CN108137161A - 具有电气驱动压缩机的辅助动力单元 - Google Patents

Abstract

用于飞行器的辅助动力单元包括旋转间歇式内燃机、涡轮、压缩机、电气马达以及传递发电机，所述涡轮具有与所述发动机的出口流体连通的入口，所述涡轮与所述发动机复合，所述压缩机具有与所述飞行器的环境流体连通的入口以及与所述飞行器流体连通的出口，所述压缩机能够独立于所述涡轮旋转，所述电气马达驱动接合到所述压缩机，所述传递发电机驱动接合到所述发动机，所述传递发电机和所述电气马达电气连接以允许在它们之间传递动力。所述压缩机或附加压缩机可与所述发动机的入口流体连通。还讨论了一种用于操作飞行器的辅助动力单元的方法。

Description

具有电气驱动压缩机的辅助动力单元

相关申请的交叉引用

本申请要求于2016年8月3日提交的第15/227,318号美国申请、以及于2015年8月7日提交的第62/202,283号美国临时申请的优先权，所述两篇文献的全部内容通过引用并入本文。

技术领域

本申请总体上涉及复合式发动机组件，并且更具体地涉及用作飞行器中的辅助动力单元的发动机组件。

背景技术

在具有机械地连接到彼此和/或连接到发动机核心的压缩机和涡轮的辅助动力单元中，压缩机、涡轮和发动机核心的尺寸通常被设置成能够适应尖峰负载。因此，在平均负载下的操作期间，一个或多个部件有可能不高效地操作。此外，有可能需要在压缩机的速度和涡轮的速度之间达成妥协，从而使其中的一者或二者不能以最佳速度操作，这有可能损害辅助动力单元的空气动力学效率。

此外，由于轴、传动装置等的几何约束，因此压缩机通常必须被定位在其被机械地连接到的部件附近。这有可能限制辅助动力单元的可能的构造，以及与压缩机流体连接的其主入口的位置。

发明内容

在一方面中，提供了用于飞行器的辅助动力单元，包括：发动机、涡轮、压缩机、电气马达以及传递发电机，所述发动机被构造成旋转间歇式内燃机，所述涡轮具有与所述发动机的出口流体连通的入口，所述涡轮与所述发动机复合，所述压缩机具有与所述飞行器的环境流体连通的入口以及与用于向飞行器提供引气的引气管道流体连通的出口，所述压缩机能够独立于所述涡轮进行旋转，所述电气马达驱动接合到所述压缩机，所述传递发电机驱动接合到所述发动机，所述传递发电机和所述电气马达电气连接以允许在它们之间传递动力。

在另一方面中，提供了用于飞行器的辅助动力单元，包括：增压室、发动机、涡轮、第一压缩机、第二压缩机、电气马达、以及传递发电机，所述增压室通过主入口与所述飞行器的环境流体连通，所述发动机被构造成旋转间歇式内燃机；所述涡轮具有与所述发动机的出口流体连通的入口，所述涡轮与所述发动机复合；所述第一压缩机具有与所述增压室流体连通的入口以及与所述发动机的入口流体连通的出口；所述第二压缩机具有与所述增压室流体连通的入口以及与用于向飞行器提供引气的引气管道流体连通的出口；所述电气马达驱动接合到所述第一压缩机和第二压缩机中的一者，所述第一压缩机和第二压缩机中的所述一者能够独立于所述涡轮进行旋转；所述传递发电机驱动接合到所述发动机，所述传递发电机和所述电气马达电气连接以允许在它们之间传递动力。

在另一方面中，提供了用于操作飞行器的辅助动力单元的方法，所述方法包括：电气地驱动压缩机以向飞行器提供压缩空气；借助于旋转间歇式内燃机来产生电力；借助于所述旋转间歇式内燃机的排气来驱动涡轮；借助于所述涡轮来产生电力；以及在所述压缩机和所述旋转间歇式内燃机之间传递动力。

附图说明

现在参照附图，在附图中：

图1a是根据具体的实施例的辅助动力单元的示意图；

图1b是根据另一具体的实施例的辅助动力单元的示意图；

图1c是根据另一具体的实施例的辅助动力单元的示意图；

图2是可在图1a-图1c的发动机组件上使用的旋转发动机的示意性截面图；

图3是根据另一具体的实施例的辅助动力单元的示意图；

图4是根据另一具体的实施例的辅助动力单元的示意图；以及

图5是根据另一具体的实施例的辅助动力单元的示意图。

具体实施方式

参照图1a，总体上示出了用作空运APU应用的辅助动力单元（APU）的电气混合式复合式发动机组件10。 在具体的实施例中，除了有可能需要受控的温度环境的其电池8以外，组件10可像常规APU一样作为单个组件被安装和移除。电池8可被设置在与常规APU装置中包括的电池隔室相似的分离的电池隔室中，其中电池通常被用于为APU电子控制器加电并为起动器提供电力。替代性地，辅助动力单元10可被用作固定的或移动的地面动力单元。

辅助动力单元10包括发动机核心12'，所述发动机核心包括接合到共同的轴16的一个或多个间歇式内燃机12。在具体的实施例中，间歇式内燃机12是旋转内燃机，例如汪克尔发动机；然而应当理解，也可替代性地使用其他类型的内燃机。参照图2，示出了可被用在发动机核心12'中的汪克尔发动机的示例。应当理解，发动机12的构造（例如端口的布置、密封件的数量和布置等）可以与所示出的实施例的构造不同。

发动机12包括限定转子腔的外壳32，所述转子腔具有限定了两个瓣叶的轮廓，所述轮廓优选地为外旋轮线。转子34被接收在转子腔内。转子限定三个周向间隔开的顶点部分36、以及具有向外拱起的侧边的总体上三角形的轮廓。顶点部分36与外壳32的周壁38的内表面密封接合，以形成在转子34和外壳32之间的可变容积的三个工作腔室40并且将它们分离。周壁38在两个轴向间隔开的端壁54之间延伸以封闭转子腔。

转子34接合到输出轴16的偏心部分42以在转子腔内执行轨道回转。对于转子34的每圈轨道回转，输出轴16执行三圈旋转。转子34的几何轴线44偏置于且平行于外壳32的轴线46。在每圈轨道回转期间，每个腔室40在容积上变化且围绕转子腔运动，以经历进气、压缩、膨胀和排气四个阶段。

进气端口48被设置成通过周壁38以允许压缩空气进入工作腔室40中的一个。排气端口50也被设置成通过周壁38，以用于从工作腔室40排放排气气体。用于火花塞、电热塞或其他点火机构以及用于燃料喷射系统（未示出）的一个或多个燃料喷射器的通道52也被设置成通过周壁38。替代性地，进气端口48、排气端口50和/或通道52可被设置成通过外壳的端壁或侧壁54。可设置与腔室40连通的子腔室（未示出），用于燃料的引燃或预喷射以用于燃烧。

为了高效操作，工作腔室40被弹簧承载的周密封件或顶点密封件56、弹簧承载的面密封件或气体密封件58以及端密封件或角落密封件60密封，所述周密封件或顶点密封件从转子34延伸以接合周壁38的内表面，所述端密封件或角落密封件60从转子34延伸以接合端壁54的内表面。转子34还包括围绕在轴偏心部分42上的用于转子34的轴承的至少一个弹簧承载的油密封环62，所述油密封环抵靠端壁54的内表面被偏置。

发动机12的燃料喷射器与重燃料（例如柴油、煤油（喷气燃料）、等效生物燃料）源连通，并将重燃料输送到发动机12中，以使得燃烧腔室分层：浓燃料-空气混合物在点火源附近，较稀的混合物在其他地方，在一个具体的实施例中，所述燃料喷射器是共轨燃料喷射器。

返回参照图1a，辅助动力单元10总体上包括压缩空气以供给发动机核心12'的增压器压缩机20。来自飞行器的环境的空气从辅助动力单元10的主入口14进入增压室19。该增压室19供给压缩机20，使得压缩机20的入口与飞行器的环境流体连通。压缩机20可选地具有用于流量控制的可变入口导向叶片23和/或可变扩压器25。在具体的实施例中，如果压缩机20被用于当发动机核心12'停机时向飞行器提供空气，则可变扩压器25提供低流量高压力模式。

电气马达64（例如高速电气马达）与压缩机20驱动接合，例如通过使马达64的轴直接连接到压缩机20的轴来实现，所述压缩机的轴继而直接连接到压缩机20的转子。在具体的实施例中，马达64是交流电恒定速度驱动器；替代性地，马达64可以是可变速度驱动器。取决于辅助动力单元10的具体应用所需要的空气流量和压力输出的范围来选择马达的类型。

压缩机20的出口与发动机核心12'的入口流体连通，在具体的实施例中通过热交换器66来实现：压缩机20从而输送空气通过限定中间冷却器的热交换器66并到达发动机核心12'的入口，例如到达每个旋转发动机12的进气端口48。在具体的实施例中，压缩机20位于中间冷却器66附近，以使得管道损失和重量最小。在示出的实施例中，中间冷却器66被接收在例如从辅助动力单元10的隔室接收空气的冷却空气管道68中，以使得冷却空气可循环通过中间冷却器66，与被供给到发动机核心12'的压缩空气处于热交换关系。替代性地，中间冷却器66可通过到主发动机冷却器70的中间流体联结被冷却，来自发动机核心12'的用过的冷却剂被循环通过所述主发动机冷却器。被冷却的压缩空气被输送到发动机核心12'，例如在250℉或更低的温度下用于包括旋转发动机12的发动机核心12'。

增压器压缩机20还可为飞行器提供引气，在这种情况下，用于飞行器系统的空气在到达中间冷却器66之前被引出，例如如示出的通过引气管道72引出。在具体的实施例中，在中间冷却器66的上游设置截流阀（未示出）。

替代性地，例如当发动机核心12'和飞行器的流量-压力需求无法与单个压缩机高效地协调时，设置附加压缩机21以向用于飞行器的引气管道72提供引气，且压缩机20的出口仅与发动机核心12'的入口连通（即，省除了压缩机20和引气管道72之间的连通）。可设置通过阀将引气管道72连接到冷却空气管道68的过量空气管道（未示出），以当飞行器不需要引气时将过量的空气转移到冷却空气管道中，以防止引气压缩机21喘振。引气压缩机21可由分离的马达65（如图1a中以虚线示出的）驱动或由与核心压缩机20相同的马达64驱动；替代性地，压缩机20、21中的一个可被机械联接到以标称恒定速度运行的发动机核心12'，且另一个被电气驱动（如图1b中所示）；或压缩机20、21中的一个可被联接到涡轮部分，且另一个被电气驱动（如图1c中所示）。

在具体的实施例中，冷却系统包括主发动机液体冷却器70、中间冷却器66以及油冷却器71。这些冷却器被安装成靠近发动机核心12'，例如在被附接到发动机核心12'的机架上的冷却空气管道68中；冷却器66、70、71可被串联或并联地安装。风扇74被定位在冷却器66、70、71下游的冷却空气管道68中，以将来自发动机隔室的气流驱动（“拉动”）通过冷却空气管道68和冷却器66、70、71并进入尾管部分。在地面操作中，存在到隔室的单独的通风空气入口（未示出）。在飞行中，当存在对冲压力时，该空气来自主飞行器入口14的侧端口（未示出）。其他构造也是可能的。在所示出的实施例中，风扇74由发动机核心12'机械地驱动，例如通过与发动机核心12'的轴16直接接合以便以相同的速度旋转。

发动机核心12'接合到变速器28，所述变速器继而支持发动机驱动的配件（例如未示出的燃料泵和油泵）。虽然未示出，但风扇74也可通过变速器28被驱动。在具体的实施例中，飞行器发电机76由发动机核心12'（例如包括转子发动机12的发动机核心）直接驱动，且发动机轴16以8000rpm的速度旋转。替代性地，飞行器发电机76可由变速器28通过增速传动装置驱动，这可使得发电机76更加紧凑。

变速器28还接合到传递马达/发电机78（例如高速马达/发电机），其主要目的是在发动机核心12'和组件的其余部分之间实现动力传递。如果需要，所述传递马达/发电机78可将动力传递离开发动机核心轴16或暂时传递到发动机核心轴16。其可充当起动器。替代性地，此动力传递功能可与飞行器发电机76集成。然而，在具体的实施例中，分离的马达/发电机76、78允许改进的系统隔离和失效容限。

发动机核心12'的出口（例如，每个旋转发动机12的排气端口50）与涡轮部分的入口流体连通，使得来自发动机核心12'的排气被供给到一个或多个涡轮26、22。涡轮26、22中的一个或多个被构造成与发动机核心12'复合动力（例如，通过电力传输）。在具体的实施例中，涡轮26、22被定位成尽可能靠近发动机核心12'以使得热管道表面、压力损失和重量最小化。在具体的实施例中，第一级涡轮26具有与第二级涡轮22的入口流体连通的出口，涡轮26、22具有彼此不同的反应率。可以利用基于温度的反应率（公式1）或基于压力的反应率（公式2）来确定涡轮的反应程度，对于同一涡轮而言基于温度的反应率和基于压力的反应率的值通常彼此接近于彼此，且针对“纯冲击”或“纯反应”涡轮来表征该涡轮：

其中T是温度，P是压力，s指代静态端口，数字指代温度或压力被测量所在的位置：0代表涡轮叶片（定子）的入口，3代表涡轮机叶片（转子）的入口，且5代表涡轮机叶片（转子）的出口；且其中纯冲击涡轮将具有0（0%）的反应率，且纯反应涡轮将具有1（100%）的反应率。

在具体的实施例中，第一级涡轮26被构造成利用离开核心发动机12的脉动流的动能，同时使所述流稳定；第二级涡轮22被构造成从所述流中剩余的压力提取能量。因此，在具体的实施例中，第一级涡轮26具有比第二级涡轮22的反应率更低（即更低值）的反应率。在具体的实施例中，第一级涡轮26具有0.25或更低的反应率（基于温度或压力），且第二级涡轮22具有高于0.25的反应率（基于温度或压力）。其他值也是可能的。

涡轮级26、22中的一个或多个为发电机80（例如高速发电机）提供动力。在示出的实施例中，涡轮级26、22二者均驱动接合发电机80，例如通过使发电机80的轴直接连接到涡轮26、22的轴来实现，涡轮26、22的轴继而直接连接到涡轮26、22的转子。替代性地，发电机80可仅联接到涡轮级26、22中的一个，而涡轮级26、22中的另一个可经由变速器被联接到发动机核心12'，或者独立地联接到压缩机20、21。也可设置多于两个的涡轮级。

来自涡轮级26、22的排气被管道输送以与冷却系统排气混合并从排气尾管30排出。

在具体的实施例中，电力电子模块82被定位成靠近冷却空气入口69。电力电子模块82在传递马达/发电机78、压缩机马达64、65、涡轮发电机80和电池8之间提供电气连接。在具体的实施例中，电力电子模块82包含用于压缩机马达64、65的交流电马达驱动器、用于涡轮发电机80的整流器和调节器、用于传递马达/发电机78的双向驱动器/调节器以及用于电池8的充电电流调节器；替代性地，充电电流调节器可被定位在电池组件内。电力电子模块82接受来自APU电子控制器84的输入，所述电子控制器继而响应于来自系统传感器的飞行器输入和反馈。

在具体的实施例中，蓄电池8具有高能量密度，并且例如是锂聚合物多电池单元270V直流电电池。在具体的实施例中，此电池8能够在非常短的时间段内输出高达50或60KW，并且能量密度在0.75KW / Kg左右。其他值也是可能的。

图1b示出了根据另一实施例的电气混合式复合式发动机组件辅助动力单元110，其中与图1a的实施例的元件相似的元件用相同的附图标记示出，且将不在本文中进一步说明。在此实施例中，引气压缩机121由电气马达165驱动，而核心压缩机120直接地机械联接到发动机核心12'，或通过变速器28机械地联接到发动机核心12'。

图1c示出根据另一实施例的电气混合式复合式发动机组件辅助动力单元110'，其中与图1a的实施例的元件相似的元件用相同的附图标记示出，且将不在本文中进一步说明。在此实施例中，引气压缩机121'由电气马达165驱动，而核心压缩机120'例如通过联接到所示的涡轮发电机80，来机械地联接到涡轮22、26。

图3示出根据另一实施例的电气混合式复合式发动机组件辅助动力单元210，其中与图1a-图1b的实施例的元件相似的元件用相同的附图标记示出，且将不在本文中进一步说明。虽然未示出，但可设置附加压缩机21以用于飞行器引气，其中压缩机20、21例如如图1a、图1b或图1c中所示出的那样被构造。

在此实施例中，冷却风扇274由风扇马达286电气地提供动力，而不是由连接到发动机核心12'的机械驱动器提供动力。在此构造中，电力电子模块82为风扇马达286提供附加输出，以使得风扇马达286电气连接到传递马达/发电机78、压缩机马达64、涡轮发电机80以及电池。此输出的复杂程度可以不同。其可以是与风扇马达286上的马达控制电子装置的简单的直流电联结，其可以是交流电联结或者其可以是双向的；在具体的实施例中，在飞行期间，当入口69的门打开且辅助动力单元210、310、410不操作时，双向联结允许从风扇274的风力旋转中收获动力。

此实施例可在风扇274的尺寸设定和操作方面提供一些优势：其可以例如为了节省动力而被关闭，直到冷却剂到达预定的温度。在需要更少冷却工作的寒冷的日子里，风扇的操作速度可降低。风扇的设计速度可针对包装体积进行优化。

图4示出根据另一实施例的电气混合式复合式发动机组件辅助动力单元310，其中与图3的实施例的元件相似的元件用相同的附图标记示出，且将不在本文中进一步说明。虽然未示出，但可设置附加压缩机21以用于飞行器引气，其中压缩机20、21例如如图1a、图1b或图1c中示出的那样被构造。虽然风扇274被示出为由风扇马达286驱动，其可替代性地由发动机核心12'驱动，例如如图1a中示出的那样。

在此实施例中，涡轮发电机和压缩机马达由共同的电机388（例如高速马达/发电机）替代。涡轮26、22通过涡轮机轴324机械地联结到压缩机20，且马达/发电机388接合到涡轮机轴324。取决于需要的是增加扭矩还是减小扭矩，马达/发电机388相应地充当马达或者发电机。在具体的实施例中，将涡轮26、22附接到压缩机20会机械地降低在正常操作下系统的动力传递需求，这是一个考虑因素，因为马达/发电机388和电力电子模块82产生与正被使用的电流有关的热量。

在具体的实施例中，涡轮26、22通过超越离合器390联接到涡轮机轴324，以使得压缩机20可被加速到比涡轮26、22的自由运行速度更高的速度；因此，压缩机20可选择性地能够独立于涡轮26、22旋转。在具体的实施例中，离合器390允许在瞬态条件下从发动机核心12'的低功率提高增压（以降低或消除涡轮滞后）以及当发动机核心12'停机时在不产生涡轮阻力的前提下驱动压缩机20。在具体的实施例中，离合器390为涡轮26、22提供一些保护，以通过允许马达/发电机388和压缩机20借助于超越离合器390充当涡轮26、22的制动器来降低涡轮26、22超过马达/发电机388的设定速度的风险或防止这种情况出现。

替代性地，超越离合器390可被适合于在压缩机20和涡轮26、22的旋转速度下使用的具有主动接合和脱离构造的任何类型的离合器替代。在具体的实施例中，采取了措施以限制（或在结构上容忍）被断开联接的涡轮可达到的最大速度。在替代实施例中，涡轮26、22和压缩机20通过中间齿轮系统连接，其中离合器（例如超越离合器）将驱动器的电机/压缩机部分与驱动器的涡轮部分分离；离合器可被设置在具有与超越离合器兼容的速度的方便的中间齿轮级上。

图5示出根据另一实施例的电气混合式复合式发动机组件辅助动力单元410，其中与图4的实施例的元件相似的元件用相同的附图标记示出，且将不在本文中进一步说明。虽然未示出，但可设置附加压缩机21以用于飞行器引气，压缩机20、21例如像图1a、图1b或图1c中所示出的那样被构造。虽然风扇274被示出为由风扇马达286驱动，但其可替代性地由发动机核心12'驱动，例如像图1a中示出的那样。

在此实施例中，涡轮22、426被分离。第一级（例如，较低反应率）涡轮426在中间速度下更高效，并通过与发动机核心12'机械接合（例如，通过变速器28来实现）而被复合到发动机核心12'。第二级（例如，较高反应率）涡轮22以与涡轮增压器相似的方式通过自由涡轮机轴424被联接到压缩机20。涡轮机轴424上的马达/发电机388允许传递动力到压缩机20或从第二级涡轮22提取更多负载。第二级涡轮22可选地通过离合器490（未示出）被连接到涡轮机轴424，以便当发动机核心12'停机时允许驱动压缩机20而不产生涡轮阻力。

在使用中以及在具体的实施例中，辅助动力单元10、110、110'、210、310、410这样进行操作：电气驱动压缩机20、21以向飞行器提供压缩的气体，借助于发动机核心12'产生电力，用发动机核心的排气来驱动涡轮22、26、426，借助于涡轮22、26来产生电力，以及在压缩机20、21和发动机核心12'之间传递电力。所述方法可还包括：电气地驱动分离的核心压缩机20以向发动机核心12'提供压缩气体；以及在压缩机20、21和发动机核心12'之间传递电力。

在具体的实施例中，电机64、65、78、80、165、388在涡轮22、26、压缩机20、21和发动机核心12'上的使用、以及对在电机64、65、78、80、165、388之间的能量传递的管理会允许系统适应操作条件的改变。在电池8中的能量存储有利地使得，来自电池8的能量被用于尖峰负载顶部（例如，以支持主发动机起动（MES）或飞行器环境控制系统（ECS）的最大需要，其代表在地面上运行的辅助动力单元的最高负载）。类似地，当在飞行中使用辅助动力单元10、110、110'、210、310、410时，例如在非常高的海拔高度（例如，35000英尺以上）处的最高下降位置处（这在短时间段内在低大气压力下要求高负载），可使用电池8。因此，负载可被平均，且可针对包括电池再充电的平均工作周期负载来优化发动机核心12'的尺寸，这可允许发动机核心12'更小且在工作周期的更大百分比上以最佳效率条件操作。这可允许通过使发动机核心12'在周期的更大部分中以优选条件操作来降低平均燃料消耗、排放和/或噪音水平。

在具体的实施例中，可通过管理发动机核心12'和压缩机20之间的电力传递系统来改善负载瞬变。

在具体的实施例中，电气驱动压缩机20、21和电气复合的涡轮22、26可在最佳速度下运行，并因此与可能需要进行妥协的机械地联接到旋转核心的压缩机和涡轮相比更小和/或空气动力学方面更高效。

在具体的实施例中，动力可以在发动机核心12'和压缩机20、21之间传递，以优化发动机核心和压缩机每者的操作点。借助于压缩机20、21的可变速度操作，可高效地获得流量和压力的宽范围，而无需求助于用于较低流量和压力比条件下的低效的高度封闭的入口导向叶片设置。

在具体的实施例中，并且如上文所讨论的，压缩机20、21可被独立地电气地驱动，而不需要起动发动机核心12'。因此，有可能使用仅由电池电力驱动的压缩机20、21来向飞行器提供短期气动动力能力（例如，在短时间段内执行气动主发动机起动和/或提供一些机舱调节），即，无需起动辅助动力单元10、110、110'、210、310、410。对于冗余（例如，用于主发动机起动）以及在最小化噪音和排放是关键的（例如在闸门区域附近）的情形中，这可能是有利的。

在压缩机20、21由专用的电气马达64、65、165驱动的具体的实施例中，压缩机20、21和入口14可被定位成便于使总体安装包受益，而不担心轴和到发动机核心轴16的传动装置的几何约束。可（例如）通过动态关注来限制轴长度，且可通过节线速度来限制齿轮中心距离；类似于斜面驱动器的元件的角度也可被约束。对比而言，电气地传送负载是通过可根据需要方便地布设的电线来实现的，这在定位被驱动的元件方面提供更高灵活性。

在具体的实施例中，在飞行中，如果APU入口门打开而辅助动力单元210、310、410不在操作，则电气驱动的冷却风扇274允许冷却风扇274被用作冲压空气涡轮。由接合到风扇274的电机286产生的电力和/或电池8的电力可在紧急情况中被使用，以消除对许多较大的商用飞行器上被用作最后机会应急电力的分离的冲压空气涡轮的需要；由风扇274产生的电力可被用于在飞行中代替起动器动力和/或在没有电池辅助的前提下实现发动机核心12'的风力旋转起动。附加地，APU电池8可被用作飞行器应急电力的重要来源。在应急风力旋转功能需要改善的隔离的情况下，风扇马达286中可包括专用于应急电力功能的第二组绕组。

在具体的实施例中，由根据图1a-图1b的发动机核心12'机械驱动的风扇74也可允许风力旋转起动。

上文的说明仅意在是示例性的，本领域技术人员将认识到，可在不脱离所公开的本发明的范围的前提下对实施例进行改变。在参考本公开之后，落入本发明的范围的变型将对本领域技术人员来说显而易见，且这样的变型意图落入所附的权利要求范围内。

Claims (21)

1.一种用于飞行器的辅助动力单元，所述辅助动力单元包括：

发动机，其被构造成旋转间歇式内燃机；

涡轮，其具有与所述发动机的出口流体连通的入口，所述涡轮与所述发动机复合；

压缩机，其具有与所述飞行器的环境流体连通的入口以及与用于向所述飞行器提供引气的引气管道流体连通的出口，所述压缩机能够独立于所述涡轮旋转；

电气马达，其与驱动接合到所述压缩机；以及

传递发电机，其驱动接合到所述发动机，所述传递发电机与所述电气马达电气连接以允许在所述传递发电机与所述电气马达之间传递动力。

2.根据权利要求1所述的辅助动力单元，所述辅助动力单元还包括：附加压缩机，所述附加压缩机具有与所述飞行器的环境流体连通的入口以及与所述发动机的入口流体连通的出口。

3.根据权利要求1所述的辅助动力单元，其中所述压缩机的出口还与所述发动机的入口流体连通。

4.根据权利要求1所述的辅助动力单元，其中所述涡轮是第一级涡轮，所述辅助动力单元还包括具有与所述第一级涡轮的出口流体连通的入口的第二级涡轮，且其中所述电气马达也是发电机，所述第二级涡轮驱动接合到所述电气马达，所述第一级涡轮驱动接合到所述发动机。

5.根据权利要求1所述的辅助动力单元，所述辅助动力单元还包括：驱动接合所述涡轮的附加发电机，其中所述附加发电机、所述传递发电机和所述电气马达电气连接以允许在它们之间传递动力。

6.根据权利要求1所述的辅助动力单元，其中所述电气马达也是发电机，且其中所述涡轮通过离合器驱动接合到所述电气马达。

7.根据权利要求1所述的辅助动力单元，所述辅助动力单元还包括：热交换器、风扇以及附加电气马达，所述压缩机的出口与所述发动机的入口通过所述热交换器流体连通，所述风扇被构造成驱动冷却气体流通过所述热交换器，所述附加电气马达驱动接合到所述风扇，所述传递发电机、所述电气马达和所述附加电气马达电气连接以允许在它们之间传递动力。

8.根据权利要求1所述的辅助动力单元，所述辅助动力单元还包括：电池，所述电池电气连接到所述传递发电机并电气连接到所述电气马达，以允许在它们之间传递动力。

9.根据权利要求1所述的辅助动力单元，其中所述发动机是包括转子的汪克尔旋转发动机，所述转子具有三个顶点部分，所述转子被安装成在外壳中限定的内腔中偏心回转，所述内腔具有带有两个瓣叶的外旋轮线的形状。

10.一种用于飞行器的辅助动力单元，所述辅助动力单元包括：

增压室，所述增压室通过主入口与所述飞行器的环境流体连通；

发动机，所述发动机被构造成旋转间歇式内燃机；

涡轮，所述涡轮具有与所述发动机的出口流体连通的入口，所述涡轮与所述发动机复合；

第一压缩机，所述第一压缩机具有与所述增压室流体连通的入口以及与所述发动机的入口流体连通的出口；

第二压缩机，所述第二压缩机具有与所述增压室流体连通的入口以及与引气管道流体连通的出口，所述引气管道用于向所述飞行器提供引气；

电气马达，所述电气马达驱动接合到所述第一压缩机和第二压缩机中的一个，所述第一压缩机和第二压缩机中的所述一个能够独立于所述涡轮旋转；以及

传递发电机，所述传递发电机驱动接合到所述发动机，所述传递发电机以及所述电气马达电气连接以允许在它们之间传递动力。

11.根据权利要求10所述的辅助动力单元，其中所述电气马达是第一电气马达，所述辅助动力单元还包括第二电气马达，所述第二电气马达驱动接合到所述第一压缩机和第二压缩机中的另一个，且其中所述传递发电机、所述第一电气马达和所述第二电气马达电气连接以允许在它们之间传递动力。

12.根据权利要求10所述的辅助动力单元，其中所述电气马达驱动接合到所述第二压缩机，且所述第一压缩机驱动接合到所述涡轮。

13.根据权利要求10所述的辅助动力单元，其中所述电气马达驱动接合到所述第二压缩机，且所述第一压缩机驱动接合到所述发动机。

14.根据权利要求10所述的辅助动力单元，其中所述涡轮是第一级涡轮，所述辅助动力单元还包括第二级涡轮，所述第二级涡轮具有与所述第一级涡轮的出口流体连通的入口，且其中所述电气马达还是发电机，所述第二级涡轮驱动接合到所述电气马达，所述第一级涡轮驱动接合到所述发动机。

15.根据权利要求10所述的辅助动力单元，所述辅助动力单元还包括：附加发电机，所述附加发电机驱动接合到所述涡轮，其中所述附加发电机、所述传递发电机和所述电气马达电气连接以允许在它们之间传递动力。

16.根据权利要求10所述的辅助动力单元，其中所述电气马达还是发电机，且其中所述涡轮通过离合器驱动接合到所述电气马达。

17.根据权利要求10所述的辅助动力单元，所述辅助动力单元还包括：热交换器、风扇以及附加电气马达，所述第一压缩机的出口通过所述热交换器与所述发动机的入口流体连通，所述风扇被构造成驱动冷却空气流通过所述热交换器，所述附加电气马达驱动接合到所述风扇，所述传递发电机、所述电气马达和所述附加电气马达电气连接以允许在它们之间传递动力。

18.根据权利要求10所述的辅助动力单元，所述辅助动力单元还包括：电池，所述电池电气连接到所述传递发电机且电气连接到所述电气马达，以允许在其之间传递动力。

19.根据权利要求10所述的辅助动力单元，其中所述发动机是具有转子的汪克尔旋转发动机，所述转子具有三个顶点部分并被安装成在外壳中限定的内腔内偏心回转，所述内腔具有带有两个瓣叶的外旋轮线的形状。

20.一种操作飞行器的辅助动力单元的方法，所述方法包括：

电气驱动压缩机以向所述飞行器提供压缩气体；

借助于旋转间歇式内燃机产生电力；

借助于所述旋转间歇式内燃机的排气来驱动涡轮；

借助于所述涡轮来产生电力；以及

在所述压缩机和所述旋转间歇式内燃机之间传递电力。

21. 根据权利要求19所述的方法，其中所述压缩机是第一压缩机，所述方法还包括：

电气驱动第二压缩机以将压缩气体提供到所述旋转间歇式内燃机的入口；以及

在所述第一压缩机、所述第二压缩机和所述旋转间歇式内燃机之间传递电力。