CN107923312A - 具有引气空气的复合发动机组件 - Google Patents

Abstract

一种复合发动机组件，用作飞行器的辅助功率单元，并包括：发动机核心，具有（多个）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；引气导管，通过引气空气阀与压缩机的出口流体连通；以及涡轮机区段，具有与发动机核心的出口流体连通的入口并被构造成与发动机核心复合功率。涡轮机区段可包括：具有与发动机核心的出口流体连通的入口的第一级涡轮机和具有与第一级涡轮机的出口流体连通的入口的第二级涡轮机。还公开了向飞行器提供压缩空气和电功率的方法。

Description

具有引气空气的复合发动机组件

相关申请的交叉引用

本申请要求于2015年6月25日提交的美国申请号14/750,157的优先权，其全部内容通过引用被并入本文。

技术领域

本申请大体涉及复合发动机组件，并且更具体地涉及用作飞行器中的辅助功率单元的这种复合发动机组件。

背景技术

飞行器辅助功率单元（APU）通常向飞行器系统提供加压空气和受控速度的轴功率，以用作从主发动机压缩机流和附件齿轮箱提取这种能量的替代。APU经常被用于在主发动机被停机时给系统提供功率。

已知的基于地面的APU通常包括增加的重量和复杂性，这可能与在飞行器应用中的使用不兼容。

发明内容

在一个方面，提供一种复合发动机组件，用作飞行器的辅助功率单元，所述复合发动机组件包括：发动机核心，包括至少一个内燃发动机；压缩机，具有与所述发动机核心的入口流体连通的出口；引气导管（bleed conduit），具有被构造成用于与所述飞行器的气动系统连接的端部，所述引气导管通过引气空气阀（bleed air valve）与所述压缩机的所述出口流体连通，所述引气空气阀选择性地打开和关闭在所述压缩机的所述出口和被构造成用于连接到所述气动系统的所述引气导管的所述端部之间的流体连通；以及涡轮机区段，具有与所述发动机核心的出口流体连通的入口，所述涡轮机区段被构造成与所述发动机核心复合功率。

在另一个方面，提供一种复合发动机组件，用作飞行器的辅助功率单元，所述复合发动机组件包括：发动机核心，包括与公共轴驱动接合的至少一个内燃发动机；发电机，与所述公共轴驱动接合，以便为所述飞行器提供电功率；压缩机，具有与所述发动机核心的入口流体连通的出口；引气导管，具有被构造成用于连接到所述飞行器的系统的端部，所述引气导管与所述压缩机的所述出口流体连通；引气空气阀，选择性地打开和关闭在所述引气导管的所述端部和所述压缩机的所述出口之间的所述流体连通；第一级涡轮机，具有与所述发动机核心的出口流体连通的入口；以及第二级涡轮机，具有与所述第一级涡轮机的出口流体连通的入口；其中，所述第一和第二级涡轮机中的至少一个被构造成与所述发动机核心复合功率。

在另外的方面，提供一种向飞行器提供压缩空气和电功率的方法，所述方法包括：使得压缩空气从压缩机的出口同时地流动至复合发动机组件的至少一个内燃发动机的入口并流动至与所述飞行器的气动系统连通的引气导管；使用所述至少一个内燃发动机驱动向所述飞行器提供电功率的至少一个发电机；以及使用所述复合发动机组件的至少一个涡轮机向所述飞行器提供电功率。

附图说明

现在参照附图，其中：

图1是根据具体实施例的复合发动机组件的示意性视图；

图2是根据具体实施例的能够被用在例如图1中所示的复合发动机组件中的汪克尔（Wankel）发动机的横截面视图；

图3-5是根据具体实施例的能够被用在例如图1中所示的复合发动机组件中的流动分配组件的示意性视图；

图6-7是根据具体实施例的能够被用在例如图1中所示的复合发动机组件中的冷却组件的示意性视图；

图8是根据具体实施例的复合发动机组件的示意性视图；

图9是根据另一具体实施例的复合发动机组件的示意性视图，其可以被用于图3-5的流动分配组件和/或图6-7的冷却组件；

图10是根据另一具体实施例的发动机组件的示意性视图，其可以被用于图3-5的流动分配组件和/或图6-7的冷却组件；以及

图11是根据具体实施例的燃气涡轮发动机的示意性视图。

具体实施方式

参考图1，示意性示出复合发动机组件10。复合发动机组件10具体地（尽管不排他地）适合用作航空辅助功率单元（APU）。复合发动机组件10包括发动机核心12，该发动机核心12具有发动机轴16从而驱动负载，该负载在此被示为发电机，例如以便向飞行器提供电功率。其它可能的负载可以包括但不限于驱动轴、附件、（多个）转子桅杆（mast）、压缩机或者任何其它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18、与发动机核心12复合功率并与压缩机18驱动接合且大体包括第一级涡轮机22和第二级涡轮机24的涡轮机区段20以及流动分配组件25、125、225，其示例将在下文被进一步描述。

在具体实施例中，发动机核心12包括一个或更多个旋转发动机，其被驱动地接合到驱动负载的公共轴16并且各自具有被密封地接合在相应壳体内的转子，其中每个旋转类型的发动机均具有用于高循环效率的近乎恒定的容积燃烧相位。（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。每个汪克尔发动机均包括限定内部腔体的壳体32，所述内部腔体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被接收在内部腔体内。转子限定了三个周向间隔的顶部（apex）部分36以及具有向外成弓形侧边的大致三角形轮廓。顶部部分36与壳体32的周壁38的内表面密封接合，以在转子34和壳体32之间形成三个工作腔室40。

转子34被接合到轴16的偏心部分42以便在内部腔体内执行轨道公转（orbitalrevolution）。轴16针对转子34的每一圈轨道公转执行三圈旋转。转子34的几何轴线44从壳体32的轴线46偏移并且平行于壳体32的轴线46。在每圈轨道公转期间，每个腔室40的容积都变化并且围绕内部腔体运动以经历进气、压缩、膨胀和排气四个阶段。

通过周壁38提供进气端口48，用于连续地允许压缩空气进入每个工作腔室40。还通过周壁38提供排气端口50，用于从每个工作腔室40连续排放排气气体。还通过周壁38提供用于电热塞（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。替代性地，可以通过壳体的端部或侧壁54提供进气端口48、排气端口50和/或通道52；并且/或者，点火元件和先导（pilot）燃料喷射器可以与被限定在壳体32内并与内部腔体连通以提供先导喷射的先导子腔室（未示出）连通。先导子腔室可以例如被限定在被接收在周壁38中的插入件（未示出）内。

在具体实施例中，燃料喷射器是公共轨道燃料喷射器，并且与重质燃料（例如柴油、煤油（喷射燃料）、等同的生物燃料）的源连通，并且将重质燃料递送到（多个）发动机内，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延伸以接合周壁38的弹簧加载的顶部密封件56，以及弹簧加载的面或气体密封件58和从转子34延伸以接合端壁54的端部或角部密封件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的轴承抵靠端壁54偏压。

每个汪克尔发动机提供相对长的排气脉冲形式的排气流；例如，在具体实施例中，每个汪克尔发动机针对轴的每360°旋转具有一次爆发，其中排气端口针对该旋转的大约270°保持打开，因此提供大约75%的脉冲占空比。相比之下，往复四冲程活塞发动机的活塞通常针对轴的每720°旋转具有一次爆发，其中排气端口针对该旋转的大约180°保持打开，因此提供25%的脉冲占空比。

在可以具体地但不排他地适合用于低海拔的具体实施例中，每个汪克尔发动机具有从5至9的容积膨胀比，以及小于容积膨胀比的容积压缩比。第一级涡轮机的功率回收可以通过使得排气气体温度处于材料限制处而被最大化，并且因此适合用于这种相对低的容积压缩比，这可以有助于增加汪克尔发动机的功率密度并且也可以改善高速和重质燃料时的燃烧。

应该理解的是，针对发动机核心12，其它构造也是可能的。发动机核心12的（多个）发动机的构造，例如端口的放置、密封件的数量和放置等等，可以不同于所示实施例。此外，应该理解的是，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和任何其它类型的非旋转内燃发动机，例如往复发动机。

返回参考图1，压缩机18是超级增压压缩机（supercharger compressor），其可以是单级装置或者多级装置并且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（blade）。空气进入压缩机并且被压缩并递送到与压缩机18的出口18o连通的出口导管70，且之后部分循环到入口导管71，该入口导管71通过流动分配组件25、125、225与出口导管70连通。入口导管71将压缩空气递送到发动机核心12的入口12i，其对应于发动机核心12的每个发动机的入口或与发动机核心12的每个发动机的入口连通。在具体实施例中，通过使用在压缩机18的入口处且两者均大体被标为72的可变入口引导静叶（VIGV）和/或可变扩散器来调节压缩机18的流量和压力比，以便实现流量和功率调制。在具体实施例中，压缩机18具有近似4:1的压缩压力比。其它值也是可能的。

在所示实施例中，压缩机出口18o还通过流动分配组件25、125、225与引气导管74流体连通，所述流动分配组件提供了在出口导管70和引气导管74之间的流体连通。引气导管74具有被构造成连接到飞行器的气动系统的端部，以致来自压缩机18的压缩空气的一部分也可以被供应到飞行器，以便支持飞行器气动系统。因此，压缩机18既向飞行器提供引气空气也向发动机核心12提供压缩空气。

发动机核心12从压缩机18接收加压空气并且在高压下燃烧燃料来提供能量。由发动机核心12产生的机械功率驱动为飞行器提供功率的发电机14；在所示实施例中，在发动机核心12的轴16和发电机14之间的连接通过适当类型的齿轮箱30来实现。在另一实施例中，在发动机核心12包括（多个）旋转发动机的情况下，发电机14具有与发动机核心12的旋转速度兼容的设计速度，例如从大约6000至大约10000 rpm（转每分钟），并且发动机核心12的轴16直接驱动发电机14（见图9），即通过在发动机轴16与发电机转子的轴之间的任意类型的接合来驱动，从而导致这两个轴以相同的速度旋转。在具体实施例中，发电机14的直接驱动可以提供较少的齿轮损失，这能够是被施加负载的大约1%；在具体实施例中，发电机14的被施加负载是大约200 hp并且因此可以获得由发动机组件10产生的废热中的近似2 hp的损失减少。

在具体实施例中，发动机核心12包括（多个）旋转发动机，例如（多个）汪克尔发动机，并且由发动机核心直接驱动的发电机14具有400 Hz的标称频率（例如实际频率范围是近似380-420 Hz）并且是具有从7600至8400 rpm的设计速度的6极3相交流发电机。在另一具体实施例中，由旋转（例如汪克尔）发动机核心直接驱动的发电机14具有400 Hz的标称频率，并且是具有从5700至6300 rpm的设计速度的8极3相交流发电机。在另一具体实施例中，由旋转（例如汪克尔）发动机核心直接驱动的发电机14具有400 Hz的标称频率，并且是具有从11400至12600 rpm的设计速度的4极3相交流发电机。

应该理解的是，可以使用其它类型的发电机14。例如，用作APU的发动机组件10能够被构造成通过选择操作速度和发电机极数来提供其它的高频交流电流供应，以便根据需要提供最小重量、容积和/或热。当相关联的电负载不是频率敏感的时候，可以使用变速操作。其它变型也是可能的。

发动机核心12的轴16也被机械联接到压缩机18的（多个）转子，例如以便通过另一齿轮箱31向其提供机械功率。在具体实施例中，在压缩机18的（多个）转子和发动机核心12之间提供机械联接的齿轮箱31限定在（多个）压缩机转子和发动机核心之间的大约10:1的速度比。

在发动机核心12包括（多个）内燃发动机的具体实施例中，发动机核心12的每个发动机提供以高的峰值速度离开的高压热气体的排气脉冲形式的排气流。发动机核心12的出口12o（即发动机核心12的每个发动机的出口）与第一级涡轮机22的入口22i流体连通，并且因此来自发动机核心12的排气流被供应到第一级涡轮机22。由第一级涡轮机22回收的机械能量经由齿轮箱33被联接到发动机核心12的轴16；因此压缩机18的（多个）转子通过发动机核心12被驱动地接合到第一级涡轮机22的（多个）转子。在具体实施例中，第一级涡轮机22被构造成速度式涡轮机（velocity turbine），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，同时产生最小或不产生背压。第一级涡轮机22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。

第二级涡轮机24的入口24i与第一级涡轮机22的出口22o流体连通并且完成来自排气气体的可用机械能的回收。第二涡轮机24也通过齿轮箱33被联接到发动机核心12的轴16；因此压缩机18的（多个）转子通过发动机核心12被驱动地接合到第二级涡轮机24的（多个）转子。在具体实施例中，第二级涡轮机24被构造成压力式涡轮机（pressure turbine），还已知为反动式涡轮机（reaction turbine）。第二级涡轮机24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。

在所示实施例中，第一和第二级涡轮机22、24的转子被连接到同一轴23，该轴23通过齿轮箱33被联接到发动机核心12。替代性地，涡轮机22、24可以被安装在不同的轴上，例如其中第一级涡轮机22被安装在（例如通过齿轮箱23）联接到发动机轴16的第一轴上并且第二级涡轮机24被安装在驱动地接合到压缩机18的第二轴上。

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的方向的横向平面中，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。

相比之下，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的方向的横向平面中，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的方向减小，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的大部分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的方向存在一些减小，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。

在具体实施例中，第一级涡轮机22被构造成利用离开发动机核心12的脉冲流（pulsating flow）的动能同时稳定所述流，并且第二级涡轮机24被构造成从流中的剩余压力中提取能量同时使得流膨胀。因此，第一级涡轮机22具有比第二级涡轮机24的反动比更小的反动比。

在具体实施例中，第二级涡轮机24具有高于0.25的反动比；在另一具体实施例中，第二级涡轮机24具有高于0.3的反动比；在另一具体实施例中，第二级涡轮机24具有大约0.5的反动比；在另一具体实施例中，第二级涡轮机24具有高于0.5的反动比。

在具体实施例中，第一级涡轮机22具有至多0.2的反动比；在另一具体实施例中，第一级涡轮机22具有至多0.15的反动比；在另一具体实施例中，第一级涡轮机22具有至多0.1的反动比；在另一具体实施例中，第一级涡轮机22具有至多0.05的反动比。

应该理解的是，用于第二级涡轮机24的任意上文提到的反动比能够与用于第一级涡轮机22的任意上文提到的反动比组合，并且这些值能够对应于基于压力或者基于温度的比。其它值也是可能的。例如，在具体实施例中，这两个涡轮机22、24可以具有相同或者相似的反动比；在另一实施例中，第一级涡轮机22具有比第二级涡轮机24的反动比更高的反动比。两个涡轮机22、24可以被构造成均为冲动式涡轮机，或者两个涡轮机22、24可以被构造成均为压力式涡轮机。

应该理解的是，在压缩机18和涡轮机22、24的转子之间的连接可以不同于所示实施例。例如，压缩机18和涡轮机22、24的转子可以通过传动装置系统或可变速驱动装置被联接到发动机核心12以致功率能够被机械地共享。替代性地，压缩机可以是由第二级涡轮机24直接驱动的涡轮增压器且在压缩机18和发动机核心12之间没有功率传递，例如通过使得压缩机18和第二级涡轮机24的转子被安装在独立于发动机核心12的轴16旋转的公共轴上。在这种情况下，可变面积涡轮机静叶可以被设置在第二级（涡轮增压器）涡轮机24的入口处，以便提供压缩机驱动装置的适度控制。

在使用中，通常存在如下的操作情况，其中飞行器不能从APU接收压缩空气但是仍然需要APU运行以便例如给发电机14提供功率。在这种情况下，压缩机18产生过量的流并且需要被保护以免受喘振（surge）。在所示实施例中，压缩机出口18o也通过流动分配组件25、125、225与接收该过量或喘振流的过量空气管道82流体连通，所述流动分配组件提供了在出口导管70和过量空气管道82之间的流体连通。过量空气管道82为压缩机18产生的过量空气提供替代路径。

在未示出的具体实施例中，过量空气被倾卸到大气，例如通过使得过量空气管道82与发动机组件10的排气流体连通。在所示实施例中，过量空气管道82具有与压缩机出口18o连通的第一端和与第二级涡轮机入口24i连通的相对端，以便例如从主流和喘振过量流回收能量。过量空气管道82因此限定在压缩机出口18o和与发动机核心12分离的涡轮机区段之间的流动路径。过量空气管道82可以与来自第一级涡轮机出口22o的排气一起通过入口混合装置或通过部分隔离的准入涡轮机构造（admission turbine configuration）（被隔离的准入喷嘴）与第二级涡轮机入口24i连通，在所述构造中在涡轮机进入喷嘴中的一些静叶通道专用于来自过量空气管道82的流而其它静叶通道专用于来自第一级涡轮机出口22o的排气流。第二级涡轮机24可以特征在于具有可变喷嘴以便有助于控制负载分配和返回的过量空气的不同水平。

过量空气管道82可以替代性地与第一级涡轮机22的入口22i连通或者与专用于回收过量空气能量的第三涡轮机（未示出）的入口连通。这样的第三涡轮机可以被连接到发动机核心12的轴16，例如通过超越离合器（over-running clutch），以便将从过度流汲取的能量返回到轴16，或者可以被用于驱动其它元件，包括但不限于冷却风扇和/或附加发电机。其它类型的连接和构造也是可能的。

在具体实施例中，提供排气热交换器28来提供在循环通过过量空气管道82的空气和来自第二级涡轮机24的出口24o的排气空气之间的热交换关系。热交换器28因此包括与至少一个第二导管28b处于热交换关系的至少一个第一导管28a。过量空气管道82通过热交换器28的（多个）第一导管28a与第二级涡轮机入口24i流体连通，并且热交换器28的（多个）第二导管28b与第二级涡轮机出口24o流体连通，以致来自第二级涡轮机24的排气循环通过其。在具体实施例中，排气热交换器28从排气中的废热回收能量并且增加进入到第二级涡轮机24中的过量流（喘振引气流）的温度，这提高了其在涡轮机中做功的能力。这提供了混合部分回热循环（hybrid partially recuperated cycle）。

在替代性实施例中，排气热交换器28被省略。

现在将描述流动转向组件25、125、225的示例性实施例。然而应该理解的是，压缩机出口18o/出口导管70能够通过任何其它适当类型或构造的流体连通与发动机核心入口12i/入口导管71、引气导管74和/或过量空气管道82流体连通。例如，引气导管74可以被连接到与出口导管70分离的压缩机出口18o。

参考图3，在具体实施例中，流动转向组件25包括中间冷却器26，并且出口导管70被连接到分支73，该分支73在旁通导管78、中间冷却器入口导管64和过量空气管道82之间将流分开。在分支73和过量空气管道82之间的连通通过转向阀84来执行，以便在需要时实现过度空气流的节流或者将其关断。过量空气管道82因此在中间冷却器26的上游与出口导管70连通；在具体实施例中，这样的构造允许留下被转向到过量空气管道82中的压缩空气中的最大能量。

中间冷却器26包括与至少一个第二导管26b处于热交换关系的至少一个第一导管26a。中间冷却器26的每个第一导管26a具有与中间冷却器入口导管64流体连通的入口和与中间冷却器出口导管66流体连通的出口。中间冷却器26的每个第二导管26b被构造成用于循环通过其的冷却剂（例如冷却空气）。循环通过（多个）第一导管26a的压缩空气因此被循环通过（多个）第二导管26b的冷却剂冷却。

中间冷却器出口导管66与入口导管71（且因此与发动机核心入口12i）且与引气导管74流体连通；与引气导管74的连通通过引气空气阀76来执行，在具体实施例中该引气空气阀76是负载控制阀，以便在需要时实现对引气的节流或将其关断。中间冷却器26因此降低前进到发动机核心12的压缩空气以及通过引气空气阀76和引气导管74被通向飞行器的压缩空气的温度。在具体实施例中，对前进到飞行器的空气的预冷却允许比没有被预冷却且因此为了安全原因温度受限的APU系统实现更高的递送压力。更高的压力递送可以通常允许较小的管道和气动设备，这可以允许节省飞行器上的重量。

旁通导管78与中间冷却器26并联地提供在出口导管70和入口导管71和引气空气阀76中的每个之间的流体连通，从而允许选定部分的流在到达引气空气阀76（且因此引气导管74）和入口导管71（且因此发动机核心入口12i）之前旁通中间冷却器26。旁通导管78包括旁通阀80从而调节旁通中间冷却器26的流。因此，可以通过使用旁通阀80控制通过旁通导管78的流的比例来改变通过中间冷却器26的流的比例，从而调节被循环到入口和引气导管71、74的压缩空气的温度。在这个具体实施例中，被循环到入口导管71的压缩流具有与被循环到引气导管74的压缩流相同的温度。在具体实施例中，压缩空气被中间冷却器26冷却，以致被循环到引气导管74和入口导管71的空气具有250℉或更低的温度；其它值也是可能的。

参考图4，示出了流动转向组件125的另一具体实施例。出口导管70被连接到旁通导管78、中间冷却器入口导管64、过量空气管道82（通过转向阀84）和引气导管74（通过引气空气阀76）。在这种实施例中，因为引气导管74在中间冷却器26上游与出口导管70连通，所以压缩空气在被循环到引气导管74之前不被冷却。

中间冷却器出口导管66与入口导管71（且因此与发动机核心入口12i）流体连通；中间冷却器26因此降低前进到发动机核心12的压缩空气的温度。旁通导管78与中间冷却器26并联地提供在出口导管70和入口导管71之间的流体连通，从而允许选定部分的流在到达入口导管71（且因此发动机核心入口12i）之前旁通中间冷却器26。可以通过使用其内包括的旁通阀80控制通过旁通导管78的流的比例来改变通过中间冷却器26的流的比例，从而调节被循环到入口导管71的压缩空气的温度。在具体实施例中，在出口导管70中循环并循环到引气导管74的压缩空气具有450℉或更低的温度，并且中间冷却器26冷却部分压缩空气，以致被循环到入口导管71的空气具有250℉或更低的温度；其它值也是可能的。在具体实施例中，通过使用中间冷却器26来仅仅冷却被循环到入口导管71的压缩空气的一部分可以允许中间冷却器26显著小于也被用于冷却被循环到引气导管74的部分空气的中间冷却器，例如诸如图3中所示。

参考图5，示出了流动转向组件225的另一具体实施例。出口导管70被连接到旁通导管78、中间冷却器入口导管64和过量空气管道82（通过转向阀84）。用作预冷却器的第一中间冷却器126具有（多个）第一导管126a，每个第一导管126a均具有与中间冷却器入口导管64流体连通的入口和与中间冷却器中间导管68流体连通的出口。

中间冷却器中间导管68通过引气空气阀76与引气导管74流体连通，并且旁通导管78与中间冷却器126平行地提供在出口导管70和引气导管74的在引气空气阀76上游的一部分之间的流体连通。因此，可以通过使用旁通阀80控制通过旁通导管78的流的比例来改变通过中间冷却器126的流的比例从而调节被循环到引气导管74的压缩空气的温度。

流动转向组件225包括第二中间冷却器226，其也具有与（多个）第二导管226b处于热交换关系的（多个）第一导管226a。中间冷却器226的每个第一导管226a具有与中间冷却器中间导管68流体连通的入口和与中间冷却器出口导管66流体连通的出口。中间冷却器226的每个第二导管226b被构造成用于循环通过其的冷却剂（例如冷却空气）。

中间冷却器出口导管66与入口导管71（且因此与发动机核心入口12i）流体连通；第二中间冷却器226因此进一步降低前进到发动机核心12的压缩空气的温度。附加旁通导管178与中间冷却器226并联地提供在中间冷却器中间导管68和入口导管71之间的流体连通，从而允许选定部分的流在到达入口导管71（且因此发动机核心入口12i）之前旁通中间冷却器226。附加旁通导管178包括附加旁通阀180以便调节循环通过其的流。可以通过使用旁通阀80、180控制通过旁通导管78、178的流的比例来改变通过中间冷却器126、226的流的比例，从而调节被循环到入口导管71的压缩空气的温度。

以虚线示出替代实施例，其中旁通导管178被旁通导管178’替换，该旁通导管178’包含旁通阀180’并且在出口导管70和入口导管71之间延伸。

入口导管71因此至少部分通过第二中间冷却器226与预冷却中间冷却器126连通，而引气导管74在第二中间冷却器226上游与预冷却中间冷却器126连通，因此与其独立。因此该设置允许单独地调节到达引气导管74的流和到达入口导管71的流的温度。例如，循环通过中间冷却器126的流的比例可以被选择成使得到达引气导管74的流的温度是450℉或更低，并且流的温度在第二中间冷却器226中进一步降低以便当到达入口导管71时具有250℉或更低的值。其它值也是可能的。

在所有的实施例中，流动转向组件25、125、225可以包括压力、温度和/或流量传感器以及/或者（多个）闭环系统，以控制阀76、80、84、180、180’中的一个、一些或全部的位置。阀76、80、84、180、180’中任一个、一些或全部可以是液压、气动或电驱动的调整阀。

在具体实施例中，发动机组件10是可由于飞行器的气动系统或发动机引气被空气起动的，这与电功率不同。打开引气空气阀76和转向阀84允许加压空气至第二级涡轮机24，从而提供使发动机组件10开始旋转的手段。这样的构造因此可以允许飞行的快速开始而不需要使用电功率。当提供时，从过量空气管道82接收空气的第三涡轮机（未示出）也可以允许发动机组件10的空气起动。会需要止回阀或旁通阀（未示出）来阻止通过发动机组件10的其它部分的逆流。在两种情况下，压缩机18在引气侧上滑封（dead headed），以致发动机以低速起动，并且外部起动流在加速到全速之前被尽可能快速地取消，以便防止高能压缩机失速。

在替代性实施例中，转向阀84被省略或者可以被简化成双位置开/关阀。来自压缩机18的流被引导到发动机核心12和过量空气管道82，并且压缩空气根据飞行器的需要从过量空气管道82被“引气”，如果必要的话被负载控制阀76限制。这样的构造可以通过消除或调节在压缩机18和下游的热交换器28和涡轮机之间的转向阀压降来允许损失减少。当双位置转向阀84被使用时，当飞行器具有对发动机组件10的高气动要求时该阀关闭，并且当发动机组件10以低气动要求或仅针对电功率操作时该阀完全打开。

在替代性实施例中，中间冷却器26、126、226被省略并且流在不被冷却的情况下被循环到入口导管71和引气导管74。

参考图6，在具体实施例中，发动机组件10包括从发动机组件10的油系统移除热的油冷却器88和从发动机核心12的冷却系统的冷却剂（例如水、油或者其它的液体冷却剂）移除热的发动机核心液体冷却器89。冷却剂泵94使得冷却剂在发动机核心12和发动机核心液体冷却器89之间循环。冷却器88、89与冷却组件中的中间冷却器26/226（以及预冷却中间冷却器126（如果提供的话））集成以便防止例如冷却风扇和排泄器（eductor）的重复。在这种具体实施例中，冷却器88、89和中间冷却器26/226、126被串联地设置在单个空气管道90中，该空气管道90在地面操作中通过冷却风扇92或在飞行中通过部分冲压空气回路来通风。冷却风扇92可以被发动机组件10的任何合适的旋转元件驱动，或者由发电机14提供功率。因此可以使用单个入口和排气部来向所有冷却器88、89和中间冷却器26/226、126提供冷却剂。冷却器88、89和中间冷却器26/226、126根据它们的温度需求被放置在管道内。在所示实施例中，油冷却器88和发动机核心液体冷却器89具有最低温度需求（例如需要将其内的流体冷却在大约180℉至200℉），并且在空气管道90的入口处的冷却空气温度是130℉或者更低；中间冷却器26/226具有比冷却器88、89更高的温度需求（例如大约250℉），并且预冷却中间冷却器126（如果提供的话）具有比中间冷却器26/226更高的温度需求（例如大约450℉）。其它值也是可能的。

参考图7，示出了冷却组件的另一实施例。在这种实施例中，冷却器88、89和中间冷却器26/226并联地在空气管道190中被冷却风扇92通风，且预冷却中间冷却器126被设置在其它部件的下游。在未示出的另一实施例中，冷却器88、89和中间冷却器26/226、126均并联地放置在空气管道中。

参考图8，示出根据具体实施例的具有冷却组件的复合发动机组件110。在这种实施例中，中间冷却器226的（多个）第二导管226b与发动机核心20的液体冷却系统流体连通，以致来自液体冷却系统的冷却剂在（多个）第二导管226b中循环以冷却在（多个）第一导管226a中循环的压缩空气。在这种实施例中，机械驱动装置96被设置在冷却风扇92和发动机核心12的轴16之间。冷却器88、89在风扇92上游被并联地放置在冷却空气管道290中，并且预冷却中间冷却器126在风扇92下游被放置在管道290中。在具体实施例中，这样的设置为油、发动机冷却剂和压缩空气提供了最佳的冷却变量（delta）△T，同时为风扇92保留可接受的进入温度以便将其功率保持在期望的阈值之下并且避免需要如果风扇92位于中间冷却器126下游的较热区域内时可能需要的更昂贵的材料。

参考图9，示出根据另一实施例的复合发动机组件210，其中类似于图1中所示实施例的部件的部件以相同附图标记标示并且在本文中不进一步描述。如上所述，发动机核心12包括一个或更多个内燃发动机，包括但不限于任何类型的旋转发动机（例如汪克尔发动机）和任何类型的非旋转内燃发动机，例如往复发动机。流动分配组件25、125、225中的任意一个或任何其它适当的流动分配组件可以被用于分配从出口导管70到入口导管71、引气导管74和过量空气管道84的流。

在这种实施例中，发动机核心12的轴16仅被机械联接到发电机14，并且不联接到压缩机18和涡轮机22、24的转子。第一和第二级涡轮机22、24被机械联接到压缩机18，例如通过使得它们的转子被同一涡轮机轴123支撑。第一和第二级涡轮机22、24也被机械联接到第二发电机/电动马达114。在具体实施例中，发动机核心12的轴16和涡轮机轴123各自均通过直接连接被联接到它们相应的发电机14、114；因此，被联接到发动机核心12的发电机14可以具有比被联接到涡轮机轴123的发电机114更低的旋转速度。替代性地，一个或两个连接可以通过相应齿轮箱（未示出）来执行。

在另一具体实施例中，被涡轮机22、24（或者在涡轮机处于不同轴上的实施例中被涡轮机中的一个）直接驱动的发电机114具有至少400 Hz的标称频率，其适用于高功率密度的飞行器电气设备，例如具有400 Hz的标称频率的2极交流发电机，具有从22800至25300rpm的设计速度，这可以对应于24000 rpm的标称速度。这样的发电机114可以与上文提到的任意具体发电机14结合使用。

来自这两个轴16、123的功率通过在这两个发电机14、114之间传递的电功率被结合。例如，第一发电机14将功率传递到第二发电机/马达114，该第二发电机/马达114用作驱动压缩机18的（多个）转子的马达。发电机14、114也为飞行器提供电功率。

在所示实施例中，提供功率控制器86来控制在这两个发电机14、114之间的功率传输和被提供给飞行器的功率。在具体实施例中，功率控制器86允许压缩机和发动机核心速度比可变，且每个旋转速度均针对最佳性能被独立地规划。从第一发电机14被传递到第二发电机/马达114的功率的一部分能够被控制成实现用于压缩机18的（多个）转子的最有利的旋转速度。此外，当被联接到压缩机18的涡轮机22、24产生过度能量时，第二发电机/马达114也能够提供功率至飞行器和/或至也用作马达的第一发电机14。功率控制器86也可以包含例如频率和电压调节的特征，以便管理被供应到机身的AC功率质量。

虽然未示出，不过从发动机核心12至超级增压器（supercharger）（压缩机18和涡轮机22、24）的功率传递也可以通过液压或机械CVT系统来执行，以允许独立进行速度规划。

参考图10，示出根据另一实施例的发动机组件310，其中类似于图1中所示实施例的部件的部件以相同附图标记标示并且在本文中不进一步描述。

在这种实施例中，发动机核心12的轴16被机械联接到发电机14，并且（多个）涡轮机的功率不与发动机核心12的功率复合。虽然示出单个涡轮机322，不过可以提供多个涡轮机。涡轮机322被机械联接到压缩机18，例如通过使得它们的转子由同一轴123支撑。涡轮机322可以被构造成冲动式涡轮机或者压力式涡轮机，并且可以具有任何合适的反动比，包括但不限于上文针对涡轮机22、24所描述的比。在具体实施例中，涡轮机322被替换成如前所述的第一和第二级涡轮机22、24。

流动分配组件25、125、225中的任意一个或任何其它适当的流动分配组件可以被用于分配从出口导管70到入口导管71、引气导管74和过量空气管道84的流。当提供一个以上的涡轮机时，来自过量空气管道84的流可以被循环到涡轮机中的任意一个的入口。

虽然未示出，不过（多个）涡轮机322也可以驱动单独的发电机或者任何其它适当类型的附件。虽然未示出，不过可以提供功率控制器以便控制在发电机14和从发电机14接收电功率的任意系统之间的功率传递。

以上描述仅旨在是示例性的，并且本领域技术人员将认识到，在不背离所公开的发明的范围的情况下可对所述实施例做出改变。例如，虽然压缩机18已经被示出为向发动机核心12和飞行器二者提供压缩空气，不过替代性地，压缩机18可以被构造成仅用作发动机核心12的超级增压器，并且单独的负载压缩机可以被构造成提供飞行器空气。这样的负载压缩机可以直接地或通过齿轮箱被发动机核心12和/或涡轮机22、24、322驱动。这两个压缩机可以具有公共入口。而且，虽然发动机核心12已经被描述为包括一个或更多个内燃发动机，不过发动机核心12可以替代性地是任何其它类型的发动机核心，其中压缩空气与燃料混合并被点燃以产生热燃烧气体，包括但不限于燃气涡轮发动机燃烧器；作为非限制性示例，中间冷却器26、126冷却被循环到飞行器的压缩空气，并且在过量空气和涡轮机排气之间存在或不存在排气热交换器28的情况下使用过量空气管道82将过量空气从压缩机18循环至涡轮机22、24以提供附加的功，这会被应用到具有燃烧器的燃气涡轮发动机，如图11中示意性示出的。对于本领域技术人员来说，通过审阅本公开，落入本发明范围内的其它修改将是显而易见的，并且这些修改旨在落在所附的权利要求以内。

Claims (20)

1.一种复合发动机组件，用作飞行器的辅助功率单元，所述复合发动机组件包括：

发动机核心，包括至少一个内燃发动机；

压缩机，具有与所述发动机核心的入口流体连通的出口；

引气导管，具有被构造成用于与所述飞行器的气动系统连接的端部，所述引气导管通过引气空气阀与所述压缩机的所述出口流体连通，所述引气空气阀选择性地打开和关闭在所述压缩机的所述出口和被构造成用于连接到所述气动系统的所述引气导管的所述端部之间的流体连通；以及

涡轮机区段，具有与所述发动机核心的出口流体连通的入口，所述涡轮机区段被构造成与所述发动机核心复合功率。

2.根据权利要求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个均包括被密封地且旋转地接收在相应内部腔体内的转子，从而在所述相应内部腔体内提供具有可变容积的旋转腔室，所述转子具有分离所述旋转腔室并被安装成用于在所述相应内部腔体内偏心回转的三个顶部部分，所述相应内部腔体具有带两个凸起部的外旋轮线形状。

3.根据权利要求1所述的复合发动机组件，其中，所述发动机核心具有驱动地接合到所述压缩机和所述涡轮机区段的转子的轴。

4.根据权利要求1所述的复合发动机组件，其中，所述涡轮机区段通过在所述发动机核心的轴和所述涡轮机区段的至少一个转子之间的驱动接合与所述发动机核心复合功率。

5.根据权利要求1所述的复合发动机组件，其中，所述涡轮机区段包括接合在可独立于所述发动机核心的轴旋转的涡轮机轴上的至少一个转子，所述组件进一步包括：与所述发动机核心的所述轴驱动接合的第一发电机；与所述涡轮机轴驱动接合的第二发电机；以及连接到所述第一和第二发电机并控制在所述第一和第二发电机之间的功率传递的功率控制器。

6.根据权利要求1所述的复合发动机组件，其中，所述涡轮机区段包括：具有与所述发动机核心的所述出口流体连通的入口的第一级涡轮机和具有与所述第一级涡轮机的出口流体连通的入口的第二级涡轮机。

7.根据权利要求6所述的复合发动机组件，其中，所述第一级涡轮机被构造成具有基于压力的反动比的冲动式涡轮机，所述反动比具有至多0.25的值，所述第二级涡轮机具有比所述第一级涡轮机的反动比更高的反动比。

8.根据权利要求1所述的复合发动机组件，进一步包括：与所述发动机核心的所述入口流体连通的入口导管和与所述压缩机的所述出口流体连通的出口导管，所述入口导管和引气导管两者均与所述出口导管流体连通。

9.根据权利要求1所述的复合发动机组件，其中，所述引气导管至少部分地通过中间冷却器与所述压缩机的所述出口流体连通，所述中间冷却器构造成降低从所述压缩机循环至所述引气导管的压缩空气的温度。

10.根据权利要求1所述的复合发动机组件，进一步包括：在所述压缩机的入口处的可变入口引导静叶、可变扩散器或其组合。

11.一种复合发动机组件，用作飞行器的辅助功率单元，所述复合发动机组件包括：

发动机核心，包括与公共轴驱动接合的至少一个内燃发动机；

发电机，与所述公共轴驱动接合，以便为所述飞行器提供电功率；

压缩机，具有与所述发动机核心的入口流体连通的出口；

引气导管，具有被构造成用于连接到所述飞行器的系统的端部，所述引气导管与所述压缩机的所述出口流体连通；

引气空气阀，选择性地打开和关闭在所述引气导管的所述端部和所述压缩机的所述出口之间的所述流体连通；

第一级涡轮机，具有与所述发动机核心的出口流体连通的入口；以及

第二级涡轮机，具有与所述第一级涡轮机的出口流体连通的入口；

其中，所述第一和第二级涡轮机中的至少一个被构造成与所述发动机核心复合功率。

12.根据权利要求11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个均包括被密封地且旋转地接收在相应内部腔体内的转子，从而在所述相应内部腔体内提供具有可变容积的旋转腔室，所述转子具有分离所述旋转腔室并被安装成用于在所述相应内部腔体内偏心回转的三个顶部部分，所述相应内部腔体具有带两个凸起部的外旋轮线形状。

13.根据权利要求11所述的复合发动机组件，其中，所述发动机核心的所述公共轴驱动地接合到所述压缩机和所述第一和第二级涡轮机的转子。

14.根据权利要求11所述的复合发动机组件，其中，所述第一和第二级涡轮机两者均构造成与所述发动机核心复合功率并均与所述压缩机驱动接合。

15.根据权利要求11所述的复合发动机组件，其中，所述第一和第二级涡轮机和所述压缩机的转子接合在可独立于所述发动机核心的所述公共轴旋转的涡轮机轴上，并且所述发电机是第一发电机，所述组件进一步包括：与所述涡轮机轴驱动接合的第二发电机；以及连接到所述第一和第二发电机并控制在所述第一和第二发电机之间的功率传递的功率控制器。

16.根据权利要求11所述的复合发动机组件，其中，所述第一级涡轮机被构造成具有基于压力的反动比的冲动式涡轮机，所述反动比具有至多0.25的值，所述第二级涡轮机具有比所述第一级涡轮机的反动比更高的反动比。

17.根据权利要求11所述的复合发动机组件，进一步包括：与所述发动机核心的所述入口流体连通的入口导管和与所述压缩机的所述出口连通的出口导管，所述入口导管和引气导管两者均与所述出口导管流体连通。

18.根据权利要求11所述的复合发动机组件，其中，所述引气导管至少部分地通过中间冷却器与所述压缩机的所述出口流体连通，所述中间冷却器构造成降低从所述压缩机循环至所述引气导管的压缩空气的温度。

19.一种向飞行器提供压缩空气和电功率的方法，所述方法包括：

使得压缩空气从压缩机的出口同时地流动至复合发动机组件的至少一个内燃发动机的入口并流动至与所述飞行器的气动系统连通的引气导管；

使用所述至少一个内燃发动机驱动向所述飞行器提供电功率的至少一个发电机；以及

使用所述复合发动机组件的至少一个涡轮机向所述飞行器提供电功率。

20.根据权利要求19所述的方法，进一步包括使用引气空气阀调节通过所述引气导管的所述压缩空气的流。