DE1198131B

DE1198131B - Dual-circuit gas turbine jet engine

Info

Publication number: DE1198131B
Application number: DED43599A
Authority: DE
Inventors: Dipl-Ing Hubert Grieb
Original assignee: Daimler Benz AG
Current assignee: Daimler Benz AG
Priority date: 1964-02-12
Filing date: 1964-02-12
Publication date: 1965-08-05
Also published as: GB1073458A; US3255585A; FR87185E

Description

Zweikreis-Gasturbinenstrahltriebwerk Die Erfindung stellt eine Weiterentwicklung des Gegenstandes des Hauptpatentes 1168 168 dar, das ein Zweikreis-Gasturbinenstrahltriebwerk zum Antrieb von Senkrechtstart- und Kurzstartflugzeugen betrifft, dessen erster Kreis aus einem Basistriebwerk mit einem oder mehreren Luftverdichtern, einer oder mehreren Brennkammern, einer oder mehreren Verdichterantriebsturbinen und einer durch Klappen oder dergleichen Organe gesteuerten Kanalverzweigung besteht, die sich in einem in Triebwerkslängsachse verlaufenden Horizontalschubkanal und einem senkrecht oder annähernd senkrecht zur Triebwerkslängsachse abgekrümmten Hubkanal fortsetzt, in dem die Turbinenschaufeln von senkrecht zur Triebwerkslängsachse angeordneten Gebläserädern laufen, die Außenluft für den zweiten Kreis (Hubkreis) ansaugen und ebenfalls in das Hubkanalsystem fördern, das aus zwei sich gabelnden Kanalzweigen besteht, und zwar aus einem vorderen, erst nach vorn gerichteten und.dann nach unten abgekrümmten Hubkanalzweig, durch den nur Luft des zweiten Triebwerkskreises gefördert wird, und aus einem hinteren, erst nach hinten gerichteten und dann nach unten abgekrümmten Hubkanalzweig, der mit Treibgasen des ersten Triebwerkskreises und gleichzeitig mit Luft des zweiten Triebwerkskreises beschickt wird, wobei der - in Richtung der Hubströmung gesehen - vor den Krümmem liegende Abschnitt des Hubkanalsysteins aus einem um den zentrisch verlaufenden Horizontalschubkanal koaxial angeordneten, an die Kanalverzweigung sich anschließenden Turbinenkanalteil und aus einem den letzteren ummantelnden Luftkanalteil mit einem am Triebwerksumfang liegenden Lufteinlauf besteht, und wobei die Hubgebläseräder radial außen den Luftgebläseschaufelkranz, radial in der Mitte den Turbinenschaufelkranz und radial innen einen strömungsdynamisch unwirksamen, im Horizontalschubkanal laufenden Speichenkranz tragen.Two-circuit gas turbine jet engine The invention represents a further development of the subject matter of the main patent 1168 168 , which relates to a two-circuit gas turbine jet engine for propelling vertical take-off and short take-off aircraft, the first circuit of which consists of a base engine with one or more air compressors, one or more combustion chambers, one or more Compressor drive turbines and a duct branching controlled by flaps or similar organs, which continues in a horizontal thrust duct running in the longitudinal axis of the engine and a lifting duct bent perpendicular or approximately perpendicular to the longitudinal axis of the engine, in which the turbine blades run from the fan wheels arranged perpendicular to the longitudinal axis of the engine, the (Hubkreis) suck in and also promote in the Hubkanalsystem, which consists of two forked canal branches, namely from a front, first directed forward and then down en curved hub duct branch, through which only air from the second engine circuit is conveyed, and from a rear, first rearwardly directed and then downwardly curved hub duct branch, which is fed with propellant gases from the first engine circuit and at the same time with air from the second engine circuit, whereby the - in As seen in the direction of the stroke flow - in front of the bends, the stroke duct system consists of a turbine duct part that is coaxially arranged around the centrically running horizontal thrust duct and adjoins the duct branch, and of an air duct part encasing the latter with an air inlet located on the engine circumference, and the lifting fan wheels radially on the outside Air blower blade ring, carry the turbine blade ring radially in the middle and, radially on the inside, a spoked ring running in the horizontal thrust channel, which is ineffective in terms of flow dynamics.

Die vorliegende Erfindung hat sich neben der Optimierung der Leistungswerte im Horizontalflug vor allem die Aufgabe gestellt, das Gesanittriebwerk so auszubilden und dabei solche Maßnahmen züi treffen, daß eine günstige Treibmittelverteilung während des Senkrecht- und Übergangsfluges zwischen dem vorderen und hinteren Teil des Hubsystems bzw. den vorderen und hinteren Hubdüsen erreicht wird.The present invention has proven itself in addition to optimizing the performance values in level flight, the main task is to train the general engine in this way and take such measures that a favorable propellant distribution during vertical and transitional flight between the front and rear part of the lifting system or the front and rear lifting nozzles is achieved.

Zur Lösung der Aufgabe wird gemäß der Erfindung vorgeschlagen, das Basistriebwerk als Zweikreistriebwerk (mit einem zusätzlichen Frontverdichter oder Heckverdichter oder einem nachgeschalteten Verdichter) auszubilden, dessen außenliegende, kalte Luftströmung während des Hubbetriebes aus dem Strömungskanalsystem des Basistriebwerkes abgeleitet und dabei dem vorderen Teil des Hubsystems zugeführt wird. Solche Triebwerksausbildungen sind an sich bekannt.To solve the problem, it is proposed according to the invention that Basic engine as dual-circuit engine (with an additional front compressor or Rear compressor or a downstream compressor) whose external, cold air flow during the lift operation from the flow channel system of the base engine derived and fed to the front part of the lifting system. Such engine trainings are known per se.

Gemäß dem Hauptgedanken der Erfindung bestehen zunächst die beiden folgenden Möglichkeiten: Entweder die vom Verdichter des zweiten Kreises des Basistriebwerkes in Frontverdichterbauart geförderte, außenliegende, kalte Luftströmung während des Hubbetriebes räumlich getrennt von der vorderen, durch die Gebläsebeschaufelung des vorderen Hubgebläserades erzeugte Hubströmung bis kurz vor die vorderen, gemäß dem Hauptpatent bereits vorhandenen Hubdüsen zu leiten, durch die dann beide Luftströmungen gemeinsam ins Freie austreten, oder aber - wie an sich bekannt - die Frontverdichterluftströmung gänzlich getrennt von der vorderen Hubgebläselaufradströmung bis zu zusätzlichen, vorderen Hubdüsen zu führen.According to the main idea of the invention, there are initially the following two possibilities: Either the external, cold air flow conveyed by the compressor of the second circuit of the base engine in front compressor design, spatially separated during the lifting operation from the front lifting flow generated by the fan blades of the front lifting impeller until just before the front to lead according to the main patent existing lifting nozzles, exiting through the then both air flows together into the open air, or - as is known - to lead the front compressor air flow completely separated from the front Hubgebläselaufradströmung up to an additional, front lifting nozzles.

Im folgenden befaßt sich die Erfindung jedoch nur mit der weiteren Ausgestaltung einer dritten Mög- lichkeit, die vom Verdichter (Frontverdichter oder Heckverdichter oder nachgeschalteten Verdichter) des zweiten Kreises des Basistriebwerkes geförderte, außenliegende, kalte Luftströmung während des Hubbetriebes und des übergangsbetriebes unmittelbar in den vorderen Luftkanalzweig des Hubkanalsystems zu leiten. Dies geschieht nach einem weiteren Merkmal der Erfindung durch eine gesteuerte überströmöffnung, die vom Strömungskanal des Basistriebwerkes im Bereich der Kanalverzweigung, vor dem vorderen Hubgebläselaufrad in den vorderen Hubkanalzweig führt.In the following, however, the invention is only concerned with the further embodiment of a third possibility , the external, cold air flow conveyed by the compressor (front compressor or rear compressor or downstream compressor) of the second circuit of the basic engine during the lift operation and the transitional operation directly into the front To guide air duct branch of the lifting duct system. According to a further feature of the invention, this is done by a controlled overflow opening, which leads from the flow channel of the base engine in the area of the channel branch in front of the front lifting fan impeller into the front lifting channel branch.

Um eine Angleichung der statischen Drücke beider zu mischenden Luftströmungen, des vom Verdichter des zweiten Kreises des Basistriebwerkes erzeugten Luftstromes und des vom vorderen Hubgebläserad geförderten Luftstromes, zu erreichen, wird gemäß der Erfindung ferner vorgeschlagen, vor Vermischung dieser beiden Luftströme den erstgenannten Luftstrom durch eine entsprechende Einrichtung, wie ein Leitgitter, erst zu beschleunigen und dann in den Hubgebläseradluftstrom einzuschleusen.In order to equalize the static pressures of the two air flows to be mixed, of the air flow generated by the compressor of the second circuit of the base engine and the air flow conveyed by the front lifting fan wheel is achieved according to the invention also proposed before mixing these two air streams the the first-mentioned air flow through a corresponding device, such as a guide grille, first to accelerate and then to channel it into the lifting fan wheel air flow.

Weitere Einzelheiten der Erfindung gehen aus der nachfolgenden Zeichnungsbeschreibung hervor.Further details of the invention can be found in the following description of the drawings emerged.

In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel der Erfindung dargestellt. Es zeigt F i g. 1 ein Zweikreistriebwerk im Längsschnitt mit zwei Schubgebläselaufrädem, F i g. 2 einen Ausschnitt aus der F i g. 1, und zwar den Bereich der Kanalverzweigung 14, F i g. 3 einen Schnitt nach der Linie III-III der Fig. 2 und Fig. 4 einen Schnitt nach der Linie IV-IV der F ig. 2.An exemplary embodiment of the invention is shown in the drawing. It shows F i g. 1 shows a dual-circuit engine in longitudinal section with two thrust fan impellers, FIG . 2 shows an excerpt from FIG. 1, namely the area of the channel branch 14, FIG. 3 shows a section along line III-III in FIG. 2 and FIG. 4 shows a section along line IV-IV in FIG. 2.

Das Basistriebwerk ist als Zweikreistriebwerk ausgebildet und weist einen Frontverdichter ll', der durch die Niederdruckturbine 13' angetrieben wird, und einen Hochdruckverdichter 11 auf, der von der Hochdruckturbine 13 angetrieben wird und Luft in die Brennkammern 12 fördert. An Stelle eines Frontverdichters kann auch ein sogenannter Heckverdichter oder ein nachgeschalteter Verdichter, der über eine Welle von einer Arbeitsturbine angetrieben wird, verwendet werden. An die Kanalverzweigung 14 schließt sich einerseits ein Horizontalschubkanal 15 mit einer in ihrem Querschnitt verstellbaren Horizontalschubdüse 16 an. Das gesamte Hubkanalsystem besteht aus einem vorderen Hubkanalzweig K, und einem hinteren Hubkanalzweig K.. An die Kanalverzweigung 14, die gesteuert wird durch eine Klappe 21, schließt sich andererseits ein Turbinenkanalteil K,' an, der von einem Luftkanalteil K," und K," ummantelt wird, die beide in nach unten abgebogenen Krümmem K,... und K,.. münden, an deren Enden schwenkbare Schubdüsen 18 und 19 vorgesehen sind. Die Kanalteile Kj, Kl" und K."' verlaufen also koaxial um den vorderen Abschnitt des Horizontalschubkanals 15. Im hinteren Teil des Horizontalschubkanals 15 kann eine Nachverbrennungseinrichtung 20 eingebaut sein.The base engine is designed as a dual-circuit engine and has a front compressor 11 ', which is driven by the low-pressure turbine 13', and a high-pressure compressor 11, which is driven by the high-pressure turbine 13 and conveys air into the combustion chambers 12. Instead of a front compressor, a so-called rear compressor or a downstream compressor, which is driven by a power turbine via a shaft, can also be used. The channel branch 14 is followed on the one hand by a horizontal thrust channel 15 with a horizontal thrust nozzle 16 whose cross section is adjustable. The entire lifting duct system consists of a front lifting duct branch K and a rear lifting duct branch K .. The duct branch 14, which is controlled by a flap 21, is adjoined on the other hand by a turbine duct part K, 'which is connected by an air duct part K, "and K, "is sheathed, both of which open into downwardly bent bends K, ... and K, .. , at the ends of which pivotable thrust nozzles 18 and 19 are provided. The channel parts Kj, Kl "and K."'thus run coaxially around the front section of the horizontal thrust channel 15. In the rear part of the horizontal thrust channel 15 , an afterburning device 20 can be installed.

Im Maschinengehäuse des Triebwerkes sind zwei Hubgebläselaufräder a und b frei drehbar gelagert. Die Laufräder a und b tragen Turbinenschaufeln 22, die im Treibgaskanalteil K 2 laufen, und Luftgebläseschaufeln 23, die in den Luftkanalteilen K "' und K." rotieren. Außerdem weisen sie aerodyna'nu*sch unwirksam ausgebildete Speichen 24 auf, die im Schubkanal 15 laufen.Two lifting fan impellers a and b are freely rotatable in the machine housing of the engine. The impellers a and b carry turbine blades 22, which run in the propellant gas duct part K 2, and air fan blades 23, which run in the air duct parts K "'and K." rotate. In addition, they have aerodynamically ineffective spokes 24 which run in the thrust channel 15 .

Der Lufteinlauf 25 des Hubgebläsekreises wird gesteuert durch schwenkbare Klappen 26 und ein-und ausschiebbare Luftfanghutzen 27 im unteren Sektor des Triebwerksumfanges. In an sich bekannter Weise verbessern aufblasbare Wülste 29 im Schwebe- und Übergangsflug die aerodynamischen Verhältnisse am Triebwerk bzw. Flugzeug.The air inlet 25 of the lifting fan circuit is controlled by swiveling flaps 26 and air guards 27 which can be pushed in and out in the lower sector of the circumference of the engine. In a manner known per se, inflatable beads 29 improve the aerodynamic conditions on the engine or aircraft in hovering and transitional flight.

Es besteht durchaus die Möglichkeit, im Hubkanal Brennstoffeinspritzvorrichtungen 28 (F i g. 2) zur Schubverstärkung anzuordnen. Das dargestellte Triebwerk arbeitet wie folgt: Im Schwebe- und Übergangsflug, also während des Hubbetriebes, stehen die Umsteuerklappen 21 in der ausgezogen gezeichneten Stellung, d. h. der Horizontalflugkanal 15 ist gesperrt. Die die Verdichterantriebsturbinen 13, 13» verlassenden Treibgase T strömen in das Hubkanalsystern ein; dabei beaufschlagen sie die im Kanalteil K,' laufenden Turbinenschaufeln 22 der Laufräder a und b und durchströmen dann den Krümmer K2 ... , worauf sie das Triebwerk durch die hinteren, schwenkbaren Schubdüsen 19 wieder verlassen. Die Lufteinströmklappen 26 und -hutzen 27 sind im vorbeschriebenen Flugzustand in Offenstellung, so daß Außenluft A einströmen kann, wovon ein Teil von den Gebläseschaufeln 23 des Hubgebläserades b angesaugt, verdichtet und in den Krümmer K."'»' gefördert wird. Der die beiden Schubdüsen 19 verlassende Treibgasstrahl setzt sich daher zusammen aus einer inneren, heißen Strömung aus Turbinengasen T und einem äußeren Mantelstrom aus verdichteter, wesentlich kälterer Luft A'. There is certainly the possibility of arranging fuel injection devices 28 ( FIG. 2) in the lift duct for boosting thrust. The engine shown works as follows: In hovering and transitional flight, i.e. during lifting operation, the reversing flaps 21 are in the drawn-out position, ie. H. the horizontal flight channel 15 is blocked. The propellant gases T leaving the compressor drive turbines 13, 13 ' flow into the lifting duct system; thereby they act on the 'running in the channel member K turbine blades 22 of the wheels A and B and then flow through the manifold K2 ..., whereupon they leave the engine through the rear, pivotable exhaust nozzles 19 again. The Lufteinströmklappen 26 and -hutzen 27 are in the above flight condition in the open position, so that outside air A to flow, a portion of the fan blades 23 of the Hubgebläserades b sucked in, compressed and conveyed into the manifold K. "'"'. The two Propellant gas jet leaving thrust nozzles 19 is therefore composed of an inner, hot flow of turbine gases T and an outer sheath flow of compressed, significantly colder air A '.

Während des Hubbetriebes fördert auch das vordere Hubgebläselaufrad a Luft A" (s. F i g. 2 und 3) in den vorderen Hubkanalzweig KV Gleichzeitig wird die durch den Frontverdichter 11' geförderte, außenliegende Luft B mit Hilfe eines im Bereich der Kanalverzweigung 14 angeordneten Fangringes 40 durch eine öffnung 43 in eine sternförinige (F i g. 4) Umlenkeinrichtung 41 geleitet, der sich ein Beschleunigungsgitter 42 anschließt, in dem der statische Druck der Luftströmung B dem Druck der Luftströmung A" angeglichen wird, welche die Umlenkeinrichtung 41, räumlich getrennt von der Luftstr8-mung B, durchläuft. Hinter der Umlenkeinrichtung 41 und dem Beschleunigungsgitter 42 mischen sich die beiden Luftströmungen A".und B und gelangen durch die vorderen, schwenkbar angeordneten Hubdüsen 18 ins Freie.During the Hubbetriebes also promotes the front Hubgebläselaufrad a air A "(see Fig. F i g. 2 and 3) in the front Hubkanalzweig KV same time, the 'supported by the front compressor 11, external air B with the aid disposed one in the region of the channel junction 14 Catch ring 40 passed through an opening 43 into a star-shaped (FIG . 4) deflection device 41, which is followed by an acceleration grid 42 in which the static pressure of air flow B is matched to the pressure of air flow A ″ , which the deflection device 41, spatially separated from the air flow B, passes through. Behind the deflection device 41 and the acceleration grille 42, the two air flows A ″ and B mix and pass through the front, pivotably arranged lifting nozzles 18 into the open.

Die Schubdüsen 18 und 19 sind in an sich bekannter Weise so ausgebildet und einstellbar, daß die Treibgase A' und T bzw. A" und B senkrecht bis horizontal gerichtet ausströmen können.The thrust nozzles 18 and 19 are designed and adjustable in a manner known per se so that the propellant gases A ' and T or A " and B can flow out vertically to horizontally.

Im Horizontalflug nimmt die Umsteuerklappe 21 die gestrichelt gezeichnete Stellung ein; die Lufteinströmorgane 26 und 27 schließen dabei den Rumpf um die Gondel und damit den Hubkreis nach außen hin ab. Die Treibgase T durchströmen nunmehr ausschließlich den Horizontalschubkanal 15, ohne die Schubgebläselaufräder a und b anzutreiben, da deren Speichen 24 aerodynamisch unwirksam sind.In level flight, the reversing flap 21 assumes the position shown in dashed lines; the air inflow elements 26 and 27 close the fuselage around the nacelle and thus the lifting circle to the outside. The propellant gases T now flow exclusively through the horizontal thrust duct 15 without driving the thrust fan impellers a and b , since their spokes 24 are aerodynamically ineffective.

Claims

Patentansprüche: 1. Zweikreis-Gasturbinenstrahltriebwerk zum Antrieb von Senkrechtstart- und Kurzstartflugzeugen, dessen erster Kreis aus einem Basistriebwerk mit einem oder mehreren Luftverdichtem, einer oder mehreren Brennkammern, einer oder mehreren Verdichterantriebsturbinen und einer durch Klappen oder dergleichen Organe gesteuerten Kanalverzweigung besteht, die sich in einem in Triebwerkslängsachse verlaufenden Horizontalschubkanal und einem senkrecht oder annähernd senkrecht zur Triebwerkslängsachse abgekrümmten Hubkanal fortsetzt, in dem die Turbinenschaufeln von senkrecht zur Triebwerkslängsachse angeordneten Gebläserädem laufen, die Außenluft für den zweiten Kreis (Hubkreis) ansaugen und ebenfalls in das Hubkanalsystem fördern, das a:us zwei sich gabelnden Kanalzweigen besteht, und zwar aus einem vorderen, erst nach vorn gerichteten und dann nach unten abgekrümmten Hubkanalzweig, durch den nur Luft des zweiten Triebwerkskreises gefördert wird, und aus einem hinteren, erst nach hinten gerichteten und dann nach unten abgekrümmten Hubkanalzweig, der mit Treibgasen des ersten Triebwerkskreises und mit Luft des zweiten Triebwerkskreises beschickt wird, wobei der - in Richtung der Hubströmung gesehen - vor den Krümmern liegende Abschnitt des Hubkanalsystems aus einem um den zentrisch verlaufenden Horizontalschubkanal koaxial angeordneten, an die Kanalverzweigung sich anschließenden Turbinenkanalteil und aus einem den letzteren ummantelnden Luftkanalteil mit einem am Triebwerksumfang liegenden Lufteinlauf besteht und wobei die Hubgebläseräder radial außen den Luftgebläseschaufelkranz, radial in der Mitte den Turbinenschaufelkranz und radial innen einen strömungsdynamisch unwirksamen, im Horizontalschubkanal laufenden Speichenkranz tragen, nach Patent 1168168, dadurch gekennzeichnet, daß das Basistriebwerk als Zweikreistriebwerk (mit einem zusätzlichen Frontverdichter (11!) oder Heckverdichter oder einem nachgeschalteten Verdichter) ausgebildet ist, dessen außenliegende, kalte Luftströmung (B) während des Hubbetriebes und des übergangsbetriebes (vom Senkrechtflug zum Horizontalflug) aus dem Strömungskanalsystem des Basistriebwerkes abgeleitet und dabei dem vorderen Teil des Hubsystems zugeführt wird. Claims: 1. Two-circuit gas turbine jet engine for propulsion of vertical take-off and short take-off aircraft, the first circuit of which consists of a base engine with one or more air compressors, one or more combustion chambers, one or more compressor drive turbines and a duct branching controlled by flaps or the like, which is located in a horizontal thrust duct running in the longitudinal axis of the engine and a lift duct curved perpendicular or approximately perpendicular to the longitudinal axis of the engine, in which the turbine blades run from impellers arranged perpendicular to the longitudinal axis of the engine, suck in the outside air for the second circle (lift circle) and also convey it into the lift duct system consists of two bifurcating duct branches, namely a front lift duct branch, first directed forward and then curved downwards, through which only air from the second engine circuit is conveyed, and a rear branch, only nac h rearward facing and then to abgekrümmten below Hubkanalzweig, which is charged with propellant gases of the first engine circuit and with air of the second thruster circuit, wherein the - viewed in the direction of the Hubströmung - lying in front of the manifolds portion of Hubkanalsystems coaxially arranged from a to the centrally running horizontal thrust channel , consists of a turbine duct part adjoining the duct branch and an air duct part encasing the latter with an air inlet located on the engine circumference and wherein the lifting impellers carry the air fan blade ring radially on the outside, the turbine blade ring radially in the middle and a spokes that are ineffective in terms of flow dynamics in the horizontal thrust channel radially on the inside Patent 1168168, characterized in that the base engine is designed as a two-circuit engine (with an additional front compressor (11!) Or rear compressor or a downstream compressor), the outer side of which The main, cold air flow (B) during lift operation and transition operation (from vertical flight to level flight) is derived from the flow channel system of the base engine and fed to the front part of the lift system.

2. Strahltriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die von einem Frontverdichter (1r) des Basistriebwerkes geförderte, äußere, kalte Luftströmung (B) während des Hubbetriebes und des übergangsbetriebes räumlich getrennt von der vorderen, durch die Gebläsebeschaufelung (23) des vorderen Gebläserades (a) erzeugte Luftströmung (A") bis kurz vor die vorderen Hubdüsen (18) geleitet wird, durch die dann beide Luftströmungen (A" und B) gemeinsam austreten oder daß - wie an sich bekannt - die Luftströmung (B) gänzlich räumlich getrennt von der Luftströmung (A") zu zusätzlichen, vorderen Hubdüsen geleitet wird. 3. Strahltriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die vom Verdichter (ll') des zweiten Kreises des Basistriebwerkes geförderte, äußere, kalte Luftströmung (B) während des Hubbetriebes und des übergangsbetriebes im Bereich der Kanalverzweigung (14) vor dem vorderen Hubgebläserad (a) durch eine gesteuerte Überströraöffnung (43) in den vorderen Luftkanalzweig (K1) des Hubkanalsystems geleitet wird. 4. Strahltriebwerk nach Anspruch 1 und 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Druck der vom Verdichter (ll') des zweiten Kreises des Basistriebwerkes geförderten, äußeren, kalten Luftströmung (B) innerhalb des Hubkanalzweiges (K) dem Druck der vom vorderen Hubgebläserad (a) geförderten Luftströmung (A"), noch vor Vermischung mit dieser, angeglichen wird. 5. Strahltriebwerk nach Anspruch 1, 3 und 4, dadurch gekennzeichnet, daß im Bereich der Kanalverzweigung (14) im Strömungskanal des Basistriebwerkes vor dem vorderen Hubgebläserad (a) eine die äußere, kalte Luftströmung (B) von den heißen Turbinengasen (T) trennende Fangeinrichtung (40) und im vorderen Hubkanalzweig (K1) vor dem vorderen Hubgebläserad (a) eine sternförmige Umkehreinrichtung (41) mit nachgeschaltetem Beschleunigungsgitter (42) für die äußere, kalte Luftströmung (B) vorgesehen ist, die hinter dem Gitter (42) mit der vom vorderen Hubgebläserad (a) geförderten Luft (A") vermischt wird, die räumlich getrennt vom Luftstrom (B) die Einrichtungen (41, 42) durchströmt. 6. Strahltriebwerk nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Fangeinrichtung aus einem schräg gegen die Strömung gerichteten, starren Fangring (40) besteht. 7. Strahltriebwerk nach Anspruch 1 und 3 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß die in den Hubkanalzweig (K,) führende überströmöffnung (43) während des Horizontalfluges von der die Kanalverzweigung (14) steuernden Klappe (21) geschlossen wird, die hierbei gleichzeitig den Luftfangring (40) gegen die beiden Strömungen (B und T) abdeckt. 8. Strahltriebwerk nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Umkehreinrichtung (41) so ausgebildet ist, daß bereits in ihr eine Beschleunigung des Luftstromes (B) stattfindet. In Betracht gezogene Druckschriften: Deutsche Auslegeschrift Nr. 1111029; USA.-Patentschrift Nr. 3 068 646; »The Aeroplane«, 98. Bd., Nr. 2521 (12. 2.1960), S.194.2. Jet engine according to claim 1, characterized in that the external, cold air flow (B) promoted by a front compressor (1r) of the base engine is spatially separated from the front by the fan blades (23) of the front fan wheel during the lifting operation and the transitional operation (A) generated air flow (A ") is passed until just before the front lifting nozzles (18) , through which both air flows (A" and B) emerge together or that - as is known per se - the air flow (B) is completely spatially separated of the air flow (A ") is passed to additional, front lifting nozzles. 3. Jet engine according to claim 1, characterized in that the external, cold air flow (B) conveyed by the compressor (ll ') of the second circuit of the base engine during the lifting operation and the transition mode in the area of the duct branch (14) in front of the front lifting fan wheel (a) through a controlled overflow opening (43) in the front air duct branch (K1) of the lifting channel system is conducted. 4. Jet engine according to Claim 1 and 3, characterized in that the pressure of the external, cold air flow (B) within the hub duct branch (K) the pressure of the front hub fan wheel (a ) conveyed air flow (A "), before mixing with it, is adjusted. 5. Jet engine according to claim 1, 3 and 4, characterized in that in the area of the duct branching (14) in the flow duct of the base engine in front of the front lifting fan wheel (a) a catching device (40) separating the outer, cold air flow (B) from the hot turbine gases (T) and in the front lifting duct branch (K1) in front of the front lifting fan wheel (a) a star-shaped reversing device (41) with a downstream acceleration grid (42) for the outer , cold air flow (B) is provided, which is mixed behind the grille (42) with the air (A ") conveyed by the front lifting fan wheel (a), which is spatially separated from the air flow (B) d ie devices (41, 42) flows through. 6. Jet engine according to claim 5, characterized in that the catching device consists of a rigid catch ring (40) directed obliquely against the flow. 7. Jet engine according to claim 1 and 3 to 6, characterized in that the in the Hubkanalzweig (K,) leading overflow opening (43) during horizontal flight of the channel branch (14) controlling flap (21) is closed, which here at the same time Air trap ring (40) covers against the two currents (B and T). 8. Jet engine according to claim 5, characterized in that the reversing device (41) is designed so that an acceleration of the air flow (B) already takes place in it. Documents considered: German Auslegeschrift No. 1111029; . USA. Patent No. 3,068,646; "The Airplane", 98th vol., No. 2521 ( 12.2.1960), p.194.