DE1244482B

DE1244482B - Gas turbine jet engine

Info

Publication number: DE1244482B
Application number: DER37494A
Authority: DE
Inventors: Geoffrey Light Wilde; James Alexander Petrie
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 1963-03-29
Filing date: 1964-03-19
Publication date: 1967-07-13

Description

Gasturbinenstrahltriebwerk Die Erfindung bezieht sich auf ein Gasturbinenstrahltriebwerk mit einem Auslaßkanal, der unmittelbar vom Kompressor des Triebwerks zur Schuberzeugung mit komprimierter Luft versorgt wird, und in dem eine Verbrennungseinrichtung mit Verbrennungsstabil_isierungsmitteln angeordnet ist. Derartige Verbrennungsstabilisierungsmittel sind erforderlich, wenn Brennstoff zwecks Schuberhöhung indem Auslaßkanal verbrannt wird, also insbesondere beim Start oder auch beim Überschallflug. Da diese Stabilisierungsmittel jedoch einen relativ großen Teil der Querschnittsfläche des Auslaßrohres einnehmen und so den durchströmenden Gasen einen nicht unerheblichen Widerstand entgegensetzen, ist es erwünscht, diese Rinnen, wenn keine Verbrennung im Auslaßrohr stattfindet, zurückzuziehen in eine Stellung, in der sie einen möglichst geringen Strömungswiderstand bieten. Bei Nachbrennern von Gasturbinenstrahltriebwerken sind zu diesem Zweck verschiedene Maßnahmen bekanntgeworden, um die dort im Hauptgasstrom liegenden Stabilisierungsrinnen in eine Stellung mit geringerem Strömungswiderstand zu überführen.Gas turbine jet engine The invention relates to a gas turbine jet engine with an outlet channel, which is directly from the compressor of the engine to generate thrust is supplied with compressed air, and in which a combustion device with Combustion stabilization means is arranged. Such combustion stabilizers are required when fuel is burned in the exhaust port to increase thrust especially when taking off or during supersonic flight. As these stabilizers however, occupy a relatively large part of the cross-sectional area of the outlet pipe and thus oppose a not inconsiderable resistance to the gases flowing through, if there is no combustion in the outlet pipe, it is desirable to withdraw into a position in which they have the lowest possible flow resistance Offer. Gas turbine jet engine afterburners are various for this purpose Measures become known to the stabilization channels lying there in the main gas flow to move into a position with lower flow resistance.

Bei einem bekannten Nachbrenner dieser Art sind die auf konzentrischen Kreisen liegenden Stabilisierungsrinnen an einer die Strahlrohrachse senkrecht schneidenden Welle festgelegt, die im Strahlrohr drehbar gelagert ist, so daß die von den Rinnen gebildete Ebene aus der Arbeitsstellung, in der sie senkrecht zur Strahlrohrachse liegt, in eine Stellung übergeführt werden kann, in der sie die Strahirohrachse einschließt.In a known afterburner of this type, they are concentric Stabilization channels lying in circles on one that intersects the nozzle axis perpendicularly Shaft set, which is rotatably mounted in the jet pipe, so that the gutters formed plane from the working position in which it is perpendicular to the nozzle axis lies, can be converted into a position in which they the jet tube axis includes.

Diese Anordnung setzt einen relativ großen Raum für die Schwenkung innerhalb des Strahlrohres voraus, wobei dennoch auch in der Ruhestellung ein nicht unerheblicher Strömungswiderstand verbleibt, und zwar über eine relativ große axiale Erstreckung.This arrangement leaves a relatively large space for pivoting inside the jet pipe ahead, although not even in the rest position insignificant flow resistance remains, over a relatively large axial Extension.

Bei einem anderen Nachbrenner dieser Art sind die Rinnen halbkreisförmig ausgebildet und einander ergänzend auf zwei klappbaren Trägern derart angeordent, daß diese Träger nach hinten geschwenkt werden können, wobei in der zurückgeschwenkten Stellung .die Rinnen im Strahlrohrquerschnitt nebeneinander liegen. Aufgabe der Erfindung ist es, derartige Stabilisierungsrinnen so anzuordnen, daß im zurückgezogenen Zustand noch ein geringerer Strömungswiderstand gebildet wird.In another afterburner of this type, the gutters are semicircular designed and arranged to complement one another on two foldable carriers in such a way that that this carrier can be pivoted backwards, in which the pivoted back Position .the channels are next to each other in the nozzle cross-section. Task of The invention is to arrange such stabilization channels so that in the withdrawn State a lower flow resistance is formed.

Zu diesem Zweck ist gemäß der Erfindung ein Gasturbinenstrahlwerk der eingangs genannten Bauart in der Weise ausgebildet, daß die Verbrennungsstabilisierungsmittel in an sich bekannter Weise einziehbar sind, wozu sie zwei Gruppen von nach dem stromuntersehigen Ende gerichtete halbkreisförmige Rinnen aufweisen, die zur Bewegung zwischen einer Arbeitsstellung und einer eingezogenen Stellung um eine gemeinsame Achse schwenkbar angeordnet sind, und daß die Krümmungsradien der Rinnen in diesen Gruppen alle unterschiedlich sind, so daß in der eingezogenen Stellung sämtliche Rinnen dachziegelartig übereinanderliegen und so der Luftströmung einen verhältnismäßig geringen Widerstand entgegensetzen. Dadurch, daß die Rinnen in Strömungsrichtung dachziegelartig aufeinanderliegen, wird die Strömungswiderstandsfläche einerseits kleiner und andererseits günstiger, so daß der Wirkungsgrad gegenüber vergleichbaren Anordnungen vergrößert wird.For this purpose, according to the invention, there is a gas turbine jet plant of the type mentioned designed in such a way that the combustion stabilization means are retractable in a manner known per se, for which purpose they have two groups from below the stream Have end-facing semicircular grooves for movement between a Working position and a retracted position can be pivoted about a common axis are arranged, and that the radii of curvature of the channels in these groups are all different are, so that in the retracted position all the gutters lie on top of each other like roof tiles and thus oppose a relatively low resistance to the air flow. Due to the fact that the channels lie on top of each other in the direction of flow like roof tiles, the flow resistance area becomes smaller on the one hand and cheaper on the other, so that the efficiency is increased compared to comparable arrangements.

Die gemeinsame Achse, um die die Rinnengruppen schwenkbar sind, fällt gemäß einer bevorzugten Ausführungsform mit dem gemeinsamen Durchmesser der halbkreisförmigen Rinnen zusammen, so daß in Arbeitsstellung die Rinnen sich jeweils paarweise zu Vollkreisen ergänzen, die konzentrisch ineinanderliegen, jedoch an der Achse jeweils um eine Teilung versetzt, was :aber im Hinblick auf die Stabilisierungswirkung keinen nachteiligen Einfluß hat.The common axis around which the channel groups can be pivoted falls according to a preferred embodiment with the common diameter of the semicircular Gutters together, so that in the working position the gutters are each paired Complete full circles that lie concentrically inside one another, but on the axis offset by one division, what: but with regard to the stabilizing effect none has an adverse effect.

Gemäß einer weiteren Ausgestaltung der Erfindung ist bei einem Triebwerk, bei welchem der Schubdüse Luft von dem Niederdruckkompressor des Triebwerks zugeführt wird, die Anordnung derart getroffen, daß ein an sich bekannter Vorwärmer vorgesehen ist, um die Druckluft im Auslaßkanal derart zu erwärmen, daß bei der Einspritzung von Brennstoff in die vorerwärmte Luft eine augenblickliche Verbrennung einsetzt, und daß die Vorwärmeinrichtung eine Brennkammer aufweist, in der ein Brennstoffluftgemisch verbrannt wird, und daß der Kammer von dem Hochdruckkompressor Luft zugeführt wird, und daß ein Kanal vorgesehen ist, der heiße Verbrennungsgase in die komprimierte Luft strömen läßt, die durch die Schubdüse strömt.According to a further embodiment of the invention, in an engine, at which the Thrust nozzle air from the low pressure compressor of the Engine is fed, the arrangement is made such that a known per se Preheater is provided to heat the compressed air in the outlet channel such that instantaneous when fuel is injected into the preheated air Combustion begins, and that the preheating device has a combustion chamber, in which a fuel-air mixture is burned, and that the chamber of the high pressure compressor Air is supplied, and that a duct is provided, the hot combustion gases in the compressed air flowing through the exhaust nozzle.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird nachstehend an Hand beiliegender Zeichnung beschrieben. Es zeigt F i g. 1 eine Grundrißansicht eines mit einem erfindungsgemäßen Gasturbinenstrahltriebwerk ausgestatteten Flugzeugs, F i g. 2 einen Teilschnitt des Triebwerks nach F i g. 1, F i g. 3 einen Schnitt nach der Linie 3-3 gemäß Fig.2. F i g. 4 eine Ansicht in Richtung des Pfeiles 4 nach Fig. 3.An embodiment of the invention is given below with reference to the enclosed Drawing described. It shows F i g. 1 is a plan view of one with one according to the invention Gas turbine jet engine equipped aircraft, F i g. 2 a partial section of the engine according to FIG. 1, Fig. 3 shows a section along the line 3-3 according to FIG. F i g. 4 is a view in the direction of arrow 4 according to FIG. 3.

Das in F i g. 1 dargestellte Überschallflugzeug 10 hat einen Rumpf 11, an welchem zwei Gasturbinenstrahltriebwerke 12 beiderseits der Längsachse so angeordnet sind, daß die eine Seite 12' jedes Triebwerks 12 der entsprechenden Seite des anderen Triebwerks gegenüberliegt.The in Fig. 1 illustrated supersonic aircraft 10 has a fuselage 11 on which two gas turbine jet engines 12 are arranged on either side of the longitudinal axis so that one side 12 'of each engine 12 is opposite the corresponding side of the other engine.

Jedes Triebwerk 12 umfaßt in Strömungsrichtung einen Niederdruck- und einen Hochdruckverdichter 13, bzw. 14, eine Verbrennungsanlage 15 und Hochdruck- und Niederdruckturbinen 16. Jedes Triebwerk besitzt ein gekrümmtes Strahlrohr 17, das zu einer auf der anderen Seite des Triebwerks angeordneten Schubdüse 18 führt. Außerdem hat jedes Triebwerk 12 eine Auslaßleitung 20, die über eine Ringkammer 19 einen Teil der vom Niederdruckverdichter 13 verdichteten Luft empfängt. Jede Auslaßleitung 20 endet in einer verschwenkbaren Schubdüse 21. Jede Auslaßleitung 20 enthält auch eine im folgenden beschriebene Verbrennungsanlage.Each engine 12 comprises, in the direction of flow, a low-pressure and a high-pressure compressor 13, or 14, a combustion system 15 and high-pressure and low pressure turbines 16. Each engine has a curved jet pipe 17, which leads to a thrust nozzle 18 arranged on the other side of the engine. In addition, each engine 12 has an outlet line 20 which passes through an annular chamber 19 receives part of the air compressed by the low-pressure compressor 13. Every Outlet line 20 terminates in a pivotable exhaust nozzle 21. Each outlet line 20 also includes an incinerator described below.

Die Düsen 18, 21 sind im gleichen Abstand von der Längsachse angeordnet.The nozzles 18, 21 are arranged at the same distance from the longitudinal axis.

Es ist aus der Zeichnung zu ersehen, daß die Düsen 21 auf derselben Seite der Längsachse angeordnet sind, wie ihre Triebwerke. Die Strahlrohre 17 sind dagegen gekrümmt und kreuzen diese Längsachse, so daß die Auslahdüsen 18 auf der anderen, von den zu diesen Düsen gehörenden Triebwerken abliegenden Seite der Längsachse liegen.It can be seen from the drawing that the nozzles 21 on the same Side of the longitudinal axis are arranged like their engines. The jet pipes 17 are however, curved and cross this longitudinal axis, so that the Auslahdüsen 18 on the other side of the longitudinal axis remote from the engines belonging to these nozzles lie.

Wenn daher eines der Triebwerke ausfallen sollte, wird der Schub dennoch auf beide Seiten der Längsachse ausgeübt und unter der Voraussetzung, daß sich die Schübe der aus den Düsen 18 und 21 austretenden Gase nicht wesentlich voneinander unterscheiden, kommt es zu einem verhältnismäßig kleinen Drehmoment um diese Längsachse.Therefore, if one of the engines should fail, the thrust will still be exercised on both sides of the longitudinal axis and provided that the Thrusts of the gases emerging from the nozzles 18 and 21 are not significantly different from one another differ, there is a relatively small torque about this longitudinal axis.

Jede Düse 18 weist einen nicht dargestellten Rahmen auf, :welcher drehbar in ihrer Auslaßleitung angeordnet ist und eine Vielzahl von nicht dargestellten Strahlablaufschenkeln trägt, die sich parallel zueinander erstrecken, wobei nicht dargestellte Mittel vorgesehen sind, um die Rotation dieses Rahmens gegenüber der ihm zugeordneten Auslaßleitung zu bewirken. Diese Rotation gestattet es, die durch diesen Rahmen strömenden Gase wahlweise nach vorn, nach rückwärts oder nach unten zu richten.Each nozzle 18 has a frame (not shown): which is rotatably arranged in its outlet line and a plurality of not shown Carries beam runoff legs that extend parallel to each other, but not Means shown are provided to the rotation of this frame with respect to the to cause him associated outlet line. This rotation allows the through Gases flowing through this frame either forwards, backwards or downwards to judge.

In der Darstellung nach F i g. 2 und 3 ist jede Düse 21 so angeordnet, daß sie um das Ende der Auslaßleitung 20 drehbar ist. Nicht dargestellte Mittel drehen die Düsen 21 gegenüber den Auslaßleitungen 20 um eine Achse 22, so daß die durch die Düsen 21 strömenden Gase wahlweise nach vorn, nach rückwärts oder nach unten gerichtet werden können. Eine Vielzahl von nicht dargestellten parallelen Strahlablenkschaufeln kann in jeder Düse 21 vorgesehen sein.In the illustration according to FIG. 2 and 3, each nozzle 21 is arranged to be rotatable about the end of the outlet conduit 20. Means, not shown, rotate the nozzles 21 relative to the outlet lines 20 about an axis 22 so that the gases flowing through the nozzles 21 can be directed either forwards, backwards or downwards. A plurality of parallel jet deflector blades (not shown) may be provided in each nozzle 21 .

Jede Auslaßleitung 20 enthält eine Verbrennungsanlage mit die Verbrennung stabilisierenden Mitteln. Diese, die Verbrennung stabilisierenden Mittel umfassen jeweils zwei Gruppen 24, 25 von halbkreisförmigen Rinnen 24a bis 24f und 25a bis 251. Diese Rinnen sind im einzelnen in den F i g. 3 und 4 dargestellt, während F i g. 2 der Einfachheit halber diese Rinnen nur in einfacher Linienführung zeigt.Each outlet line 20 contains a combustion system with combustion stabilizing means. This, the combustion stabilizing means each comprise two groups 24, 25 of semi-circular grooves 24a to 24f and 25a to 251. These channels are shown in detail in F i g. 3 and 4, while F i g. 2 shows these channels only in simple lines for the sake of simplicity.

Die Gruppen 24, 25 sitzen auf Rahmen 26, 27, die an einer festen Achse 28 scharniermäßig angelenkt sind. Diese Achse 28 fällt mit dem gemeinsamen Durchmesser jeder Gruppe von halbkreisförmigen Rinnen 24 a bis 24 f und 25 a bis 25 f zu- sammen.The groups 24, 25 sit on frames 26, 27 which are hinged to a fixed axis 28. This axis 28 coincides with the common diameter of each group of semicircular grooves 24 a to 24 f and 25 a to 25 f .

In F i g. 2, 3 und 4 sind diese Gruppen 24, 25 in ihrer Arbeitsstellung dargestellt, d. h., in jener Stellung, in der sie dem Luftstrom durch die Auslaßleitung 20 einen verhältnismäßig hohen Widerstand entgegensetzen. In dieser Stellung bilden die entsprechenden Rinnenpaare 24 a bis 25 a, 24 b bis 25 b, 24 c bis 25 c usw. sechs im wesentlichen kreisförmige Rinnen, die im wesentlichen konzentrisch um auf der Achse 22 liegende Mittelpunkte angeordnet sind.In Fig. 2, 3 and 4, these groups 24, 25 are shown in their working position, that is, in that position in which they oppose the air flow through the outlet line 20 with a relatively high resistance. In this position, the corresponding pairs of channels 24 a to 25 a, 24 b to 25 b, 24 c to 25 c etc. form six essentially circular channels which are arranged essentially concentrically around center points lying on the axis 22.

Wie strichliert in F i g. 2 und 3 gezeigt, können diese Gruppen 24, 25 auch in eine eingezogene Ruhestellung gebracht werden, in welcher die entsprechenden Paare von Rinnen dicht nebeneinander liegen, wie z. B. 24 d, 25 a' in F i g. 3. In dieser eingezogenen Stellung stehen die Rinnen 24 a bis 24 f und 25 a bis 25 f in dachziegelförmiger Anordnung übereinander und setzen der durch die Ausgangsleitung 20 strömenden Luft einen verhältnismäßig geringen Widerstand entgegen. Wenn die Verbrennungsanlage daher nicht im Betrieb ist, lassen sich die die Verbrennung stabilisierenden Mittel in eine Stellung einziehen, in welcher der Widerstand am geringsten ist, so daß auch die Druckverluste in der Auslaßleitung 20 dementsprechend klein sind.As dashed in FIG. As shown in FIGS. 2 and 3, these groups 24, 25 can also be brought into a retracted rest position in which the corresponding pairs of grooves are close to one another, e.g. B. 24 d, 25 a ' in F i g. 3. In this retracted position, the grooves 24 a to 24 f and 25 a to 25 f are arranged one above the other in a tile-shaped arrangement and oppose a relatively low resistance to the air flowing through the outlet line 20. When the combustion system is therefore not in operation, the means for stabilizing the combustion can be drawn into a position in which the resistance is lowest, so that the pressure losses in the outlet line 20 are correspondingly small.

Um eine Verbrennung in der Auslaßleitung 20 durchzuführen, wird der Brennstoff in die durch diese Leitung strömende Druckluft zugegeben. Dieser Brennstoff wird durch nicht dargestellte Mittel an ein gemeinsames Brenstoffrohr 30 angeliefert, dessen Achse mit der Achse 28 zusammenfällt. Der Brennstoff strömt dann durch nicht dargestellte Leitungen im Rahmenaufbau 26, 27 zu den Rinnen 24a bis 24f und 25a bis 25f und wird in die durch die Auslaßleitung 20 strömende Druckluft durch öffnungen eingespritzt; welche neben den Rinnenteilen 24 a bis 24 f und 25 a bis 25 f angeordnet sind.In order to carry out a combustion in the outlet line 20, the fuel is added to the compressed air flowing through this line. This fuel is delivered by means not shown to a common fuel pipe 30, the axis of which coincides with the axis 28. The fuel then flows through lines (not shown) in the frame structure 26, 27 to the channels 24a to 24f and 25a to 25f and is injected into the compressed air flowing through the outlet line 20 through openings; which are arranged next to the channel parts 24 a to 24 f and 25 a to 25 f.

Da die durch die Auslaßleitung 20 strömende Druckluft verhältnismäßig kalt ist, ist eine Vorwärmvorrichtuna 31 (p' i g. 2 und 3) vorgesehen, welche die Luft erwärmt. Diese Vorwärmvorrichtung 31 umfaßt eine Brennkammer 32, die über eine ringförmige Leitung 33 und ringförmige Wirbelerzeuger 36 mit Druckluft aus dem Hochdruckverdichter 14 beliefert wird. Brennstoff wird in diese Brennkammer 32 durch eine zwischen den Wirbelerzeugern 36 liegende öffnung eingespritzt. Das derart gebildete brennbare Gemisch wird durch nicht dargestellte Mittel gezündet und die heißen Verbrennungsgase strömen über vier Abgasleitungen 37, von denen in F i g. 3 nur zwei dargestellt sind, in die Auslaßleitung 20. Jede Abgasleitung 37 ist von einer konzentrisch dazu angeordneten Kühlluftleitung 38 umgeben, welche aus der Ringleitung 33 und einer ringförmigen Kammer 34 mit Druckluft beliefert wird; diese Kammer 34 umgibt die Brennkammer 32 und hält die Abgasleitungen 37 verhältnismäßig kühl. Verdünnungsluft zum Kühlen der aus der Brennkammer 32 kommender. Verbrennungsgase wird aus der ringförmigen Kammer 34 durch vier Düsen 39 zugeleitet, (von denen in F i g. 3 ebenfalls nur zwei gezeigt sind).Since the compressed air flowing through the outlet line 20 is relatively cold, a preheating device 31 (p'i g. 2 and 3) is provided which heats the air. This preheating device 31 includes a combustion chamber 32, which via an annular conduit 33 and annular vortex generator 36 is supplied with compressed air to high pressure compressor us a fourteenth Fuel is injected into this combustion chamber 32 through an opening located between the vortex generators 36. The combustible mixture thus formed is ignited by means not shown and the hot combustion gases flow via four exhaust pipes 37, of which in FIG. 3 only two are shown, into the outlet line 20. Each exhaust line 37 is surrounded by a concentrically arranged cooling air line 38 which is supplied with compressed air from the ring line 33 and an annular chamber 34; this chamber 34 surrounds the combustion chamber 32 and keeps the exhaust pipes 37 relatively cool. Dilution air for cooling the coming from the combustion chamber 32. Combustion gases are supplied from the annular chamber 34 through four nozzles 39 (only two of which are also shown in FIG. 3).

Die aus den Abgasleitungen 37 kommenden heißen Abgase vermischen sich mit dem verhältnismäßig kühlen brennbaren Gemisch an den Rinnen 24 a bis 24 f und 25 a bis 25 f und erwärmen das Gemisch, um die sofortige Zündung des Gemisches zu bewirken.The hot exhaust gases coming from the exhaust pipes 37 mix with the relatively cool combustible mixture at the channels 24 a to 24 f and 25 a to 25 f and heat the mixture to cause the mixture to ignite immediately.

Die Wandungen der Düsen 21 werden gegen die Hitze der abströmenden Verbrennungsgase durch ein Wärmeschild geschützt; dieses Wärmeschild umfaßt eine Vielzahl von im wesentlichen zylindrischen, einander übergreifenden, Elementen 40 (s. F i g. 2). Wo nebeneinanderliegende Elemente 40 einander übergreifen, werden ringförmige Spalte 41 gebildet, durch welche Kühlluft zum Kühlen der Innenfläche der Elemente 40 strömen kann.The walls of the nozzles 21 are protected against the heat of the outflowing combustion gases by a heat shield; this heat shield comprises a plurality of substantially cylindrical, overlapping elements 40 (see FIG. 2). Where adjacent elements 40 overlap one another, annular gaps 41 are formed through which cooling air for cooling the inner surface of the elements 40 can flow.

In den Strahlrohren 17 der Triebwerke 12 .können auch Nachbrenner vorgesehen sein, um den Schub zu vergrößern. Durch Verwenden einer solchen Nachbrenneranlage zusammen mit der Verbrennungsanlage in jeder Auslaßleitung 20 läßt sich der an den Düsen 18 und 21 erhältliche Schub bedeutend vergrößern. Dieser Schub kann bei vertikal stehenden Düsen zum Senkrechtstart und Senkrechtlanden und mit horizontal stehenden Düsen 18, 21 zum schnellen Vorwärtsflug, möglicherweise um Mach = 2, verwendet werden.Afterburners can also be installed in the jet pipes 17 of the engines 12 be provided to increase the thrust. By using such an afterburner system together with the incinerator in each outlet line 20 can be of the Significantly increase the thrust available from nozzles 18 and 21. This thrust can be applied vertically standing nozzles for vertical take-off and vertical landing and with horizontally standing nozzles Nozzles 18, 21 can be used for fast forward flight, possibly around Mach = 2.

Zum Unterschauflug kann die Verbrennungsanlage in den Auslaßleitungen 20 in die Außerbetriebsstellung eingezogen werden, so daß die Druckverluste in den Auslaßleitungen 20 dementsprechend verringert werden.In order to lower the incineration system in the outlet lines 20, it can be pulled into the inoperative position, so that the pressure losses in the outlet lines 20 are correspondingly reduced.

Claims

Claims: 1. Gas turbine jet engine with an outlet duct which is supplied directly from the compressor of the engine for generating thrust with compressed air, and in which a combustion device with combustion stabilization means is arranged, characterized in that the combustion stabilization means are retractable in a manner known per se, for which they two Groups of semicircular grooves (24 a to 24 f, 25 a to 25 n) directed towards the downstream end, which are arranged to be pivotable about a common axis (28) for movement between a working position and a retracted position, and that the radii of curvature of the grooves in these groups are all different, so that in the retracted position all the grooves lie on top of each other like roof tiles and thus offer a relatively low resistance to the air flow.

2. Engine according to claim 1, characterized in that the common axis (28) forms the common diameter of the semicircular grooves (24 a to 24f, 25 a to 25 f) and the semicircular grooves of each group in the working position complement each other in pairs to form full circles .

3. Engine according to the claims 1 and 2, characterized in that the channels (24,25) in a known manner over Fuel channels (30) are fed with fuel and that the fuel over nozzles arranged near the gutters are injected into the compressed air flowing through them will.

4. Engine according to claims 1 to 3, with a high pressure compressor and a low pressure compressor, which the latter supplies compressed air to the thrust nozzle, characterized in that a preheater known per se (31) is provided to heat the compressed air in the outlet channel in such a way that at the injection of fuel into the preheated air starts an instantaneous combustion, and that the preheating device (31) has a combustion chamber (32) in which a fuel-air mixture is burned, and that the chamber (32) is supplied with air from the high-pressure compressor, and that a duct (37) is provided which allows hot combustion gases to flow into the compressed air flowing through the exhaust nozzle (20). Documents considered: German Patent No. 843 043; German Auslegeschriften Nos. 1111029, 1057393; British Patent No. 732,978; U.S. Patent Nos. 2,912,188, 2,857,740, 2798 360, 2768 498.