Moteur à turbine à gaz La présente invention a pour objet un moteur à turbine à gaz comprenant un bâti dans lequel sont montés au moins un compresseur et au moins une turbine d'entraînement de ce compresseur, des cham bres de combustion à volume constant des gaz étant disposées entre le diffuseur de sortie de l'air du com presseur et le distributeur d'entrée des gaz dans la turbine.
Le moteur selon l'invention est caractérisé par le fait que les chambres de combustion sont formées par des alvéoles ménagés dans un rotor entraîné par la turbine, ces chambres s'ouvrant sur une surface de révolution du rotor en regard de laquelle est dis posée une seconde surface de révolution faisant partie d'un corps fixe, cette seconde surface étant percée de lumières dont certaines communiquent avec le diffuseur du compresseur et d'autres avec le distri buteur de la turbine, des dispositifs d'étanchéité à labyrinthes formant joint entre ces deux surfaces de révolution, les moyens d'injection et d'allumage du carburant dans les chambres de combustion étant répartis sur cette seconde surface de révolution fixe,
la répartition desdites lumières dans ladite seconde surface de révolution étant telle qu'au cours du déplacement relatif entre le rotor et le corps fixe, chaque chambre passe successivement par les phases de balayage, de remplissage d'air, d'injection de car burant, de combustion à volume constant et d'éjec tion des gaz brûlés dans le distributeur de la turbine.
Le dessin annexé représente, schématiquement et à titre d'exemple, deux formes d'exécution du moteur selon l'invention.
La fig. 1 est une vue en élévation, avec coupe axiale, de la première forme d'exécution de ce moteur à turbine à gaz.
La fig. 2 est un diagramme montrant les différentes phases du fonctionnement de ce moteur. La fig. 3 est une élévation, avec coupe axiale, de la seconde forme d'exécution de ce moteur.
La fig. 4 est une vue à grande échelle du détail des chambres de combustion.
Ce moteur à turbine à gaz comprend un bâti 1 formé d'une enveloppe tronconique 2 et d'un flasque 3, ces deux pièces 2 et 3 étant maintenues ensemble par des vis 4. Dans ce bâti 1 est monté un rotor 5 solidaire d'un arbre 6, constituant l'arbre de sortie du moteur. Cet arbre est guidé dans des paliers 7 portés par un prolongement 8 du bâti 1. Ce rotor 5 est en forme générale de cloche. A l'intérieur de cette cloche est disposé coaxialement un arbre 9 porté, à l'une de ses extrémités, par un palier 10 faisant partie d'un corps fixe 12 disposé également à l'intérieur de la cloche 5 et solidaire du flasque 3.
Cet arbre 9 est également porté, à son autre extrémité, par un palier 11 soli daire d'une enveloppe 14 réunie par des vis 15 au flasque 3.
Dans la partie centrale, cet arbre 9 porte un groupe formé d'un compresseur centrifuge 16 et d'une turbine centripète 17. L'entrée 18 du compresseur 16 est alimentée en air à partir de canaux 19 aménagés dans le rotor 5. L'embouchure de ces canaux 19 est munie d'un aubage 20 se trouvant en regard d'ouver tures 21 ménagées dans le flasque 3. Au cours du mouvement de rotation du toror 5, cet aubage 20 est destiné à accélérer l'air en direction du compres seur 16 à la façon d'une soufflante d'alimentation.
L'extrémité interne des canaux 19 est disposée en regard de canaux 22 ménagés dans le corps fixe intérieur 12, canaux 22 amenant l'air vers l'entrée 18 du compresseur 16. Le diffuseur 23 de ce compresseur, de même que le distributeur 24 de la turbine sont portés également par le corps fixe 12 et débouchent par leurs lumières respectives sur une surface de révolution 25 entourant ce corps fixe 12. Des alvéo- les 26 sont ménagés dans le rotor 5, ces alvéoles 26 s'ouvrant sur une surface de révolution 27 du rotor disposée en regard de la surface de révolution 25 (voir flg. 4). \Des dispositifs d'étanchéité à labyrin thes 28, respectivement 29, forment joint entre ces deux surfaces de révolution 25 et 27.
Des injecteurs 30 sont disposés dans le flasque 3 pour l'amenée du carburant dans les alvéoles 26 formant les chambres de combustion. Les moyens d'allumage du carburant sont représentés à la fig. 2 par deux bougies à incan descence 31.
A la sortie de la roue de la turbine à gaz 17 est disposé un distributeur 32 guidant le flux de gaz sortant de la turbine à haute pression dans une tur bine à basse pression 33 comprenant deux étages 34, respectivement 35, avec distributeur intermédiaire 36. Cette turbine à basse pression 33 est entourée par l'enveloppe 14 qui est terminée vers le bas par un orifice d'échappement 37. Le groupe compresseur 16 - turbine à haute pression 17 est monté pour tourner librement sur la partie centrale de l'arbre 9, la turbine à haute pression 17 fournissant l'énergie nécessaire à l'entraînement du compresseur 16.
Par contre, l'entraînement du rotor 5 se fait à partir de la turbine à basse pression 33 qui est soli daire de l'arbre 9. L'extrémité gauche de celui-ci porte un pignon 38 engrenant avec des roues 39 tournant sur des axes 40 solidaires du rotor 5. Ces roues 39 engrènent elles-mêmes avec une couronne 41 portée par le corps fixe 12. Ces pièces 38 à 41 consti tuent un mécanisme de démultiplication à train d'en grenages réducteurs épicycloïdaux entre la turbine basse pression 33 et le rotor 5. L'arbre 9 est muni vers l'extérieur d'un prolongement 42 destiné à per mettre la mise en marche du moteur.
Le fonctionnement de ce moteur à turbine à gaz est le suivant: Sa mise en marche se fait en entraînant en rota tion, par exemple à l'aide d'un moteur électrique de démarrage, l'arbre 9 par son prolongement 42. Bien entendu, pour cette opération, l'arbre de sortie 6 est désaccouplé de l'appareil récepteur qu'il doit entraîner. L'entraînement en rotation de l'arbre 9 provoque la mise en mouvement du rotor 5 qui, par la soufflante 20, envoie de l'air dans les chambres de combustion 26 en passant par les canaux 22 et le compresseur 16 à l'état arrêté.
Dès que du carburant a été injecté dans les chambres de combustion 26 par les injecteurs 30 et que le mélange explosif a été allumé par les bougies 31, les gaz brûlés s'échappant après combustion dans le distributeur 24 provoquent l'entraînement de la tur bine haute pression 17. Le compresseur 16 est alors entraîné simultanément et le cycle de fonctionnement normal du moteur s'enclenche. Les gaz de sortie de la turbine haute pression 17 passent par le distribu teur 32 et entraînent à leur tour la turbine basse pression 33 avant de s'échapper par l'orifice 37. La turbine basse pression 33 prend donc à sa charge l'entraînement du rotor 5 en lieu et place du moteur de démarrage accouplé momentanément au prolon gement 42.
Dès que le moteur a atteint son régime de fonctionnement normal, l'arbre de sortie 6 peut être accouplé à l'appareil récepteur.
La répartition des lumières faisant déboucher le diffuseur 23 du compresseur 16 et le distributeur 24 de la turbine 17 dans la surface de révolution 25 est telle qu'au cours du déplacement relatif entre le rotor 5 et le corps fixe 12 portant le diffuseur 23 et le distributeur 24, chaque chambre de combustion 26 passe successivement par les phases de balayage, de remplissage d'air, d'injection de carburant, de com bustion à volume constant et d'éjection des gaz brûlés dans le distributeur 24 de la turbine 17. Le diagramme représenté à la fig. 2 montre clairement la répartition de ces phases du fonctionnement du moteur sur une révolution complète du rotor 5.
Il est à noter que ce diagramme comprend deux moitiés symétriques, étant donné que ce moteur permet un cycle complet de fonctionnement de ses chambres de combustion pendant une demi-révolution des chambres de combus tion 26 autour du corps fixe 12. En effet, les groupes de lumières d'admission et d'échappement, de même que les injecteurs 30 et les bougies d'allumage 31 sont disposés symétriquement à la périphérie de la surface de révolution 25, respectivement sur le flasque 3. Comme la combustion dans les chambres 26 se fait à volume constant pendant la majeure partie de cette phase, le rendement thermique du moteur est élevé, les gaz s'échappant dans le distributeur 24 à grande vitesse et à température élevée à la fin de cette phase de combustion.
La turbine à gaz à haute pression 17 est calculée pour fournir l'énergie nécessaire à l'entraînement du compresseur 16. Tout le surplus d'énergie contenu dans les gaz sortant de la turbine 17 peut donc être utilisé dans la turbine à basse pression 33 dont le nombre d'étages peut être choisi en conséquence. Cette turbine 33 peut donc être construite pour une utilisation maximum de l'énergie contenue dans les gaz d'échappement, énergie utilisée pour l'entraîne ment du rotor 5 et finalement pour l'entraînement de l'arbre de sortie 6.
Cette première forme d'exécution du moteur à turbine à gaz décrite en regard des fig. 1 et 2 pourrait être utilisée pour l'entraînement d'un véhicule terrestre ou marin, ou éventuellement comme moteur fixe. On pourrait toutefois aussi appliquer ce moteur à l'avia tion en utilisant l'arbre de sortie 6 pour l'entraînement d'une hélice.
La seconde forme d'exécution du moteur repré senté à la fig. 3 est destinée plus particulièrement au domaine de l'aviation. Cette seconde forme d'exécu tion présente, comme la première forme d'exécution, les éléments principaux formés d'un bâti 1 dans lequel tourne un rotor 5 porté par un arbre 6. Dans la partie centrale de ce rotor 5 est disposé un corps fixe 12 relié à l'enveloppe 2 du bâti 1 par le flasque 3. Un arbre 9 est disposé coaxialement dans ce corps fixe 12 sur des paliers 10 et 11. Le groupe compresseur 16 et tur bine 17 est rendu solidaire angulairement de cet arbre 9. Les chambres de combustion 26 sont formées égale ment par des alvéoles ménagés dans le rotor 5 en forme de cloche.
Le diffuseur 23, de même que le distributeur 24 sont disposés entre. le groupe compres seur 16 et turbine 17 et l'ensemble des chambres de combustion 26, comme dans la première forme d'exé cution, des injecteurs 30 et bougies d'allumage 31 assurant l'amenée du carburant dans les chambres 26 et l'allumage du mélange combustible.
Dans cette forme d'exécution comme dans la pre mière, l'arbre 9 entraîne le rotor 5 par l'intermédiaire d'un mécanisme de démultiplication formé d'un pi gnon 38, de roues 39 tournant sur des axes 40 et d'une couronne 41 solidaire du corps fixe 12. Ce rotor 5 est également percé des canaux 19 dont l'em bouchure est munie d'un aubage 20 destiné à accé lérer l'air entrant par des ouvertures 21 ménagées dans l'enveloppe 2 du bâti 1. L'air refoulé par la souf flante 20 est envoyé dans les canaux 22 aboutissant à l'entrée 18 du compresseur 16.
Une ogive 43 est placée autour de l'arbre 6 de support du rotor 5. En effet, comme ce moteur est destiné plus particulièrement au domaine de l'avia tion, cette ogive est destinée à profiler de façon aéro dynamique la face amont ou bord d'attaque du moteur. Les ouvertures 21 sont donc disposées à la périphérie de la base de l'ogive 43, ce qui permet d'accroître le rendement de la soufflante 20 au fur et à mesure de l'élévation de vitesse de l'avion muni d'un tel moteur. Ce moteur est donc dépourvu du groupe de turbine à basse pression. En effet, le groupe de turbine à basse pression est remplacé par une tuyère 44 dans laquelle débouchent les gaz sortant de la turbine 17.
Cette tuyère 44 permet d'utiliser par réaction l'énergie contenue dans les gaz d'échappe ment de la turbine 17. La poussée s'exerçant sur le moteur est donc directement produite par l'énergie de ces gaz d'échappement. Dans un tel moteur, la turbine à gaz 17 est donc calculée pour fournir l'énergie nécessaire à l'entraînement du compresseur 16, de même que l'énergie nécessaire à la mise en rotation du rotor 5 entraînant la soufflante 20. La fonctionnement du moteur selon la seconde forme d'exécution est le suivant: La mise en marche de ce moteur peut se faire, comme dans la première forme d'exécution, en entraî nant l'arbre 9 à partir d'un prolongement, non repré senté, de cet arbre.
De préférence, ce prolongement devrait être disposé coaxialement dans l'arbre 6 qui serait prévu creux, le moteur électrique d'entraîne ment pouvant être disposé dans l'ogive 43. Dès que l'arbre 9 est entraîné en rotation, il entraîne simulta nément le compresseur 16 alimentant les chambres de combustion 26 en air. Après que les premières phases de combustion se sont produites dans les cham bres 26, les gaz brûlés, en s'échappant par le distribu teur 24 dans la turbine 17, entraînent celle-ci en rotation.
Après quelques secondes, le remplissage des chambres 26 se faisant de mieux en mieux au fur et à mesure de l'élévation du régime de rotation du groupe compresseur 16 - turbine 17 et rotor 5, le moteur atteint son régime de fonctionnement normal. La poussée exercée par les gaz sortant de la tuyère 44 devient donc de plus en plus forte pour atteindre sa valeur maximum lorsque le régime de rotation normal du groupe compresseur 17 - turbine 17 est atteint.
Un tel moteur permet d'obtenir également un ren dement thermique élevé du fait que la combustion dans les chambres 26 se fait à volume constant pendant la plus grande partie de la phase de combustion; les gaz de combustion atteignent donc des tempéra ture et pression élevées en fin de combustion. L'énergie des gaz à la sortie de la turbine 17 est transformée en poussée constituant le travail utile de ce moteur, utilisé pour la propulsion d'un avion.
De nombreuses variantes d'exécution du moteur représenté au dessin pourraient être imaginées. Ainsi, le compresseur 16 et la turbine 17, au lieu d'être du type centrifuge, respectivement centripète, pourraient être du type axial. Il est à noter encore que la souf flante 20 pourrait être supprimée, notamment dans le cas de la seconde forme d'exécution. Le nombre de phases de combustion qui s'opèrent dans les cham bres 26 au cours d'une révolution complète de cha cune de celles-ci peut varier selon les dimensions du moteur.
Ainsi, pour un moteur de faible diamètre, on pourrait ne prévoir qu'une seule phase de combus tion par révolution, alors que dans un moteur de grandes dimensions, plus de deux phases de combus tion pourraient être prévues, le nombre des dispositifs d'injection 30 et bougies d'allumage 31 étant choisi en conséquence, de même que la position des lumières de sortie du diffuseur 23, respectivement du distribu teur 24. Il est à noter que le moteur selon la fig. 3 est tout particulièrement intéressant pour être appliqué à un avion à décollage vertical, par exemple du type dit coléoptère , ou même à une fusée.
Gas turbine engine The present invention relates to a gas turbine engine comprising a frame in which are mounted at least one compressor and at least one turbine for driving this compressor, combustion chambers with constant gas volume. being arranged between the air outlet diffuser of the compressor and the gas inlet distributor in the turbine.
The engine according to the invention is characterized in that the combustion chambers are formed by cells formed in a rotor driven by the turbine, these chambers opening onto a surface of revolution of the rotor opposite which is arranged a second surface of revolution forming part of a fixed body, this second surface being pierced with lights, some of which communicate with the diffuser of the compressor and others with the distributor of the turbine, labyrinth sealing devices forming a seal between these two surfaces of revolution, the means for injecting and igniting the fuel in the combustion chambers being distributed over this second fixed surface of revolution,
the distribution of said slots in said second surface of revolution being such that during the relative movement between the rotor and the fixed body, each chamber passes successively through the phases of sweeping, filling with air, fuel injection, combustion at constant volume and ejection of the burnt gases in the turbine distributor.
The appended drawing represents, schematically and by way of example, two embodiments of the engine according to the invention.
Fig. 1 is an elevational view, in axial section, of the first embodiment of this gas turbine engine.
Fig. 2 is a diagram showing the different phases of the operation of this engine. Fig. 3 is an elevation, with axial section, of the second embodiment of this engine.
Fig. 4 is a large-scale view of the detail of the combustion chambers.
This gas turbine engine comprises a frame 1 formed of a frustoconical casing 2 and a flange 3, these two parts 2 and 3 being held together by screws 4. In this frame 1 is mounted a rotor 5 integral with a shaft 6, constituting the output shaft of the motor. This shaft is guided in bearings 7 carried by an extension 8 of the frame 1. This rotor 5 is generally bell-shaped. Inside this bell is arranged coaxially a shaft 9 carried, at one of its ends, by a bearing 10 forming part of a fixed body 12 also arranged inside the bell 5 and integral with the flange 3 .
This shaft 9 is also carried, at its other end, by a bearing 11 integral with a casing 14 joined by screws 15 to the flange 3.
In the central part, this shaft 9 carries a group formed by a centrifugal compressor 16 and a centripetal turbine 17. The inlet 18 of the compressor 16 is supplied with air from channels 19 formed in the rotor 5. The the mouth of these channels 19 is provided with a blading 20 located opposite openings 21 formed in the flange 3. During the rotational movement of the toror 5, this blading 20 is intended to accelerate the air in the direction of the flange. compressor 16 in the manner of a supply blower.
The internal end of the channels 19 is arranged opposite channels 22 formed in the internal fixed body 12, channels 22 bringing the air to the inlet 18 of the compressor 16. The diffuser 23 of this compressor, as well as the distributor 24 of the turbine are also carried by the fixed body 12 and open through their respective slots onto a surface of revolution 25 surrounding this fixed body 12. Cells 26 are formed in the rotor 5, these cells 26 opening onto a surface of revolution 27 of the rotor disposed opposite the surface of revolution 25 (see flg. 4). Labyrinth sealing devices 28, respectively 29, form a seal between these two surfaces of revolution 25 and 27.
Injectors 30 are arranged in the flange 3 for supplying the fuel into the cells 26 forming the combustion chambers. The fuel ignition means are shown in FIG. 2 by two incan descence candles 31.
At the outlet of the wheel of the gas turbine 17 is disposed a distributor 32 guiding the flow of gas leaving the high pressure turbine in a low pressure turbine 33 comprising two stages 34, respectively 35, with intermediate distributor 36. This low pressure turbine 33 is surrounded by the casing 14 which is terminated at the bottom by an exhaust port 37. The compressor unit 16 - high pressure turbine 17 is mounted to rotate freely on the central part of the shaft. 9, the high pressure turbine 17 supplying the energy necessary to drive the compressor 16.
On the other hand, the rotor 5 is driven from the low pressure turbine 33 which is integral with the shaft 9. The left end of the latter carries a pinion 38 meshing with wheels 39 rotating on wheels. axes 40 integral with the rotor 5. These wheels 39 mesh themselves with a ring 41 carried by the fixed body 12. These parts 38 to 41 constitute a reduction mechanism with a train of epicyclic reduction gears between the low pressure turbine 33 and the rotor 5. The shaft 9 is provided towards the outside with an extension 42 intended to allow the starting of the engine.
The operation of this gas turbine engine is as follows: It is started up by rotating, for example using an electric starting motor, the shaft 9 by its extension 42. Of course. , for this operation, the output shaft 6 is uncoupled from the receiving device that it is to drive. The drive in rotation of the shaft 9 causes the setting in motion of the rotor 5 which, by the blower 20, sends air into the combustion chambers 26 passing through the channels 22 and the compressor 16 in the state stopped.
As soon as fuel has been injected into the combustion chambers 26 by the injectors 30 and the explosive mixture has been ignited by the spark plugs 31, the burnt gases escaping after combustion in the distributor 24 cause the turbine to be driven. high pressure 17. The compressor 16 is then driven simultaneously and the normal operating cycle of the engine is initiated. The outlet gases from the high pressure turbine 17 pass through the distributor 32 and in turn drive the low pressure turbine 33 before escaping through the orifice 37. The low pressure turbine 33 therefore takes over the drive. rotor 5 instead of the starter motor momentarily coupled to extension 42.
As soon as the engine has reached its normal operating speed, the output shaft 6 can be coupled to the receiving device.
The distribution of the openings causing the diffuser 23 of the compressor 16 and the distributor 24 of the turbine 17 to emerge in the surface of revolution 25 is such that during the relative movement between the rotor 5 and the fixed body 12 carrying the diffuser 23 and the distributor 24, each combustion chamber 26 passes successively through the phases of sweeping, air filling, fuel injection, constant volume combustion and ejection of the burnt gases in distributor 24 of turbine 17. The diagram shown in fig. 2 clearly shows the distribution of these phases of engine operation over a complete revolution of rotor 5.
It should be noted that this diagram comprises two symmetrical halves, given that this engine allows a complete operating cycle of its combustion chambers during a half-revolution of the combustion chambers 26 around the fixed body 12. In fact, the groups intake and exhaust ports, as well as the injectors 30 and the spark plugs 31 are arranged symmetrically at the periphery of the surface of revolution 25, respectively on the flange 3. As the combustion in the chambers 26 takes place. done at constant volume during most of this phase, the thermal efficiency of the engine is high, the gases escaping into the distributor 24 at high speed and at high temperature at the end of this combustion phase.
The high pressure gas turbine 17 is calculated to provide the energy necessary to drive the compressor 16. All the surplus energy contained in the gases leaving the turbine 17 can therefore be used in the low pressure turbine 33. whose number of floors can be chosen accordingly. This turbine 33 can therefore be constructed for maximum use of the energy contained in the exhaust gases, energy used for driving the rotor 5 and finally for driving the output shaft 6.
This first embodiment of the gas turbine engine described with reference to FIGS. 1 and 2 could be used for driving a land or sea vehicle, or possibly as a stationary engine. However, this engine could also be applied to aviation by using the output shaft 6 for driving a propeller.
The second embodiment of the engine shown in FIG. 3 is intended more particularly for the field of aviation. This second embodiment has, like the first embodiment, the main elements formed of a frame 1 in which rotates a rotor 5 carried by a shaft 6. In the central part of this rotor 5 is arranged a body fixed 12 connected to the casing 2 of the frame 1 by the flange 3. A shaft 9 is arranged coaxially in this fixed body 12 on bearings 10 and 11. The compressor unit 16 and turbine 17 is made angularly integral with this shaft 9 The combustion chambers 26 are also formed by cells formed in the bell-shaped rotor 5.
The diffuser 23, as well as the distributor 24 are arranged between. the compressor 16 and turbine 17 group and all of the combustion chambers 26, as in the first embodiment, injectors 30 and spark plugs 31 ensuring the supply of fuel to the chambers 26 and the ignition of the combustible mixture.
In this embodiment as in the first, the shaft 9 drives the rotor 5 by means of a reduction mechanism formed of a pin 38, wheels 39 rotating on axes 40 and a crown 41 integral with the fixed body 12. This rotor 5 is also pierced with channels 19, the mouth of which is provided with a blading 20 intended to accelerate the air entering through openings 21 formed in the casing 2 of the frame 1 The air delivered by the blower 20 is sent into the channels 22 leading to the inlet 18 of the compressor 16.
An ogive 43 is placed around the support shaft 6 of the rotor 5. In fact, as this engine is intended more particularly for the field of aviation, this ogive is intended to aerodynamically profile the upstream face or edge. engine attack. The openings 21 are therefore arranged at the periphery of the base of the ogive 43, which makes it possible to increase the efficiency of the fan 20 as the speed of the aircraft fitted with such increases increases. engine. This engine therefore does not have the low pressure turbine unit. In fact, the low pressure turbine unit is replaced by a nozzle 44 into which the gases leaving the turbine 17 open.
This nozzle 44 makes it possible to use by reaction the energy contained in the exhaust gases of the turbine 17. The thrust exerted on the engine is therefore directly produced by the energy of these exhaust gases. In such an engine, the gas turbine 17 is therefore calculated to supply the energy necessary for driving the compressor 16, as well as the energy necessary for setting the rotor 5 driving the fan 20 into rotation. motor according to the second embodiment is as follows: This motor can be started up, as in the first embodiment, by driving the shaft 9 from an extension, not shown, of this tree.
Preferably, this extension should be arranged coaxially in the shaft 6 which would be provided hollow, the electric drive motor possibly being arranged in the ogive 43. As soon as the shaft 9 is rotated, it simultaneously drives the compressor 16 supplying the combustion chambers 26 with air. After the first phases of combustion have taken place in the chambers 26, the burnt gases, escaping through the distributor 24 into the turbine 17, cause the latter to rotate.
After a few seconds, the filling of the chambers 26 becoming better and better as the speed of rotation of the compressor unit 16 - turbine 17 and rotor 5 increases, the engine reaches its normal operating speed. The thrust exerted by the gases leaving the nozzle 44 therefore becomes stronger and stronger to reach its maximum value when the normal speed of rotation of the compressor unit 17 - turbine 17 is reached.
Such an engine also makes it possible to obtain a high thermal efficiency owing to the fact that the combustion in the chambers 26 takes place at constant volume during the greater part of the combustion phase; the combustion gases therefore reach high temperature and pressure at the end of combustion. The energy of the gases at the outlet of the turbine 17 is transformed into thrust constituting the useful work of this engine, used for the propulsion of an airplane.
Many variant embodiments of the engine shown in the drawing could be imagined. Thus, the compressor 16 and the turbine 17, instead of being of the centrifugal type, respectively centripetal, could be of the axial type. It should also be noted that the blower 20 could be omitted, in particular in the case of the second embodiment. The number of combustion phases which take place in the chambers 26 during a complete revolution of each of these may vary according to the dimensions of the engine.
Thus, for an engine of small diameter, one could provide only one combustion phase per revolution, while in a large engine, more than two combustion phases could be provided, the number of combustion devices. injection 30 and spark plugs 31 being chosen accordingly, as well as the position of the outlet ports of the diffuser 23, respectively of the distributor 24. It should be noted that the engine according to FIG. 3 is very particularly advantageous for being applied to an airplane with vertical take-off, for example of the type called beetle, or even to a rocket.