CN107407207B - 具有同轴压缩机和偏移涡轮机部段的复合发动机组件 - Google Patents

Abstract

复合发动机组件具有：发动机核心，包括与发动机轴驱动接合的至少一个内燃发动机；压缩机，具有与发动机核心的入口流体连通的出口并且包括绕与发动机轴同轴的轴线可旋转的至少一个转子，所述发动机轴与压缩机转子驱动接合；以及涡轮机部段，具有与发动机核心的出口流体连通的入口并且包括接合在可旋转涡轮机轴上的至少一个转子，所述涡轮机轴配置为与发动机轴复合功率。涡轮机和发动机轴彼此平行并且彼此径向偏移，并且涡轮机轴和压缩机转子的轴线彼此平行并且彼此径向偏移。还讨论了驱动飞行器的可旋转负载的方法。

Description

具有同轴压缩机和偏移涡轮机部段的复合发动机组件

相关申请的交叉引用

本申请要求于2015年7月23日提交的美国申请No.14/806,880以及于2015年2月20日提交的美国临时申请No.62/118,891的优先权，其整体内容通过引用并入本文。

技术领域

本申请大体涉及复合发动机组件，并且更具体地涉及在飞行器中使用的增压或涡轮增压复合发动机组件。

背景技术

包括用作增压器或涡轮增压器的压缩机的复合发动机组件可以限定体积相对大的组件，其可能难以装配进现有的飞行器机舱，因此产生了对于将其适用于飞行器应用的一些困难。

发明内容

在一个方面，提供复合发动机组件，包括：发动机核心，包括与发动机轴驱动接合的至少一个内燃发动机；压缩机，具有与发动机核心的入口流体连通的出口，所述压缩机包括绕与发动机轴同轴的旋转轴线可旋转的至少一个压缩机转子，所述发动机轴与压缩机转子驱动接合；以及涡轮机部段，具有与发动机核心的出口流体连通的入口，所述涡轮机部段包括接合在可旋转的涡轮机轴上的至少一个涡轮机转子，所述涡轮机轴配置为与发动机轴复合功率，涡轮机和发动机轴彼此平行并且彼此径向偏移，涡轮机轴和压缩机转子的旋转轴线彼此平行并且彼此径向偏移。

在另一方面，提供复合发动机组件，包括：发动机核心，包括与发动机轴驱动接合的至少一个内燃发动机；压缩机，具有与发动机核心的入口流体连通的出口，所述压缩机包括接合在可旋转的压缩机轴上的至少一个压缩机转子，所述发动机轴与压缩机轴同轴地延伸并且与其驱动接合；以及具有可旋转的涡轮机轴的涡轮机部段，所述涡轮机轴配置为与发动机轴复合功率，第一级涡轮机具有接合至涡轮机轴的至少一个第一级涡轮机转子和与发动机核心的出口流体连通的入口，并且第二级涡轮机具有接合至涡轮机轴的至少一个第二级涡轮机转子和与第一级涡轮机的出口流体连通的入口，所述涡轮机和发动机轴彼此平行并且不同轴，所述涡轮机和压缩机轴彼此平行并且不同轴。

在另外的方面，提供驱动飞行器的可旋转负载的方法，所述方法包括：将压缩空气从压缩机的出口引导至复合发动机组件的至少一个内燃发动机的入口；通过所述至少一个燃烧发动机驱动发动机轴的旋转；通过将所述至少一个内燃发动机的排气循环到接合在涡轮机轴上的至少一个涡轮机转子来驱动复合发动机组件的涡轮机部段的涡轮机轴的旋转；以及将来自发动机轴和涡轮机轴的功率复合以便驱动可旋转负载，所述发动机轴和涡轮机轴彼此平行延伸并且彼此径向偏移。

附图说明

现在参考附图，其中：

图1是根据特定实施例的复合发动机组件的示意图；

图2是根据特定实施例的可在诸如图1中所示的复合发动机组件中使用的汪克尔（Wankel）发动机的横截面视图；

图3是根据特定实施例的图1的复合发动机组件的示意性三维视图；

图4是根据特定实施例的图3的复合发动机组件的机舱安装设施的示意性横截面视图；

图5是根据特定实施例的图4的复合发动机组件的进气组件的示意性三维视图；

图6A是图5的进气组件的部分的示意性侧视横截面视图；

图6B是图6A的进气组件的部分的放大示意性侧视横截面视图；以及

图7是根据特定实施例的图5的进气组件的入口唇部的示意性三维视图。

具体实施方式

本文描述的是复合发动机组件10和其用于螺旋桨飞机的安装设施。在示出的实施例中，复合发动机组件10包括液体冷却的重燃料多转子旋转发动机核心12和用作排气能量回收系统的涡轮机部段18。如以下将描述的，用于发动机核心12的其它配置也是可能的。

参考图1，发动机核心12具有发动机轴16，所述发动机轴16由（多个）旋转发动机驱动并且驱动可旋转负载，其在此示出为螺旋桨8。应理解，复合发动机组件10可以替代地配置为驱动任何其它合适类型的负载，包括但不限于，一个或更多个发电机、驱动轴、附件、转子桅杆（rotor mast）、压缩机、或任何其它合适类型的负载或其组合。复合发动机组件10进一步包括压缩机14，并且涡轮机部段18与发动机核心12复合功率。

发动机核心12可包括驱动地接合到轴16的2、3、4或更多的旋转发动机。在另一个实施例中，发动机核心12包括单个旋转发动机。每个旋转发动机具有密封地接合在相应壳体中的转子，其中每个旋转发动机具有近似恒定体积燃烧阶段，用于高的循环效率。（多个）旋转发动机可以是（多个）汪克尔发动机。参考图2，示出了汪克尔发动机的示例性实施例。每个汪克尔发动机包括限定内部腔的壳体32，所述内部腔具有限定两个凸起部（lobe）的轮廓，其优选地是外旋轮线（epitrochoid）。转子34被接收在内部腔内。转子限定三个周向间隔的顶部（apex）部分36，以及具有向外成弓形的侧部的大体三角形的轮廓。顶部部分36与壳体32的外周壁38的内表面密封接合，以便形成转子34和壳体32之间的三个工作腔室40。

转子34接合至轴16的偏心部分42，以便在内部腔内执行公转（orbitalrevolution）。轴16执行用于转子34的每个公转的三个旋转。转子34的几何轴线44从壳体32的轴线46偏移并且与之平行。在每个公转期间，每个腔室40的体积变化，并且绕内部腔移动，以便经历进气、压缩、膨胀和排气四个阶段。

进气端口48被设置通过外周壁38，用于依次允许压缩空气进入每个工作腔室40。排气端口50也被设置通过外周壁38，用于依次将排气气体从每个工作腔室40排放。用于电热塞（glow plug）、火花塞或其它点火元件以及用于一个或更多个燃料喷射器（未示出）的通道52也被设置通过外周壁38。替代地，进气端口48、排气端口50和/或通道52可以被设置通过壳体的端部或侧壁54；和/或，点火元件和先导燃料喷射器可以与限定在壳体32中并且与内部腔连通的先导子腔室（未示出）连通，用于提供先导喷射。先导子腔室可以例如被限定在接收在外周壁38中的插入件（未示出）中。

在特定实施例中，燃料喷射器是公共轨道燃料喷射器，并且与重燃料（例如，柴油、煤油（航空燃料）、等效生物燃料）的源连通，并且将重燃料传送到（多个）发动机中，使得燃烧腔室被分层，其中在点火源附近是富燃料-空气混合物并且在其它地方是更贫瘠的混合物。

为了有效地操作，工作腔室40被密封，例如通过从转子34延伸以便接合外周壁38的弹簧加载的顶部密封件56，并且通过从转子34延伸以便接合端部壁54的弹簧加载面或气体密封件58和端部或角部密封件60。转子34还包括至少一个弹簧加载的油密封环62，其围绕用于在轴偏心部分42上的转子34的轴承抵靠端部壁54偏压。

每个汪克尔发动机提供形式为相对长的排气脉冲的排气流；例如，在特定实施例中，每个汪克尔发动机每次轴的360°旋转具有一次爆炸，其中排气端口对于该旋转的约270°保持打开，因此提供约75%的脉冲占空比。与此相对比，往复式4冲程活塞发动机的活塞通常每次轴的720°旋转具有一次爆炸，其中排气端口对于该旋转的约180°保持打开，因此提供25%的脉冲占空比。

在可以特别地但非专有地适合于低海拔的特定实施例中，每个汪克尔发动机具有从5至9的体积膨胀比，并且遵循米勒循环（Miller cycle）操作，具有比体积膨胀比更低的体积压缩比，例如通过将进气端口定位成与体积压缩和膨胀比相等或类似的发动机相比更靠近顶死点（TDC，top dead center）。替代地，每个汪克尔发动机以类似或相同的体积压缩和膨胀比来操作。

应理解，其它配置对于发动机核心12来说是可能的。发动机核心12的（多个）发动机的配置，例如，端口的放置、密封件的数量和放置等，可以与示出的实施例不同。另外，应理解，发动机核心12的每个发动机可以是任何其它类型的内燃发动机，包括但不限于任何其它类型的旋转发动机，以及任何其它类型的非旋转内燃发动机，诸如往复式发动机。

重新参考图1，旋转发动机核心12通过压缩机14增压，所述压缩机14与发动机核心一致地安装，即（多个）压缩机转子14a与发动机轴16同轴地旋转。在示出的实施例中，（多个）压缩机转子14a接合在压缩机轴15上，并且发动机轴16通过增速齿轮箱（step-upgearbox）20与压缩机轴15驱动接合。在特定实施例中，齿轮箱20包括行星齿轮系统。在特定实施例中，压缩机轴15包括恒星齿轮（sun gear）20s，所述恒星齿轮20s驱动地接合至安装承载部的行星齿轮20p，所述行星齿轮20p驱动地接合至固定环形齿轮20r。旋转的承载组件连接至发动机轴16，例如通过花键连接。在特定实施例中，齿轮箱20内的行星齿轮系统元件（恒星齿轮、行星齿轮和环形齿轮）被配置为限定压缩机轴15和发动机核心轴16之间的约7：1的速度比。应理解，可以替代地使用用于齿轮箱20的任何其它合适的配置和/或速度比。

在示出的实施例中并且特别参考图1，压缩机14是具有单个转子14a的离心压缩机。其它配置是替代可能的。压缩机14可以是单级装置或多级装置，并且可包括具有径向、轴向或混合流动动叶（blade）的一个或更多个转子。

压缩机14的出口与发动机核心12的入口流体连通，其与发动机核心12的每个发动机的入口对应或连通。因此，空气进入压缩机14并且被压缩和循环至发动机核心12的入口。在特定实施例中，压缩机14包括可变入口导叶22，空气在到达（多个）压缩机转子14a前循环通过所述可变入口导叶22。

发动机核心12从压缩机14接收加压空气，并且在高压力下燃烧燃料以提供能量。由发动机核心12产生的机械功率驱动螺旋桨8。

发动机核心12的每个发动机提供排气流，所述排气流的形式为以高峰值速度离开的高压热气体的排气脉冲。发动机核心12的出口（即发动机核心12的每个发动机的出口）与涡轮机部段18的入口流体连通，并且因此来自发动机核心12的排气流被供应至涡轮机部段18。

涡轮机部段18包括接合在涡轮机轴19上的至少一个转子。通过涡轮机部段18回收的机械能量与发动机轴16的机械能量复合，以便驱动螺旋桨8。涡轮机轴19通过减速齿轮箱24（例如通过具有惰齿轮的偏移齿轮传动系）机械链接至发动机轴16，并且与发动机轴16驱动接合。在特定实施例中，减速齿轮箱24（例如偏移齿轮传动系）的元件配置为限定涡轮机轴19和发动机轴16之间的大约5：1的减速比。发动机轴16还通过相同的减速齿轮箱24机械链接至螺旋桨8，并且与螺旋桨8驱动接合。在特定实施例中，减速齿轮箱24包括两个齿轮传动系分支：机械链接涡轮机轴19和发动机轴16的复合分支24c，以及机械链接发动机轴16和螺旋桨8的下游行星分支24p。在另一实施例中，涡轮机轴19和发动机轴16可以通过不同的齿轮箱接合至螺旋桨8，或者涡轮机轴19可以与发动机轴16和螺旋桨8之间的接合分离地接合至发动机轴16。在特定实施例中，涡轮机轴19接合至压缩机齿轮箱20。

如可在图1和3中看到的，涡轮机轴19平行于发动机轴16和压缩机轴15并且从发动机轴16和压缩机轴15径向偏移（即不同轴）。（多个）压缩机转子14a和发动机轴16因此绕公共轴线（压缩机和发动机轴15、16的中心轴线）可旋转，所述公共轴线平行于（多个）涡轮机转子26a、28a的旋转的轴线（涡轮机轴19的中心轴线）并且从其径向偏移。在特定实施例中，涡轮机部段18的偏移配置允许涡轮机部段18被封装在与发动机核心12和压缩机14的壳分离的壳中，使得涡轮机部段18是模块化的并且能够从复合发动机组件10的剩余部分移除（例如翼上（on-wing）可移除）。

特别参考图1，涡轮机部段18可包括一个或更多个涡轮机级。在特定实施例中，涡轮机部段18包括接收来自发动机核心12的排气的第一级涡轮机26，以及接收来自第一级涡轮机26的排气的第二级涡轮机28。第一级涡轮机26被配置为速度式涡轮机（velocityturbine），还已知为冲动式涡轮机（impulse turbine），并且回收核心排气气体的动能，同时产生至发动机核心12的排气的最小的背压或者没有背压。第二级涡轮机28配置为压力式涡轮机（pressure turbine），还已知为反动式涡轮机（reaction turbine），并且完成来自排气气体的可用的机械能量的回收。每个涡轮机26、28可以是具有一个或更多个转子的离心或轴向装置，所述一个或更多个转子具有径向、轴向或混合流动动叶。在另一实施例中，涡轮机部段18可包括单个涡轮机，配置为冲动式涡轮机或压力式涡轮机。

纯冲动式涡轮机通过改变流的方向而不加速转子内侧的流来工作；流体被偏转而没有跨越转子动叶的明显的压力降。纯冲动式涡轮机的动叶被设计成使得在垂直于流动方向的横向平面中，动叶之间限定的面积在动叶的前缘处和在动叶的后缘处是相同的：涡轮机的流动面积是恒定的，并且动叶通常绕旋转盘的平面是对称的。纯冲动式涡轮机的做的功仅是由于通过涡轮机动叶的流的方向的改变。典型的纯冲动式涡轮机包括蒸汽和液压涡轮机。

与此相反，反动式涡轮机加速转子内侧的流，但是需要跨越转子的静压力降以使得能够加速该流。反动式涡轮机的动叶被设计成使得在垂直于流动方向的横向平面中，动叶之间限定的面积在动叶的前缘处比在动叶的后缘处更大：涡轮机的流动面积沿流动方向减小，并且动叶通常绕旋转盘的平面不是对称的。纯反动式涡轮机的做的功主要是由于通过涡轮机动叶的流的加速。

大多数航空涡轮机不是“纯冲动式”或“纯反动式”，而是遵循这两个相反但是互补的原则的混合而操作——即，存在跨越动叶的压力降，涡轮机动叶的流动面积沿流动方向存在一些减小，并且涡轮机的旋转的速度是由于流的方向改变和加速二者。涡轮机的反动度（degree of reaction）可以使用基于温度的反动比（等式1）或基于压力的反动比（等式2）来确定，其对于相同的涡轮机通常在数值上是彼此接近的：

其中，T是温度且P是压力，s指静端口，并且数字指温度或压力的测量位置：0用于涡轮机静叶（静子）的入口，3用于涡轮机动叶（转子）的入口，并且5用于涡轮机动叶（转子）的出口；并且其中纯冲动式涡轮机可具有0（0%）的比值，并且纯反动式涡轮机可具有1（100%）的比值。

在特定实施例中，第一级涡轮机26配置为利用离开发动机核心12的脉冲流（pulsating flow）的动能，同时使流稳定，并且第二级涡轮机28配置为从流中的剩余压力提取能量，同时使流膨胀。因此，第一级涡轮机26具有比第二级涡轮机28的反动比更小的反动比。

在特定实施例中，第二级涡轮机28具有高于0.25的反动比；在另一特定实施例中，第二级涡轮机28具有高于0.3的反动比；在另一特定实施例中，第二级涡轮机28具有约0.5的反动比；在另一特定实施例中，第二级涡轮机28具有高于0.5的反动比。

在特定实施例中，第一级涡轮机26具有最多0.2的反动比；在另一特定实施例中，第一级涡轮机26具有最多0.15的反动比；在另一特定实施例中，第一级涡轮机26具有最多0.1的反动比；在另一特定实施例中，第一级涡轮机26具有最多0.05的反动比。

应理解，用于第二级涡轮机28的任何合适的反动比（包括但不限于，上述反动比中的任何一个）可以与用于第一级涡轮机26（包括但不限于，上述反动比中的任何一个）的任何合适的反动比组合，并且这些值可以对应于基于压力或基于温度的比值。其它值也是可能的。例如，在特定实施例中，所述两个涡轮机26、28可以具有相同或类似的反动比；在另一实施例中，第一级涡轮机26具有比第二级涡轮机28的反动比更高的反动比。涡轮机26、28二者可以配置为冲动式涡轮机，或者涡轮机26、28二者可以配置为压力式涡轮机。

在发动机核心12包括各自通过米勒循环（Miller cycle）操作的一个或更多个旋转发动机的实施例中，压缩机压力比和涡轮机部段压力比可以比其中发动机核心包括具有相似或相等的体积压缩和膨胀比的一个或更多个旋转发动机的类似的发动机组件更高。涡轮机部段中的更高的压力比可以由适合于接受更高压力比的附加的（多个）轴向涡轮机级、附加的径向涡轮机、和/或轴向和径向涡轮机的组合来提供。

参考图4，示出了根据特定实施例的复合发动机组件10的机舱安装设施。所述安装设施包括进气组件66，其特征为用于发动机组件（通过压缩机14）以及油和冷却剂换热器72、74的公共入口68和空气管路70。空气管路70从入口68延伸至相对的出口76。空气管路70的入口68和出口76与在组件10外侧的或者围绕组件10的环境空气（例如在接收组件的机舱外侧的环境空气）连通。在示出的实施例中，环境空气通过空气管路70的入口68穿入复合发动机组件10——空气管路70的入口68因此将机舱入口（即组件10的入口）限定为整体。

可以看到，换热器72、74延伸跨越空气管路70，使得通过空气管路70的空气流循环通过换热器72、74。在示出的实施例中，换热器72、74包括油换热器72，其接收来自发动机组件油系统的油并将其与空气流成换热关系地循环，从而冷却油；以及冷却剂换热器74，其接收来自发动机核心12的冷却剂（例如水、油或其它液体冷却剂）并将其与空气流成换热关系地循环，从而冷却冷却剂。尽管示出了两个换热器72、74，应理解，在空气管路70中可以替代地设置单个换热器或者多于两个换热器。所述两个换热器72、74示出为平行放置，使得空气流的部分分离地循环通过每个换热器。替代地，换热器72、74可以被串联放置在空气管路70中，使得空气流的相同部分循环通过换热器中的一个，然后循环通过换热器中的另一个，尽管这样的配置可以使得使用更大的换热器成为必要。还应理解，管路70内的换热器72、74的角度可以与示出的不同。在特定实施例中，考虑到管路70内可用的空间，换热器72、74相对于管路70内的空气流的角度被选择为获得换热器的有效性和压力损失之间的期望的平衡。

进气组件66包括进气气室（plenum）78，其配置用于连接至压缩机14的入口并且与其流体连通。在示出的实施例中并且如可在图5中更清楚地看到的，进气气室78是环形的。其它配置是可能的。

参考图4、5和6A，进气组件66包括提供空气管路70和进气气室78之间的流体连通的第一和第二进气管路80、82。第一进气管路80在换热器72、74上游连接至空气管路70，使得空气管路70在换热器72、74上游的部分限定空气的第一来源。第二进气管路82在换热器72、74下游连接至空气管路70，使得空气管路70在换热器72、74下游的部分限定比第一来源更暖的空气的第二来源。在示出的实施例中并且如可在图4中更清楚地看到的，空气管路70配置为限定换热器72、74上游的扩压器（diffuser），从而在换热器72、74的入口处将流减速成低速度的流。第一进气管路80连接在扩压器中；在特定实施例中，第一进气管路80在空气速度处于最小值的位置连接至空气管路70。这样的配置可允许最小化压力损失。

参考图6A-6B，在特定实施例中，进气管路80、82通过包含空气过滤器86的发动机进气部84与进气气室78流体连通。空气过滤器旁路阀88设置在发动机进气部84中，以便在偶然的（inadvertent）空气过滤器堵塞的情况下允许空气流至围绕空气过滤器86的进气气室78。在特定实施例中，空气过滤器旁路阀86是弹簧加载的压差操作阀。

进气组件66进一步包括选择阀90，其定位在空气过滤器86上游并且允许选择用于将空气从空气管路70循环至进气气室78的进气管路80、82。选择阀90因此可在如下两种配置之间配置，一种是其中进气气室78和空气管路70之间的通过第一进气管路80的流体连通被允许的配置，另一种是其中进气气室78和空气管路70之间的通过第一进气管路80的流体连通被阻止的配置。

在图4中示出的特定实施例中，选择阀90仅动作以选择性地堵塞或阻止通过第一进气管路80（即在换热器72、74上游连接至空气管路70的进气管路）的连通。在两种配置中，通过第二进气管路82的连通保持打开。

在图6A和6B中示出的特定实施例中，选择阀90设置在所述两个进气管路80、82之间的接头处，并且动作以选择性地堵塞或阻止通过两个进气管路80、82的连通。因此，在图6A中示出的配置中，选择阀90允许空气管路70和进气气室78之间的通过第一进气管路80的流体连通，而阻止空气管路70和进气气室78之间的通过第二进气管路82的流体连通；并且在图6B中示出的配置中，选择阀90阻止空气管路70和进气气室78之间的通过第一进气管路80的流体连通，而允许空气管路70和进气气室78之间的通过第二进气管路82的流体连通。在示出的实施例中，选择阀90包括在所述两个配置之间可枢转的翻片（flap），并且通过堵塞所述进气管路80、82和进气气室78之间的连通来堵塞通过进气管路80、82中的一个或另一个的连通。其它类型的阀90和/或阀位置也是可能的。

选择阀90因此允许基于发动机组件10的操作条件来选择更冷的空气（第一进气管路80，选取换热器72、74上游的空气）或更暖的空气（第二进气管路82，选取换热器72、74下游的空气）来馈送压缩机14和发动机组件10。例如，在结冰条件下，可以通过堵塞通过第一管路80的流体连通来选择通过第二管路82的流体连通，使得来自换热器72、74下游的所述更暖的空气被用于馈送压缩机14，从而提供用于发动机进气部84、空气过滤器86、进气气室78和具有固定和可变几何形状的压缩机入口的除冰能力；并且在非结冰飞行条件下，可以选择通过第一管路80的流体连通，使得更冷的空气被用于馈送压缩机14，以提供更好的发动机性能（与更热的空气相比）。

另外，选择通过第二进气管路84的流以便提取换热器72、74下游的发动机空气可以被用于生成通过换热器72、74的空气流。例如，对于处于地面怠速（ground idle）的涡轮螺旋桨发动机，没有入口冲压力（ram pressure）来强迫空气通过空气管路70和换热器72、74，并且螺旋桨压力升高可能不足以吸引足够的空气以便提供换热器72、74中的充分的冷却；类似的条件可以在地面上的滑行操作（taxi operation）（发动机处于低功率）中发生。提取换热器72、74下游的发动机空气产生将空气拉动通过换热器72、74的“吸取”效应，其在特定实施例中可以允许充分的冷却而不需要风扇或鼓风机来提供必需的空气循环。泄压阀75能够可选地设置在压缩机14的下游和发动机核心12的上游（即在压缩机出口和发动机核心入口的流体连通中），并且在怠速或滑行操作期间被打开，以便增加压缩机流，从而增加在换热器72、74下游提取发动机空气的“吸取”效应，并且因此增加通过换热器72、74的空气流。另外，中间冷却器可选地设置在发动机核心12的恰好上游，以便在将压缩机流引至发动机核心之前冷却所述压缩机流。

在特定实施例中，当选择通过第一管路80的流体连通时，发动机进气组件66可以配置为惯性颗粒分离器，使得当来自换热器72、74上游的空气被用于馈送发动机时，重颗粒被携带到换热器72、74的下游。在图4中示出的实施例中，第一管路80和空气管路70之间的接头被配置为惯性颗粒分离器：第一管路80限定从空气管路70以充足的角度延伸的、相对于空气管路70的急弯（例如通过靠近或者近似垂直于其延伸），使得更重的颗粒（例如冰、沙）继续在直的路径上而空气沿着所述急弯，并且通过第一管路80和空气管路70被确定尺寸以便实现合适的空气速度从而确保颗粒的分离。

在示出的实施例中，空气管路70配置为使得进入空气管路70的全部空气被循环通过换热器72、74和/或循环到进气气室78。替代地，旁路管路可以被设置为使得进入管路70的空气的部分从换热器72、74和进气气室78改道（即旁通），并且替代地被直接循环至出口76。在特定实施例中，通过选择旁路管路相对于空气管路70的合适的取向和相对尺寸，旁路管路和空气管路70之间的接头被配置为惯性颗粒分离器。

在特定实施例中并且如图7中所示，组件入口68的唇部通过将热冷却剂循环通过螺旋管98来除冰，所述螺旋管98布置在唇部中并且由具有合适的热传导性质的材料制成。螺旋管98具有与发动机核心12的冷却剂系统流体连通的入口以及与冷却剂换热器74流体连通的出口，使得流出发动机核心12的热冷却剂的部分被引至入口唇部68的螺旋管98用于除冰，并且然后在将所述流送至换热器74之前重新加入来自发动机核心12的热冷却剂流的剩余部分。

尽管在示出的实施例中，换热器72、74和发动机组件10具有公共入口68并且第一和第二进气管路80、82与从所述入口延伸的相同的空气管路70连通，但是应理解，替代地发动机组件10和换热器72、74可以具有各自的入口。第一进气管路80可以因此与新鲜空气的来源连通，所述新鲜空气的来源与馈送换热器72、74的空气分离。

替代地，用于馈送换热器72、74和压缩机14的公共入口68和空气管路70可以与单个进气管路一起使用，所述单个进气管路提供进气气室78和空气管路70之间的流体连通，并且在任何合适的位置（换热器的下游或上游）连接至空气管路70。

重新参考图4，在特定实施例中，可变整流翻片（cowl flap）92在换热器72、74下游枢转地连接至空气管路70的外壁94，每个可变整流翻片92与通过外壁94限定的相应开口96相邻。翻片92在其延伸远离相应开口96的延伸位置（示出）和其关闭相应开口96的缩回位置之间可移动，从而调制通过空气管路70和换热器72、74的空气流。当翻片被延伸时，开口96与在组件10外侧的或者围绕组件10的环境空气（例如在接收组件的机舱外侧的环境空气）连通，使得来自空气管路70的空气可以通过开口96离开管路。在特定实施例中，整流翻片92根据发动机组件10上需要的功率来定位，从而调节在换热器72、74中被冷却的冷却剂和油的温度，同时减少或最小化冷却阻力；例如，整流翻片92在起飞时打开并且在巡航速度下关闭。

整流翻片92可以具有任何合适的配置。例如，在特定实施例中，整流翻片92具有直的翼形形状；在另一实施例中，整流翻片92具有弯曲的翼形形状，其配置为将离开的空气水平地流动，以产生更有效的推力。在特定实施例中，整流翻片92配置为百叶窗（louver），各自连接至如下棒，并且致动器滑动所述棒以将整流翻片92在延伸和缩回位置之间枢转，从而打开或关闭百叶窗。其它配置也是可能的。

在特定实施例中，在整流翻片92下游的空气管路出口76被成形为限定喷嘴，以形成出口射流开口。在特定实施例中，喷嘴的配置被优化以便最小化在巡航速度操作条件下由换热器72、74引起的阻力。

尽管任何以上描述和示出的特征和其任何组合可以提供合适的配置以便被用作涡轮螺旋桨发动机和/或被接收在飞行器机舱中，然而在特定实施例中，复合发动机组件的以上描述和示出的特征的全部的组合提供如下发动机配置，所述发动机配置具体地被定制用于用作飞行器涡轮螺旋桨发动机。

上述描述意在仅是示例性的，并且本领域技术人员将认识到，在不偏离公开的发明的范围的情况下，可以对描述的实施例做出改变。例如，尽管发动机组件已被描述为复合发动机组件，但是应理解，复合发动机组件的元件可以与非复合发动机组件一起使用，并且与具有不同配置的复合发动机组件（例如其中压缩机与涡轮机部段驱动接合而不直接接合至发动机核心的发动机组件）一起使用；这样的元件包括但不限于，进气组件和其部件。通过回顾本公开，落入本发明的范围内的仍其它修改对于本领域技术人员来说将是显而易见的，并且这样的修改旨在落入所附权利要求内。

Claims (13)

1.一种复合发动机组件，包括：

发动机核心（12），包括与发动机轴（16）驱动接合的至少一个内燃发动机；

压缩机（14），具有与所述发动机核心（12）的入口流体连通的出口，所述压缩机（14）包括能够绕与所述发动机轴（16）同轴的旋转轴线旋转的至少一个压缩机转子（14a）；以及

涡轮机部段（18），具有与所述发动机核心（12）的出口流体连通的入口，所述涡轮机部段包括接合在能够旋转的涡轮机轴（19）上的至少一个涡轮机转子（26a，28a），所述涡轮机轴配置为与所述发动机轴复合功率，所述涡轮机轴（19）和发动机轴（16）通过齿轮箱（24）彼此机械连接以驱动可旋转负载，所述涡轮机轴（19）和发动机轴（16）彼此平行并且彼此径向偏移，

其特征在于：

所述发动机轴（16）与所述压缩机转子（14a）驱动接合；以及

所述涡轮机轴（19）和所述压缩机转子（14a）的旋转轴线彼此平行并且彼此径向偏移。

2.如权利要求1所述的复合发动机组件，其中，所述至少一个内燃发动机中的每一个包括密封并且旋转地接收在相应内部腔内的转子（34），以便提供在所述相应内部腔中的可变体积的旋转腔室（40），所述转子（34）具有分离所述旋转腔室（40）并且被安装用于所述相应内部腔内的偏心回转的三个顶部部分（36），所述相应内部腔具有带有两个凸起部的外旋轮线形状。

3.如权利要求1或2所述的复合发动机组件，其中，所述齿轮箱（24）包括机械连接所述涡轮机轴（19）和所述发动机轴（16）的偏移齿轮传动系（24c），以及机械连接所述发动机轴（16）和所述可旋转负载的行星齿轮系统（24p）。

4.如权利要求3所述的复合发动机组件，其中，所述可旋转负载是螺旋桨（8）。

5.如权利要求1所述的复合发动机组件，其中，所述涡轮机部段（18）包括具有与所述发动机核心（12）的出口流体连通的入口的第一级涡轮机（26），和具有与所述第一级涡轮机（26）的出口流体连通的入口的第二级涡轮机（28）。

6.如权利要求5所述的复合发动机组件，其中，所述第一级涡轮机（26）配置为具有值最多为0.25的基于压力的反动比的冲动式涡轮机，所述第二级涡轮机（28）具有比所述第一级涡轮机（26）的反动比更高的反动比。

7.如权利要求1所述的复合发动机组件，其中，所述至少一个压缩机转子（14a）接合在与所述发动机轴（16）同轴的能够旋转的压缩机轴上，所述发动机轴（16）通过行星齿轮系统（20）与所述压缩机轴（15）驱动接合。

8.如权利要求7所述的复合发动机组件，其中，所述行星齿轮系统（20）的恒星齿轮（20s）设置在所述压缩机轴（15）上，所述行星齿轮系统（20）的行星齿轮承载部（20p）连接至所述发动机轴（16），并且所述行星齿轮系统（20）的环形齿轮（20r）被固定。

9.如权利要求1所述的复合发动机组件，其中，所述涡轮机部段（18）被封装在与所述发动机核心（12）和所述压缩机（14）的壳分离的壳中，所述涡轮机部段（18）是模块化的并且能够从所述组件移除。

10.如权利要求1所述的复合发动机组件，其中：

至少一个压缩机转子（14a）接合在能够旋转的压缩机轴（15）上，所述发动机轴（16）与所述压缩机轴（15）同轴地延伸并且与其驱动接合；且

所述涡轮机部段（18）包括：第一级涡轮机（26），其具有接合至所述涡轮机轴（19）的至少一个第一级涡轮机转子（26a）和与所述发动机核心（12）的出口流体连通的入口，以及第二级涡轮机（28），其具有接合至所述涡轮机轴（19）的至少一个第二级涡轮机转子（28a）和与所述第一级涡轮机（26）的出口流体连通的入口，所述涡轮机轴（19）和压缩机轴（15）彼此平行并且不同轴。

11.如权利要求10所述的复合发动机组件，其中，所述第一级涡轮机（26）和所述第二级涡轮机（28）具有不同的反动比。

12.一种通过根据前述权利要求中任一项所述的复合发动机组件来驱动飞行器的可旋转负载的方法，所述方法包括：

将压缩空气从所述压缩机（14）的出口引导至所述至少一个内燃发动机的入口；

通过所述至少一个内燃发动机驱动所述发动机轴（16）的旋转；

通过将所述至少一个内燃发动机的排气循环到所述至少一个涡轮机转子（26a，28a）来驱动所述涡轮机轴（19）的旋转；以及

将来自所述发动机轴（16）和所述涡轮机轴（19）的功率复合以便驱动所述可旋转负载。

13.如权利要求12所述的方法，其中，所述可旋转负载是螺旋桨，并且复合功率包括通过所述发动机轴（16）和涡轮机轴（19）驱动所述螺旋桨的旋转。

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