RU185450U1

RU185450U1 - COMBUSTION CAMERA OF A GAS TURBINE ENGINE WITH CONSTANT VOLUME OF COMBUSTION OF FUEL

Info

Publication number: RU185450U1
Application number: RU2018112203U
Authority: RU
Inventors: Алексей Александрович Северов; Владимир Александрович Поршнев; Владимир Михайлович Фирсов; Владимир Яковлевич Кученев; Дмитрий Анатольевич Гривенев
Original assignee: Открытое акционерное общество "КБ Электроприбор"
Priority date: 2018-04-04
Filing date: 2018-04-04
Publication date: 2018-12-05

Abstract

Полезная модель относится к газотурбинным двигателям (ГТД), в частности к камерам сгорания ГТД со сгоранием топлива при постоянном объеме. Задачей предлагаемой полезной модели является запуск двигателя неподвижного или медленно движущегося в любом направлении объекта, увеличение тяги двигателя и повышение его КПД.Камера сгорания ГТД содержит корпус, жаровую трубу, входное и выходное канальные устройства, запальный узел, компрессор и пиропусковую шашку. Кроме того, конструкция камеры сгорания включает в себя: расширительную камеру, продувочные кожухи и продувочную трубу, сверхзвуковое сопло с центральным телом. Данная конструкция позволяет наиболее эффективно сжигать топливо одновременно, по крайней мере, в двух замкнутых полостях, направленных вдоль продольной оси газотурбинного двигателя. Продувочные кожухи и продувочная труба увеличивают тягу ГТД и КПД за счет продувки посредством эжектирования оставшихся продуктов сгорания, являющихся дополнительной присоединенной массой исходящих газов. Сверхзвуковое сопло с центральным телом обеспечивает расчетную величину основной составляющей тяги ГТД, а также формирует эжектирующий газовой поток.При запуске камеры сгорания раскрутка жаровой трубы и компрессора осуществляется в начальный момент посредством срабатывания пиропусковой шашки. Набегающий поток продуктов сгорания пиропусковой шашки проходит через отверстия входного диска, межлопаточное пространство жаровой трубы, через отверстия промежуточного диска, а также между лопатками газовой реактивной турбины, через отверстия выходного диска, расширительную камеру, выходное устройство и далее в окружающую атмосферу. В дальнейшем поток воздуха подается компрессором, приводимым во вращение турбиной. Работа заключается в циклическом повторении ряда операций: заполнение полостей жаровой трубы рабочей смесью, горение рабочей смеси, истечение продуктов сгорания из жаровой трубы в атмосферу и продувка полостей жаровой трубы.The utility model relates to gas turbine engines (GTE), in particular to GTE combustion chambers with fuel combustion at a constant volume. The objective of the proposed utility model is to start the engine of a stationary or slowly moving object in any direction, increase engine thrust and increase its efficiency. A gas turbine combustion chamber contains a housing, a flame tube, input and output channel devices, an ignition unit, a compressor, and a pyro-launching bomb. In addition, the design of the combustion chamber includes: an expansion chamber, purge housings and a purge pipe, a supersonic nozzle with a central body. This design makes it possible to most efficiently burn fuel simultaneously in at least two closed cavities directed along the longitudinal axis of the gas turbine engine. The purge casings and the purge pipe increase the gas turbine engine thrust and efficiency by blowing through the ejection of the remaining combustion products, which are an additional connected mass of exhaust gases. A supersonic nozzle with a central body provides the calculated value of the main component of the gas turbine engine thrust, and also forms an ejected gas flow. When the combustion chamber is started, the flame tube and compressor are unwound at the initial moment by triggering the pyro-launch bomb. The incoming flow of combustion products of the pyro-launch checker passes through the openings of the inlet disk, the interscapular space of the flame tube, through the openings of the intermediate disk, and also between the blades of the gas jet turbine, through the openings of the output disk, expansion chamber, outlet device, and further into the surrounding atmosphere. Subsequently, the air flow is supplied by a compressor driven by a turbine. The work consists in the cyclic repetition of a series of operations: filling the cavities of the flame tube with a working mixture, burning the mixture, expiration of combustion products from the flame tube into the atmosphere and blowing the cavities of the flame tube.

Description

Полезная модель относится к газотурбинным двигателям (ГТД) и, в частности к камерам сгорания ГТД со сгоранием топлива при постоянном объеме.The utility model relates to gas turbine engines (GTE) and, in particular, to GTE combustion chambers with fuel combustion at a constant volume.

Известна камера газотурбинного двигателя с постоянным объемом сгорания топлива, которая содержит корпус и установленную в нем жаровую трубу, выполненную в виде вращающегося золотника, имеющего срез, образующий окно для входа и выхода рабочего тела, входное и выходное канальные устройства, причем ось последнего смещена относительно центра вращения золотника, где в окне установлено сопло, смещенное к краю среза в сторону вращения золотника. Кроме того, в выходном устройстве камеры сгорания может быть образован по крайней мере еще один канал. Полезная модель повышает КПД камеры сгорания.A known chamber of a gas turbine engine with a constant volume of fuel combustion, which contains a housing and a heat pipe installed in it, made in the form of a rotating spool having a slice forming a window for the input and output of the working fluid, input and output channel devices, the axis of the latter being offset from the center spool rotation, where a nozzle is installed in the window, offset to the edge of the slice in the direction of rotation of the spool. In addition, at least one other channel may be formed in the output of the combustion chamber. The utility model increases the efficiency of the combustion chamber.

Данное устройство описано в патенте РФ №2196906 С2, МПК⁷ F02C 5/02, опубликовано 20.01.2003 г., выбрано в качестве аналога. Основным недостатком описанного выше устройства, является перпендикулярное расположение относительно продольной оси двигателя только одной камеры сгорания, что снижает КПД камеры сгорания и не обеспечивает его максимальное значение, а также тягу газотурбинного двигателя. Конструкция аналога обеспечивает работу газотурбинного двигателя только в импульсном режиме, а также исключает возможность запуска при отсутствии набегающего потока воздуха.This device is described in the patent of the Russian Federation No. 2196906 C2, IPC ⁷ F02C 5/02, published January 20, 2003, selected as an analogue. The main disadvantage of the device described above is the perpendicular arrangement relative to the longitudinal axis of the engine of only one combustion chamber, which reduces the efficiency of the combustion chamber and does not provide its maximum value, as well as the thrust of a gas turbine engine. The design of the analogue ensures the operation of the gas turbine engine only in a pulsed mode, and also eliminates the possibility of starting in the absence of an incoming air stream.

Известна камера сгорания газотурбинного двигателя с постоянным объемом сгорания топлива, которая конструктивно содержит корпус, вращающуюся жаровую трубу, входные и выходные канальные устройства, где вращающаяся жаровая труба состоит по крайней мере из двух замкнутых полостей, направленных вдоль продольной оси газотурбинного двигателя, каждая из которых образована двумя соседними лопатками, ее ступицей и наружной обечайкой, к которым жестко прикреплены концы лопаток, а также двумя входным и промежуточным канальными дисками, где на входном диске установлен запальный узел, который включает в себя по крайней мере две свечи зажигания, два дежурных факельных устройства, выполненных в виде трубок, обеспечивающих воспламенение топливной смеси в последующих набегающих замкнутых полостях, посредством передачи форса пламени из работающих предыдущих полостей, причем за диском камеры сгорания расположена жестко связанная с жаровой трубой газовая реактивная турбина, которая обеспечивает ее вращение, а при запуске камеры сгорания, раскрутка жаровой трубы осуществляется за счет набегающего потока воздуха. За газовой турбиной установлен выходной диск с отверстиями для подачи рабочего тела в расширительную камеру, а также обеспечивающими продувку полостей жаровой трубы через продувочный кожух, отверстия и полость продувочной трубы.A known combustion chamber of a gas turbine engine with a constant volume of fuel combustion, which structurally comprises a housing, a rotating flame tube, input and output channel devices, where the rotating flame tube consists of at least two closed cavities directed along the longitudinal axis of the gas turbine engine, each of which is formed two adjacent blades, its hub and outer shell, to which the ends of the blades are rigidly attached, as well as two input and intermediate channel disks, where an ignition unit is installed in one disk, which includes at least two spark plugs, two flare devices on duty, made in the form of tubes providing ignition of the fuel mixture in subsequent incident closed cavities by transmitting a force of flame from the previous working cavities, and beyond the chamber disk a gas jet turbine rigidly connected to the flame tube is located in the combustion chamber, which ensures its rotation, and when the combustion chamber is started, the flame tube is unwound m air flow. Behind the gas turbine, an output disk is installed with openings for supplying a working fluid to the expansion chamber, as well as providing purge of the cavities of the flame tube through the purge casing, openings and the cavity of the purge pipe.

Данная конструкция газотурбинного двигателя обеспечивает работу двигателя в режиме постоянной тяги. Расширительная камера осуществляет сглаживание пульсаций давления продуктов сгорания, чем обеспечивает работу ГТД в режиме постоянной тяги. Кроме того, в процессе осуществления продувки посредством эжектирования, оставшиеся продукты сгорания являются дополнительной присоединенной массой исходящих газов, что в конечном итоге приводит к увеличению КПД и тяги в процессе работы газотурбинного двигателя.This design of the gas turbine engine provides the engine in constant thrust. The expansion chamber smooths out pulsations of the pressure of the combustion products, which ensures the operation of the gas turbine engine in constant traction mode. In addition, in the process of purging by ejection, the remaining combustion products are an additional attached mass of exhaust gases, which ultimately leads to an increase in efficiency and thrust during operation of the gas turbine engine.

Данное устройство описано в патенте на полезную модель РФ №150723 U2, МПК⁷ F02C 5/02, опубликовано 20.02.2015, выбрано в качестве прототипа. Основным недостатком описанного выше устройства, является невозможность запуска двигателя при отсутствии набегающего потока воздуха.This device is described in the patent for a utility model of the Russian Federation No. 150723 U2, IPC ⁷ F02C 5/02, published ^on 02/20/2015, selected as a prototype. The main disadvantage of the above device is the inability to start the engine in the absence of an incoming air flow.

Предлагаемая конструкция изохорного газотурбинного двигателя с постоянным объемом сгорания топлива представлена на фиг. 1 - фиг. 6. Она позволяет осуществить запуск двигателя с неподвижного или медленно движущегося в любом направлении объекта, содержит: корпус камеры сгорания 1, вращающуюся жаровую трубу 2, состоящую по крайней мере из двух замкнутых полостей, направленных вдоль продольной оси газотурбинного двигателя, каждая из которых образована двумя соседними лопатками 4, ее ступицей 3 и наружной обечайкой 5, причем жаровая труба 2 жестко связана с газовой реактивной турбиной 17, входное устройство 6 и выходное устройство 7, представляющее собой сверхзвуковое сопло, узел подачи жидкого топлива 8 со штуцером 9, с внутренней полостью 10 и установленными в нем форсунками 11, трубу продувочную 12 с установленными на ней кожухами продувочными 13 и подвижным центральным телом 14, входной диск 15, на котором установлены трубки 27, образующие два дежурных факела, соединяющих две соседние замкнутые полости, а также - пиропусковая шашка 30, две свечи зажигания 26, в совокупности функционально представляющие запальный узел, обеспечивающий воспламенение топливно-воздушной смеси в последующих набегающих замкнутых полостях жаровой трубы 2, промежуточный диск 16, газовую реактивную турбину 17, лопатки которой установлены под углом к продольной оси корпуса камеры сгорания 1, выходной диск 18 установленный за газовой реактивной турбиной 17 с отверстиями, смещенными относительно отверстий входного 15 и промежуточного 16 дисков на угол соответствующий углу установки лопаток газовой реактивной турбины 17. Диски входной 15, промежуточный 16, выходной 18 закреплены неподвижно в корпусе 1. Газовая реактивная турбина 17, вращающаяся жаровая труба 2, компрессор 28 установлены на валу 19 неподвижно друг относительно друга. Вал 19 установлен в переднем и заднем подшипниках 20. Передний подшипник 20 установлен в направляющем аппарате 29, который закреплен неподвижно в корпусе 1, а задний подшипник - в выходном диске 18 неподвижно закрепленном в корпусе 1. Ступица 3, лопатки 4, наружная обечайка 5, газовая реактивная турбина 17 установлены на валу 19. В трубе продувочной 12 имеются по крайней мере два отверстия 21, соединяющие полость 22 с внутренними полостями кожухов продувочных 13. Внутри корпуса камеры сгорания 1 за выходным диском 18 размещена расширительная камера 23. Подвижное центральное тело 14, образующее совместно с выходной частью корпуса камеры сгорания 1 выходное канальное устройство 7, являющееся сверхзвуковым соплом, через которое осуществляется истечение продуктов сгорания из полости расширительной камеры 23. Величина критического сечения сверхзвукового сопла регулируется посредством перемещения центрального тела 14 вдоль продольной оси по резьбе при его вращении. Входной диск 15, промежуточный диск 16 и выходной диск 18 имеют сквозные отверстия 24 и 25 (см. Фиг. 2). При этом отверстия на выходном диске 18 смещены относительно дисков 15 и 16 на угол, соответствующий углу установки лопаток газовой реактивной турбины 17. Отверстия 24 предназначены для продувки полостей жаровой трубы 2, а отверстия 25 - для заполнения их рабочей смесью.The proposed design of an isochoric gas turbine engine with a constant volume of fuel combustion is shown in FIG. 1 - FIG. 6. It allows you to start the engine from a stationary or slowly moving in any direction object, contains: the body of the combustion chamber 1, a rotating flame tube 2, consisting of at least two closed cavities directed along the longitudinal axis of the gas turbine engine, each of which is formed by two adjacent blades 4, its hub 3 and outer shell 5, and the flame tube 2 is rigidly connected to the gas jet turbine 17, the input device 6 and the output device 7, which is a supersonic nozzle , a liquid fuel supply unit 8 with a fitting 9, with an internal cavity 10 and nozzles 11 installed therein, a purge pipe 12 with purge housings 13 mounted on it and a movable central body 14, an input disk 15 on which tubes 27 are formed, forming two duty a torch connecting two adjacent closed cavities, as well as a pyro-launch checker 30, two spark plugs 26, collectively functionally representing the ignition unit, which provides ignition of the fuel-air mixture in subsequent incident closed cavities x flame tube 2, an intermediate disk 16, a gas jet turbine 17, the blades of which are installed at an angle to the longitudinal axis of the housing of the combustion chamber 1, the output disk 18 is installed behind the gas jet turbine 17 with holes offset relative to the holes of the input 15 and the intermediate 16 disks by an angle corresponding to the installation angle of the blades of a gas jet turbine 17. The inlet disks 15, intermediate 16, output 18 are fixed motionless in the housing 1. The gas jet turbine 17, the rotating flame tube 2, the compressor 28 are mounted on the shaft 19 is stationary relative to each other. The shaft 19 is installed in the front and rear bearings 20. The front bearing 20 is installed in a guide apparatus 29, which is fixedly mounted in the housing 1, and the rear bearing is in the output disk 18 fixedly mounted in the housing 1. Hub 3, blades 4, outer shell 5, a gas turbine 17 is mounted on the shaft 19. In the purge pipe 12 there are at least two openings 21 connecting the cavity 22 to the internal cavities of the purge housings 13. An expansion chamber 23 is located inside the housing of the combustion chamber 1 behind the output disk 18. a solid central body 14, which, together with the output part of the body of the combustion chamber 1, forms an output channel device 7, which is a supersonic nozzle, through which the combustion products flow out from the cavity of the expansion chamber 23. The critical section of the supersonic nozzle is controlled by moving the central body 14 along the longitudinal axis along thread during its rotation. The input disk 15, the intermediate disk 16 and the output disk 18 have through holes 24 and 25 (see Fig. 2). The holes on the output disk 18 are offset relative to the disks 15 and 16 by an angle corresponding to the installation angle of the blades of the gas jet turbine 17. Holes 24 are used to purge the cavities of the flame tube 2, and holes 25 are used to fill them with the working mixture.

Работа камеры сгорания предлагаемого изохорного газотурбинного двигателя с постоянным объемом сгорания заключается в раскрутке жаровой трубы 2, компрессора 28 с помощью реактивной газовой турбины и циклическом повторении следующих операций:The combustion chamber of the proposed isochoric gas turbine engine with a constant combustion volume consists in the promotion of the flame tube 2, the compressor 28 using a jet gas turbine and the cyclic repetition of the following operations:

1. Заполнение полостей жаровой трубы рабочей смесью.1. Filling the cavities of the flame tube with a working mixture.

2. Горение рабочей смеси.2. The combustion of the working mixture.

3. Истечение продуктов сгорания из жаровой трубы в атмосферу.3. The outflow of combustion products from the flame tube into the atmosphere.

4. Продувка полостей жаровой трубы.4. Blowing cavities of the flame tube.

При запуске камеры сгорания газотурбинного двигателя с постоянным объемом (см. фиг. 1 и фиг. 2) раскрутка жаровой трубы 2 и компрессора 28 осуществляется в начальный момент посредством срабатывания пиропусковой шашки 30, за счет набегающего потока продуктов сгорания пиропусковой шашки 30, межлопаточное пространство жаровой трубы 2, отверстия промежуточного диска 16, а также между лопатками газовой реактивной турбины 17, через отверстия выходного диска 18, расширительную камеру 23, выходное устройство 7 и далее в окружающую атмосферу.When starting the combustion chamber of a gas turbine engine with a constant volume (see Fig. 1 and Fig. 2), the promotion of the flame tube 2 and compressor 28 is carried out at the initial moment by triggering the pyro-launch checker 30, due to the incident flow of combustion products of the pyro-start checker 30, the interscapular space is flame pipes 2, openings of the intermediate disk 16, and also between the blades of the gas jet turbine 17, through the openings of the output disk 18, the expansion chamber 23, the output device 7 and further into the surrounding atmosphere.

В процессе этапа заполнения (см. фиг. 3) полостей жаровой трубы 2, поток воздуха от компрессора 28 смешивается с распыленным форсунками 11 жидким топливом и поступает через отверстия 25 входного диска 15 в полости жаровой трубы 2. При этом полости жаровой трубы 2 закрыты с противоположной стороны промежуточным диском 16. В процессе дальнейшего вращения жаровой трубы 2, происходит закрытие ее полости входным диском 15. При этом полость жаровой трубы 2 одновременно закрыта дисками 15 и 16.During the filling step (see Fig. 3) of the cavities of the flame tube 2, the air flow from the compressor 28 is mixed with the liquid fuel atomized by the nozzles 11 and enters through the openings 25 of the inlet disk 15 into the cavity of the flame tube 2. At the same time, the cavities of the flame tube 2 are closed with opposite side of the intermediate disk 16. In the process of further rotation of the flame tube 2, the cavity is closed by the input disk 15. The cavity of the flame tube 2 is simultaneously closed by the disks 15 and 16.

Воспламенение рабочей смеси (см. фиг. 4) осуществляется посредством запального узла, включающего в себя две свечи зажигания 26 и два дежурных факельных устройства 27. Герметичность замкнутых полостей жаровой трубы 2, с целью поддержания процесса горения при постоянном объеме (V=Const), осуществляется за счет малых зазоров между вращающимися лопатками 4 (см. фиг.1), входным диском 15 и промежуточным диском 16, а также сравнительно небольшим временем нахождения полости горения в замкнутом состоянии, зависящим от частоты вращения жаровой трубы 2.The ignition of the working mixture (see Fig. 4) is carried out by means of an ignition unit, which includes two spark plugs 26 and two flare devices on duty 27. The tightness of the closed cavities of the flame tube 2, in order to maintain the combustion process at a constant volume (V = Const), due to the small gaps between the rotating blades 4 (see figure 1), the input disk 15 and the intermediate disk 16, as well as a relatively short residence time of the combustion cavity in the closed state, depending on the frequency of rotation of the flame tube 2.

Дальнейшее воспламенение рабочей смеси в набегающей замкнутой полости жаровой трубы 2 осуществляется посредством передачи высокотемпературных продуктов сгорания (форс пламени) из предыдущей замкнутой полости, где произошло горение, в последующую набегающую полость с помощью дежурных факельных устройств 27 (см. фиг. 2).Further ignition of the working mixture in the incident closed cavity of the flame tube 2 is carried out by transferring high-temperature combustion products (force flame) from the previous closed cavity, where the combustion occurred, into the subsequent incident cavity using the on-duty flare devices 27 (see Fig. 2).

3. Истечение продуктов сгорания.3. The expiration of combustion products.

В процессе дальнейшего вращения жаровой трубы (см. фиг. 5) полости, где происходило горение, становятся против отверстий промежуточного диска 16, а межлопаточные полости газовой реактивной турбины 17 - против отверстий выходного диска 18. При этом, продукты сгорания из жаровой трубы 2, через отверстия в промежуточном диске 16, межлопаточные полости турбины 17, через отверстия выходного диска 18 истекают в расширительную камеру 23 и далее через сверхзвуковое сопло 7 в окружающую атмосферу, являясь при этом эжектирующим потоком для осуществления последующей операции продувки. При прохождении потока продуктов сгорания через межлопаточные полости газовой реактивной турбины 17, происходит дальнейшее вращение ее и жаровой трубы 2, вала 19, компрессора 28.In the process of further rotation of the flame tube (see Fig. 5), the cavities where the combustion took place are opposed to the openings of the intermediate disk 16, and the interscapular cavities of the gas jet turbine 17 are opposed to the openings of the output disk 18. Moreover, the combustion products from the flame tube 2, through the openings in the intermediate disk 16, the interscapular cavity of the turbine 17, through the openings of the output disk 18 flow into the expansion chamber 23 and then through the supersonic nozzle 7 into the surrounding atmosphere, while being an ejection stream for the implementation of eduyuschey purge operation. With the passage of the flow of combustion products through the interscapular cavity of the gas jet turbine 17, there is a further rotation of it and the flame tube 2, shaft 19, compressor 28.

В процессе дальнейшего вращения жаровой трубы 2 (см. фиг. 6), полости ее становятся против отверстий во входном диске 15, промежуточном диске 16, а межлопаточные полости газовой реактивной турбины 17 - напротив отверстий в выходном диске 18, соединенных с полостями продувочных кожухов 13. При этом набегающий поток воздуха от компрессора 28, смешиваясь с продуктами сгорания, и под воздействием эжектирующего потока продуктов сгорания истекающего из сопла, проходя через отверстия входного диска 15, полости жаровой трубы 2, отверстия промежуточного диска 16, межлопаточными полостями газовой реактивной турбины 17, отверстия выходного диска 18, внутреннюю полость кожухов продувочных 13, отверстия 21 трубы продувочной 12 в полость 22 и далее в окружающую атмосферу. Данный эжектируемый поток, является присоединенной массой к эжектирующему сверхзвуковому потоку, что приводит к увеличению КПД и тяги двигателя.In the process of further rotation of the flame tube 2 (see Fig. 6), its cavities become against the holes in the input disk 15, the intermediate disk 16, and the interscapular cavities of the gas jet turbine 17 are opposite the holes in the output disk 18 connected to the cavities of the purge housings 13 In this case, the incoming air flow from the compressor 28, mixing with the combustion products, and under the influence of the ejection flow of combustion products flowing out of the nozzle, passing through the holes of the inlet disk 15, the cavity of the flame tube 2, the holes of the intermediate ka 16, interscapular cavities of a gas jet turbine 17, openings of the output disk 18, the internal cavity of the purge housings 13, openings 21 of the purge pipe 12 into the cavity 22 and further into the surrounding atmosphere. This ejected flow is the mass attached to the ejected supersonic flow, which leads to an increase in the efficiency and thrust of the engine.

В результате предлагаемая конструкция камеры сгорания газотурбинного двигателя с постоянным объемом сгорания (V=Const) по сравнению с прототипом обеспечивает запуск двигателя неподвижного или медленно движущегося объекта в любом направлении.As a result, the proposed design of the combustion chamber of a gas turbine engine with a constant combustion volume (V = Const) in comparison with the prototype enables the engine to start a stationary or slowly moving object in any direction.

Предлагаемая конструкция газотурбинного двигателя (ГТД) может быть использована на летательных аппаратах различного назначения.The proposed design of a gas turbine engine (GTE) can be used on aircraft for various purposes.

Claims

The combustion chamber of a gas turbine engine with a constant volume of fuel combustion contains a housing, a heat pipe installed in it, consisting of at least two closed cavities directed along the longitudinal axis of the gas turbine engine, each of which is formed by two adjacent vanes, its hub and outer shell, to which the ends of the blades are rigidly attached, as well as the input and intermediate disks, where the ignition unit is installed on the input disk, which includes: at least two spark plugs, two on-duty fake devices made in the form of tubes connecting two adjacent closed cavities, and nozzles for supplying fuel are installed on the fuel supply unit, and behind the intermediate disk there is a gas reactive turbine rigidly connected to the flame tube, behind which there is an output disk with holes displaced relative to the holes of the input and intermediate disks at an angle corresponding to the angle of installation of the blades of a gas jet turbine, and behind the output disk there is an expansion chamber, purge housings and purge I have a pipe with inlets connecting the internal cavity of the purge housings with the cavity of the purge pipe, where a movable central body is placed on the purge pipe, which together with the output part of the body of the combustion chamber forms an output channel device, which is a supersonic nozzle, characterized in that the combustion chamber contains a guiding apparatus , a compressor, a shaft, and a pyro-starter mounted on the input disk, while a compressor, a jet turbine, and a heat pipe are mounted on the shaft.