nych 87, 88, zasilajacych podwójne wloty 84 do srodkowego wirnika sprezarki, zao¬ patrzonego w piaste 78. Powietrze wplywa do wlotów 84 obu skrajnych wirników, zao^ patrzonych w piasty 77 i 79, i zostaje cze¬ sciowo sprezone za pomoca tych wirników.Po sprezeniu w obu skrajnych wirnikach powietrze przeplywa do srodkowego wirni¬ ka sprezarki, zaopatrzonego w piaste 78, za pomoca którego zostaje ostatecznie spre¬ zone i odprowadzone do spiralnej oslony 82. W tym wykonaniu sprezarki sprezanie powietrza odbywa sie w dwóch stopniach cisnienia oraz za pomoca trzech podobnych wirników lopatkowych, obracanych z ta sama liczba obrotów. Wloty, prowadzace do srodkowego wirnika lopatkowego, zao¬ patrzonego w piaste 78, sa zaopatrzone w lopatki kierownicze 89, w celu zmiany kie¬ runku przeplywu powietrza u wlotu do tego wirnika. PLThe present invention relates to an aircraft propulsion device that is powered by air that is compressed, heated and partially expands in a turbine that drives a centrifugal compressor and, finally, to the rear of the aircraft to expand in the driving nozzle, and so on. thereby triggering a response to propel the plane. The apparatus of the present invention also includes a compressor and means for combusting liquid fuel for a turbine drive. It is an object of the present invention to increase the volumetric capacity and efficiency of an aircraft propulsion device by increasing the mass of the gaseous medium flowing through it and therethrough. by using a compressor of suitable construction. The apparatus according to the invention comprises a compressor with two air inlets, one on each side of the median transverse plane of the compressor rotor. This allows a relatively large mass of air to pass through the apparatus, and thus thus, it is possible to increase the efficiency of the device and the ratio of the propulsion force of the aircraft to the weight of the device. In the centrifugal compressor of the device according to the invention - it is possible to reduce the losses that occur in the compressor during its operation "* Power loss y of the centrifugal compressor occur as a result of friction and damage of the medium during the flow, as well as due to friction in the compressor bearings without sufficiently increasing the flowing surface, it makes it possible to relatively reduce these friction losses. Losses due to the impact of the medium on the relevant organs during the flow through the compressor can also be reduced to some extent by increasing the amount of flowing mass factor. In turn, the friction in the bearings hardly depends on the mass of the flowing medium, so that the loss due to friction in the bearings hardly changes as the mass of the flowing medium increases. The centrifugal compressor in the device according to the invention has two inlets for the medium one on each side of the median transverse plane of the blade rotor, and an envelope in the form of a blade-free annular outlet chamber connected directly to a variable radius quench space. The gaseous medium flows from the rotor at a relatively high speed into the annular outlet chamber, in which the relatively greater part of the kinetic energy of the medium is converted into pressure energy, and the medium flows at a reduced rate into the spirit space. The annular outlet chamber has a radial width not less than half the radius of the blade rotor hub. The compressor blade in the device according to the invention is provided with as large a number of blades as possible and is driven with a significant number of revolutions, the speed of which is selected according to the speed of the medium flowing from the rotor's vane channels. The turbine for the compressor drive is provided by When viewed at the nozzles, it has the shape of an annular opening opposite the inlets to the turbine rotor's vane channels. In an embodiment of the device according to the invention, the compressor outlet is connected to the turbine inlet via a ring-shaped combustion chamber, so that losses can be reduced, for example, due to eddies during the fluid flow from the compressor to the turbine. The combustion chamber may have a spiral shape, with the cross-section of the first part having a conical shape and creating an additional space of variable cross-section for converting the velocity energy of the medium into pressure energy. The combustion chamber serves to heat the air as it flows from the compressor to turbines, the chamber containing a burner for liquid fuel, eg oil. Since it is difficult to generate and maintain a flame in a relatively fast air stream flowing through the combustion chamber, the burner has a nozzle from which the fuel spouts at a suitable speed in the radial direction, and a tube surrounding the nozzles. and limiting the radial movement of the fuel jet. A layer of air flows along the inner surface of this tube at a relatively low velocity, which air layer makes it possible to maintain the flame. Two examples of the implementation of a propulsion device according to the invention are shown in the figure. to planes. Fig. 1 shows a longitudinal section of this device, including a compressor coupled to a drive turbine, Fig. 2 - partial longitudinal section of this device in a 2-larger scale, Fig. 3 - a diagram showing the flow of the medium through the coupler Compressor rotor casing space, combustion chamber, turbine nozzles and turbine supply chamber, Fig. 4 - compressor cross-section in a larger scale, Figs. 5a and 5b show two partial cross sections of the compressor along the line 5-5 in Figs. 4, Fig. 6 also shows a cross section of a detail of this compressor along lines 6-6 in Fig. 4, Fig. 7 - a longitudinal section of this particular compressor along lines 7-7 in Fig. 6, Fig. 8 - part 8. a cross-sectional view of the combustion chamber and a side view of a liquid fuel burner, Fig. 9 - longitudinal section of a compressor variant of the device according to the invention, made as a two-stage compressor. In the device shown in Figs. 1 - 8, compressor 2 relative and consists of a vane rotor provided with hubs 10i and a casing 12 provided with reinforcing ribs 13. The compressor rotor shaft consists of two hollow rollers 14 and 15, each being one whole with an associated flange 16, by means of which the roller in question is attached to the complete hub 10 of the blade rotor. Roller 15 (Fig. 1, 2 and 4) is also part of the shaft of the drive turbine 1 provided with a blade impeller 17 and a spiral-shaped discharge chamber 19. The rollers 14, 15 are rotated in the respective bearings 20. As is apparent from the arrangement in FIG. 5, a compressor rotor provided with hubs 10 has thirty radial blades 11, each of which forms one whole with the hub 10 and has a it also includes one entire protrusion 21 lying in the median transverse plane of the rotor. The hub 10 is made of a light alloy, such as an aluminum or magnesium alloy, and the blades 11 and the zebra 21 may also be made of the same material. The exhaust shield 27 of the blade rotor is composed of two parts, each one piece each made of a sleeve-type inlet shield 22 or 23, the two parts of the discharge shield being connected to each other along their outer periphery by means of bolts and by means of flanges 24: Each of the compressor casing sections is provided with a circular air inlet 25 extending around the respective casing section. Both walls of each inlet are connected to each other by ribs 13, each of which extends radially from the outer casing ring directly through the inlets 25 towards the impeller hub 10. Six ribs 13 can be provided on each side of the compressor, the ribs of which are used to stiffen the casing and thus protect it against relatively high forces acting on it. For this purpose, a larger number of ribs 26 can also be provided. Air or other gaseous medium, guided radially along the concave surface of the blade rotor hub 10, flows through the blades, and flows into the outlet shield 27 in the shape of a ring-shaped chamber. The impeller of the blade is affected by a considerable number of revolutions according to the necessary state of the medium flowing at the tips of the blades, whereby the outlet shield 27 is designed to convert most of the kinetic energy of the air into pressure energy so that the air can flow out of it. casings without significant flow loss through the casing. The outlet shield 27 is connected to a further helical shield 2, and the end 29 of the helical shield 28 is connected to a combustion chamber 30, the connecting passage of which 31 (Fig. 113) has a conical shape and constitutes a second space, It is used to convert the kinetic energy of the medium into pressure energies. The outlet chamber, having a ring-shaped shape, may be provided with fixed guide vanes through which air flows before it enters the spiral housing 28. Hub 10 of the impeller vane is attached to both rollers 14 and 15 as follows. Each of the rollers 14, 15 has a flange 16 (Figs. 1, 2, 4 - 7) in the shape of a disc, forming one whole with the associated fight. Radial grooves 33 are cut on the front surface of each flange. Radial projections 34 on the hub 10 are inserted into these grooves. Each of the flanges 16 also forms one piece with the pin 35 inserted into the associated recess of the hub 10. The protrusions 34 and the journals 35 enable the relatively precise alignment of the rotor hub 10 with respect to the rollers 14, 15, the protrusions 34 allowing the torque to be transmitted from these drive rolls to the rotor hubs 10. The flanges 16 are attached to the hub by bolts 36 and nuts 37, the threaded portions of the bolts having a larger diameter than their threadless portions (Fig. 7). The rollers 14 and 15 are seated in bearings. 20 in the inlet shields 22 and 23. Each of the flanges 16 may have one relatively large radial protrusion, inserted into the associated groove of the impeller hub. The air, after flowing through the inlets 25, is directed to the individual impeller vane channels underneath. a certain angle by means of the guide vanes 38 (Figs. 1, 2, 4, 5a, 5b), which may be, for example, thirty and which are formed on the rotor sand 10, each of these vanes being an extension of the respective blade 11 These guide vanes can also be made in one piece with the flanges 16 of the rollers 14, 15 or mounted on these flanges. Fig. 3 shows a diagram showing the means for allowing the flow of the gaseous medium from the spray. turbine plugs. The casing 28 of the spiral compressor space, into which the air flows from the impeller vane channels in the direction of the arrows, is connected to the combustion chamber 30 by a cone-shaped channel 31. The exhaust gases from the combustion chamber 30 enter the feed chamber 19 of the turbine and then flow in the direction of the arrows b into the vane channels of the turbine rotor 17. The turbine rotor 17 has a shaft 42, the rotation of which inside the compressed cylinder 15 of the compressor is prevented by the long protrusions 43. The shaft 42 and the roller 15 can be prevented from shifting in the longitudinal direction relative to each other by a wedge 44, which is inserted and removed through holes in the shield 45, usually closed with locking screws 46. The housing 45 is directly attached to the compressor housing 12 and to the supports 47, for example made of light aluminum alloy, which run around the turbine feed chamber shield 19 and are connected to the lugs 49 attached to the ring 50. This ring has a relatively strong structure and is attached on one side to a chamber shell 19 which supports and on the other side to a cylindrical shell 51 connected to with a line 60 through which the gaseous medium flows after it has left the turbine. Due to the construction and mounting of the shield chamber 19, it is hardly exposed to any stresses, except for those caused by the gaseous medium flowing through it. The brackets 47 also have lugs for securing the lugs 59 on the ribs 13 of the compressor casing. The turbine casing may also have water jackets 52. The overall shape of the aircraft fuselage profile - 4 here is marked with the number 61 (Fig. 1), and the compressor is attached to this fuselage by means of lugs 62, protruding radially from its shields and joined to stiffening plates 63 extending the entire length of the airplane fuselage. Thus, the compressor serves to support the propulsion device according to the invention, and the turbine may be attached to the airplane by the brackets 47 shown in Fig. 2. Relatively large air masses are allowed to flow through the compressor by the use of double inlets 25. to a compressor, air may be supplied to the compressor in any known manner. They can, for example, be led into the fuselage of the aircraft through a suitable opening (not shown in the drawings) so that the fuselage interior forms a reservoir from which air is sucked into the compressor through the inlets 25. forward in the direction of flight whereby the air is initially compressed before being fed to the compressor. The air is heated as it flows from the compressor to the turbine as follows. After leaving the turbine chamber 19, the gaseous medium flows into the vane channels 64, from which it flows into the annular collecting chamber 65, formed by the cylindrical shield 51. From the chamber 65, the gaseous medium flows into the conduit 60 running inside the aircraft fuselage, through which conduit the medium flows to the rear of the aircraft, forming a jet which then flows through the propulsion nozzles 66. The collecting chamber 65 may be located between the outer wall of the conduit 60 and an inner cone 67 attached to the support the nozzles 68 'protruding from the inner wall of the conduit 60. The fuel injection tool is shown in Fig. 8. The nozzle 68 of this tool is fed with liquid fuel under pressure through a tube 69, the end of the nozzle being closed with a plug 70. 68 is provided at the end with a relatively large number of small openings 71 from which fuel flows out in a series of radial jets. Air flows at high speed through combustion chamber 30, whereby the fuel jets, instead of flowing radially, describe curves of paths, as indicated in Figure 8. Two supports 72 protruding from the interior wall of combustion chamber 30 support the tube 73 ( 1 and 8), which is bent in accordance with the helical shape of the combustion chamber 30. This tube has a circular cross-section and is seated with respect to the nozzle 68 that the fuel droplets flowing from the nozzle fall on the inner surface of the pipe. . A layer of air flows along the inner surface of the tube at a relatively slow speed, which enables the fuel to burn and maintain the flame. The flame is carried away by the air stream flowing in the direction of the arrows. It is best when a relatively large excess of air, eg 350%, is used. The tube 73 provides a convenient device for separating primary from secondary air while maintaining the flame. The primary air for the fuel flows along the inner wall of the pipe 73, and the secondary air flows along the annular space between the pipe 73 and the combustion chamber 30. The two air streams merge at the outlet end of pipe 73, Openings 71 through which it flows out. are made radially in the wall of nozzle 68 and are arranged in relatively large numbers along a low pitch helical line. In order to regulate the fuel consumption, a sleeve 74 is slid along the nozzle, opening and closing the openings 71 in sequence. This sleeve may be articulated with the poles - 5 - connected to the connector 75 moved through the wall of the chamber 30. the nozzle speed is directed upwards obliquely with respect to the air stream, i.e. to the right, as shown in Fig. 8. This increases the fuel spreading speed, while also increasing the length of the fuel path along which the fuel stream is traversed It hits the wall of pipe 73, which facilitates atomization and combustion of the fuel. The rate of combustion can also be increased by preheating the fuel before it exits nozzle 68. The delaying effect of the inner surface of pipe 73 can be increased by using, for example, a wire mesh that allows stopping air stream. The tube 73 may be made of a refractory material to prevent its inner surface from overflowing when the fuel is burned. The fuel may be ignited during the start-up of the apparatus by a glow plug, catalytic device, or spark plug using an electric current. In another embodiment of the device according to the invention, shown in FIG. 9, three hubs 77, 78 and 79, belonging to the respective blade rotors, are mounted on rollers 80, 80v 802 having a common longitudinal axis, with Each rotor has a spiral shroud 81 or 82 or 83. Each of the vane rotors is provided with two inlets 84. Both outermost compressor rotors, provided with hubs 77 and 79, have drain lines in the form of converging spiral transition channels 85 86 which lead to further spiral chambers 87, 88 which feed the double inlets 84 into the center sand-lowered rotor of the compressor. These 78. The air enters the inlets 84 of the two outermost impellers, mounted on the hubs 77 and 79, and is partially compressed by these impellers. After compression in both outer impellers, the air flows to the central compressor impeller, fitted with hubs 78, whereby it is finally compressed and discharged into spiral housing 82. In this embodiment, the air is compressed in two pressure stages and by three similar vane impellers rotated at the same number of revolutions. The inlets leading to the hub-shaped central vane impeller 78 are provided with guide vanes 89 for redirecting the air flow at the impeller inlet. PL