CN108137162B - 具有可变速比的辅助动力单元 - 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、涡轮部分以及压缩机，所述旋转间歇式内燃机驱动接合到发动机轴，所述涡轮部分具有与所述发动机的出口流体连通的入口，所述涡轮部分包括与所述发动机轴复合的至少一个涡轮，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所述引气管道流体连通的出口，所述压缩机具有连接到压缩机轴的压缩机转子，所述压缩机轴驱动接合到所述发动机轴。所述压缩机轴与所述发动机轴之间的驱动接合能够被构造成提供在所述压缩机轴与所述发动机轴与之间至少两个可选速比。

Description

具有可变速比的辅助动力单元

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15/227,496号美国申请、于2015年8月7日提交的第62/202,297号美国临时申请以及于2015年8月7日提交的第62/202,275号美国临时申请的优先权，所述三篇文献的全部内容通过引用合并入本文。

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，涉及被用作辅助动力单元（APU）的这样的组件。

背景技术

在飞行中的飞行器二次动力总体上由主发动机（原动机发动机）提供，例如通过从主发动机压缩机提取引气以及通过从用于驱动发电机和液压泵的主发动机轴提取轴动力。引气通常被用于机舱加压和/或除冰。轴动力通常被用于产生电气以及液压。从主发动机的二次动力提取可意味着燃料燃烧的重大部分，特别是当在热效率降低的条件下（例如，在部分负载期间）获得从主发动机的二次动力提取时。

传统燃气涡轮发动机辅助动力单元（即包括具有燃烧器的发动机核心）通常具有比高功率下的主发动机的热效率低得多的热效率，并被优化以当在地面上时产生二次动力。因此，在飞行期间用这样的燃气涡轮发动机辅助动力单元产生的二次动力将增加燃料燃烧，因此需要由主发动机来产生飞行期间的二次动力。

发明内容

在一方面中，提供了一种用于飞行器的辅助动力单元，所述辅助动力单元包括：旋转间歇式内燃机、涡轮部分、以及压缩机；所述旋转间歇式内燃机驱动接合到发动机轴；所述涡轮部分具有与所述旋转间歇式内燃机的出口流体连通的入口，所述涡轮部分包括与所述发动机轴复合的至少一个涡轮；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，所述压缩机具有连接到压缩机轴的压缩机转子，所述压缩机轴驱动接合到所述发动机轴，所述压缩机轴与所述发动机轴之间的驱动接合能够被构造成提供所述压缩机轴与所述发动机轴之间的至少两个可选速比。

在另一方面中，提供了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、旋转间歇式内燃机、涡轮、第一压缩机、第二压缩机以及压缩机轴；所述增压室通过主入口与所述飞行器的环境流体连通；所述旋转间歇式内燃机驱动接合到发动机轴；所述涡轮具有与所述旋转间歇式内燃机的出口流体连通的入口，所述涡轮与所述旋转间歇式内燃机复合；所述第一压缩机具有与所述增压室流体连通的入口、以及与所述旋转间歇式内燃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；所述压缩机轴连接到所述第一压缩机和所述第二压缩机中的至少一个的转子，所述压缩机轴驱动接合到所述发动机轴，所述压缩机轴和所述发动机轴之间的驱动接合能够被构造成提供在所述压缩机轴与所述发动机轴之间的至少两个可选速比。

附图说明

现在参照附图，在附图中：

图1是根据具体实施例的辅助动力单元的示意图；

图2是可被用于图1的发动机组件上的旋转发动机的示意性截面图；

图3是根据另一具体实施例的辅助动力单元的示意图；

图4是根据另一具体实施例的辅助动力单元的示意图；

图5是根据另一具体实施例的辅助动力单元的示意图；

图6是根据另一具体实施例的辅助动力单元的部分的示意性截面图，其示出了压缩机和涡轮部分，所述辅助动力单元的部分可替代性地被用于上述辅助动力单元中的任一者；

图7是根据另一具体实施例的压缩机部分的示意性截面图，所述压缩机部分可替代性地被用于上述辅助动力单元中的任一者；

图8是根据另一具体实施例的压缩机和涡轮构造的图示，所述压缩机和涡轮构造可替代性地被用于上述辅助动力单元中的任一者；

图9是图8的压缩机和涡轮构造的示意性截面图；以及

图10是根据一个具体的实施例的用于集成用于在飞行中非全时使用的辅助动力单元的系统的图示，所述辅助动力单元例如是上述辅助动力单元中的任一者。

具体实施方式

本说明包括复合式发动机组件辅助动力单元，所述辅助动力单元用于提供地面和飞行中的补充气动力和/或电力，以用于空运辅助动力单元应用。在具体的实施例中，辅助动力单元被构造成直接替换传统的燃气涡轮发动机辅助动力单元并以更高效的方式运转，其中功率/重量和功率/体积性能满足对于空运应用的需求。在固定或移动的地面动力单元上应用也是可能的。

在具体的实施例中，辅助动力单元被构造成能够提供全时和非全时的飞行中操作。因此，与传统的燃气涡轮发动机辅助动力单元相比，所述辅助动力单元可具有增大的输出范围，以适于地面和飞行中的使用。

参照图1，总体上示出了根据具体的实施例的辅助动力单元10。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公共的轴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间歇式内燃机。

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容积变化并且围绕转子腔运动，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，用于从工作腔室40放出排气气体。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，所述端密封件或角密落封件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1，辅助动力单元10包括用于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被用于在发动机核心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。

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流体连通：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被定位在中间冷却器66附近，以便使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76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'。

在示出的实施例中，增压器压缩机20还向飞行器提供引气。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被引出。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）。

在发动机核心12'中，空气与燃料混合并燃烧以提供动力和剩余量的中压排气。发动机核心12'的出口（例如，每个发动机12的排气端口50）与涡轮部分的入口流体连通，以使得来自发动机核心12'的排气在涡轮部分中膨胀。涡轮部分具有与发动机核心12'复合的一个或多个涡轮22、26。在具体的实施例中，涡轮部分包括第一级涡轮26和第二级涡轮22，第一级涡轮具有与第二级涡轮22的入口流体连通的出口，其中涡轮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，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的位置：0 代表涡轮叶片（定子）的入口，3代表涡轮叶片（转子）的入口，且5代表涡轮叶片（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具有的反应率低于（即更低值）第二级涡轮22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）、或0.2或更低（基于温度或压力）的反应率，且第二级涡轮22具有高于0.25（基于温度或压力）的反应率和/或是中等反应压力涡轮。其他值也是可能的。

压缩机可由涡轮26、22和/或发动机核心12中的一个或多个驱动；在示出的实施例中，第一和第二级涡轮26、22和压缩机20被联接到同一轴24，即压缩机20、第一级涡轮26和第二级涡轮22的转子被连接到同一压缩机轴24。

在示出的实施例中，通过使压缩机轴和发动机轴24、16通过变速器28联接来使第一和第二级涡轮26、22二者与发动机核心12'复合，所述变速器限定压缩机轴24和发动机轴16之间的两个（或更多个）速比，在具体的实施例中，这提供高速、高压力范围以用于高海拔高度操作，以及低速范围以用于地面和低海拔高度使用。因此，压缩机轴24和发动机轴16之间的驱动接合可被构造成提供轴24、16之间的至少两个可选速比。

在示出的实施例中，变速器28的驱动接合被构造为通过具有摩擦制动器/离合器和锁29的行星式齿轮级在压缩机轴24和发动机轴16之间提供两个可选的不同的离散速比，以允许两个速比操作。取决于变速器28的具体设计，辅助动力单元10可通过在低变速器动力条件下循环而切换并实现将锁解锁，或变速器28可需要辅助动力单元10停机以改变速比，并在将变速器28切换到不同的速比以后重新起动。

主发动机液体冷却器70、中间冷却器66和发动机油冷却器71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被定位在与冷却空气管道68流体连通并在所述冷却空气管道下游的排气管道78中，以驱动（“拉动”）来自发动机隔室76的气流通过冷却空气管道68和冷却器66、70、71并进入排气管道78，其中来自涡轮26、22的排气也被排放到风扇74的下游。在示出的实施例中，风扇74被发动机核心12'机械驱动，例如通过与发动机轴16直接接合以便与相同的速度旋转。替代性地，风扇74可通过变速器（不论是通过变速器28还是通过分离的变速器）被驱动，或者由直接地或间接地从发动机核心12'获取动力的马达电气驱动或液压驱动。

在具体的实施例中，飞行器发电机64被发动机核心12'（例如，包括旋转发动机12的发动机核心12'）直接驱动，发动机轴16以8000rpm的速度旋转。替代性地，飞行器发电机64可由变速器28通过增速传动装置驱动，这可使得发电机64更加紧凑。发电机64可以是可变速度发电机，使得能够根据所需要的不同负载来改变发动机核心12'的旋转速度。

图3示出根据另一实施例的辅助动力单元110，其中与图1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，在压缩机轴24和发动机轴16之间的变速器128是连续可变变速器，因此，压缩机轴24与发动机轴16之间的驱动接合被构造成提供轴24、16之间的多个不同速比。在具体的实施例中，这样的构造比图1的实施例提供更好的优化能力。在具体的实施例中，连续可变变速器128在与发动机相关的变速器的低速区域中（例如，对于旋转发动机核心来说8000rpm），并处于这样的构造：由于效率、热量产生以及重量的原因，发动机核心/涡轮工作分工使得经由连续可变变速器传递的动力最小化。

图4示出根据另一实施例的辅助动力单元210，其中与图1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，发动机轴16还接合到传递马达/发电机280（例如，高速马达/发电机），如果需要，所述传递马达/发电机可将动力传递离开发动机轴16或暂时地传递到发动机轴16。所述传递马达/发电机可充当起动器。替代性地，此动力传递功能可以与飞行器发电机64结合。然而，在具体的实施例中，分离的马达/发电机64、280允许改进的系统隔离以及失效容限。在示出的实施例中，省除了变速器。替代性地，可在发动机核心和传递马达/发电机280之间设置变速器。

另一发电机/马达282（例如，高速无刷发电机/马达）被设置在压缩机轴24上，发动机核心发电机/马达280与压缩机发电机/马达282之间提供有电气联结，例如通过双向马达/发电机控制单元284提供。电气联结是双向的意味着其可以适于从发动机轴16传递动力到压缩机轴24，并且适于从压缩机轴24传递动力到发动机轴16，以使得根据需要，来自压缩机轴24的过量动力可被传递到发动机轴16。因此，发动机轴16与压缩机轴24之间的驱动接合由发动机核心发电机/马达280、压缩机发电机/马达282以及在它们之间的电气联结提供，且通过所述电气联结的动力传输允许压缩机轴24和发动机轴16之间的速比根据需要而变化。

图5示出根据另一实施例的辅助动力单元310，其中与图1的实施例的元件相似的元件用相同的附图标记示出，并且将不在本文中进一步说明。

在此实施例中，设置了分离的压缩机320a、320b以用于地面模式和飞行模式，两个压缩机320a、320b都与所述引气管道72以及发动机核心12'的入口连通。地面模式压缩机320b被设计成用于中等压力比，且飞行模式压缩机320a被设计成用于高海拔高度需求。发动机轴16通过变速器328驱动接合到涡轮轴327，例如在它们之间具有固定的速比，涡轮26、22的转子被连接到涡轮轴327。每个压缩机320a、320b被设置在可独立旋转的压缩机轴324a、324b上。每个压缩机轴324a、324b通过（例如，作为传变速器328的一部分被包括的）离合器系统329与涡轮轴327（并且因此与发动机轴16）可选择性地接合。例如基于指示飞行器的状态的来自飞行器控制系统的输入，离合器系统329通过将压缩机轴324a、324b中的一个与涡轮轴327选择性地接合，来允许选择驱动合适的压缩机320a、320b。因此，在此情形中，每个压缩机320a、320b通过离合器系统329的接合和断开接合来改变其相对于发动机轴16的速比。

当发动机核心12'与飞行器的流动压力需求不能与单个压缩机高效地协调时，可设置附加负载压缩机以提供用于飞行器的引气，使得此负载压缩机的出口引气管道连通而不与发动机核心12'的入口连通，并且增压器压缩机的出口与发动机核心12'的入口连通而不与引气管道连通。两个压缩机中的一个可以没有可变速度操作地被驱动（例如，通过与发动机轴16齿轮接合）而另一个压缩机可具有相对于发动机核心可变速度的能力，包括但不限于例如图1和图3-5的实施例中示出的那样。替代性地，两个压缩机可都具有相对于发动机轴16可变速度的能力，包括但不限于例如图1和图3-5的实施例中示出的那样。

参照图6，示出了分离的增压器压缩机和负载压缩机的具体实施例。在此实施例中，将压缩空气提供到发动机核心12'的增压器压缩机420与将压缩空气提供到飞行器的引气压缩机421被连接到同一轴24，所述轴还接收涡轮部分的涡轮26、22。压缩机入口可如示出的那样被连接到共同的增压室19，或者可分别连接到相应的增压室；增压室19被连接到主入口14。在具体的实施例中，这样的构造允许适应对（到发动机核心12'的）增压流和（到引气管道72的）飞行器流的不同功能需求。可例如根据图1和图3-图5的实施例中的任一者来实施压缩机轴24与发动机轴16之间的可变速度驱动。

参照图7，示出了分离的增压器压缩机和负载压缩机的另一具体实施例。将压缩空气提供到发动机核心12'的增压器压缩机520和将压缩空气提供到飞行器的引气压缩机521被布置在单个转子586的两侧上，在具体的实施例中，通过锻造来制造所述转子。转子586被接收在压缩机轴24上。具有在叶轮输送压力（例如到环境）中任一者以下的低压力“下陷”（排气）590的尖端密封件588（例如，迷宫型或鳍型气密封件）被布置在叶轮尖端以避免两个压缩机520、521之间的干涉，当两侧在不同的压力下操作时，所述干涉有可能导致过早失速或喘振。压缩机轴24与发动机轴16之间的可变速度驱动可例如根据图1和图3-图5的实施例中的任一者来实施。

参照图8-图9，示出了分离的增压器压缩机和负载压缩机的另一具体实施例。增压器压缩机620与第二级（例如压力）涡轮622被安装在分离的轴624b上，且第一级涡轮626通过经由变速器628与压缩机核心12'复合的第一级轴624a来驱动引气压缩机621。在具体的实施例中，这样的构造允许涡轮增压器620找到其自身的匹配点，并可能消除对压缩机620、621中的一者进行变化的需要。可变喷嘴几何形状（例如，可变面积涡轮叶片692，见图9）可被引入第二级涡轮622以改善增压程度的可控性。在具体的实施例中，这样的构造允许独立于第一涡轮626的需求来选择第二级涡轮622的速度。如可从图9中看出的，在具体的实施例中，涡轮增压器轴624b与负载压缩机621的轴624a同轴，且设置了共用的入口增压室619以用于压缩机620、621二者。应当理解，虽然第二级涡轮622被示出为径向涡轮，其也可替代性地为轴向涡轮。

涡轮增压器轴624b与发动机轴16之间和/或负载压缩机轴624a与发动机轴16之间的可变速度驱动可例如根据图1和图3-图5的实施例中的任一者来实施。替代性地，连续可变变速器（例如，与图3的变速器相似）或电气联结（例如，与图4的电气联结相似）可被实施在负载压缩机轴624a与涡轮增压器轴624b之间，以例如改善可用的输送条件范围。

在具体的实施例中，上文讨论的辅助动力单元10、110、210、310特别地但不排他地适于在飞行期间使用，因为与常规燃气涡轮发动机辅助动力单元相比，其热效率显著地更加与主发动机（原动机发动机）的热效率相当。在具体的实施例中，辅助动力单元10、110、210、310在飞行期间被全时操作，不具有来自主发动机的引气或者轴动力提取。这可允许仅针对推进来优化主发动机，这可实现附加的燃料节省。在另一实施例中，辅助动力单元10、110、210、310仅当其处于效率优于主发动机的效率的飞行状态中才被操作并可节省燃料，并且当辅助动力单元10、110、210、310没有被用于引气和轴动力提取时，主发动机被用于引气和轴动力提取。通过在辅助动力单元失效后恢复到常规主引气和提取，这样的构造可允许缓解系统失效。

燃气涡轮推进发动机（主发动机）具有通常在高海拔高度、高标准化动力条件下（例如，巡航或爬升）的空气热力学设计点。可在设计点类型条件下允许二次引气和动力提取的效果，结果是在这些工况中以很高的热效率获得二次提取的动力。然而，当负载偏离设计值或者主发动机在部分负载下操作时，例如在下降期间或者在任务不允许获得最优巡航海拔高度的情况下，则以大大降低的热效率获得二次动力。引气可被节流以匹配在较低海拔高度下的压力需求。在较低动力场合下，还发生切换到高阶段引气，这意味着更多能量损失。主发动机的压缩机运行必须经常被“匹配”在效率的非最优的位置以将异常轴动力过载的可能性纳入考虑，并且避免发动机喘振。相对于仅基于推进要求的最佳可能设计而言，这个裕度造成一些低效率。

已经进行了关于来自主发动机的二次动力提取的任务燃料燃烧效果的一些研究，并且通常的结论是二次动力提取造成ROM 燃料燃烧的5%。

典型的传统燃气涡轮机辅助动力单元具有的热效率不能达到与主发动机在高功率下的热效率接近，因此，在飞行期间使用这样的辅助动力单元以产生二次动力将增加而不是减少任务燃料。涡轮机械部件尺寸效应（例如，叶片尺寸限制、尖端间隙损失、雷诺效应以及复杂度增加）使得试图改进燃气涡轮发动机辅助动力单元的效率是困难的，所述尺寸效应造成成本高昂并且限制循环压力比的实际增加。此外，与在典型燃气涡轮发动机辅助动力单元入口处的低空气密度和相对差的入口恢复相比，在高海拔高度下主发动机上的二次动力提取意味着高标准化动力。因此，试图调整燃气涡轮发动机辅助动力单元的尺寸以提供足够动力会导致发动机比常规尺寸的燃气涡轮发动机辅助动力单元显著地更大，这进一步使得此可选方案不具有吸引力。

相对而言，本发明的辅助动力单元10、110、210、310具有允许其潜在地克服这些困难的属性。例如，在具体的实施例中，具有包括一个或多个汪克尔旋转发动机12的发动机核心12'的辅助动力单元的循环热效率可以与主发动机的循环热效率相当，因此将二次动力源移动到辅助动力单元10、110、210、310的损失显著减少。另外，在具体的实施例中，增压可以随海拔高度而增加（通过压缩机轴和发动机轴之间的可变速比）以保持高密度核心。此外，在具体的实施例中，辅助动力单元10、110、210、310具有特别的成本特性，其比同等效率的小型燃气涡轮发动机的成本特性更具有吸引力。

例如，当飞行器在结冰条件下飞行时，其通常需要附加引气和/或电气负载；在具体的实施例中，由于辅助动力单元10、110、210、310的热效率与主发动机的热效率接近，因此其可掌管此附加引气和/或电气负载。因此，通过不将这些附加负载施加到主发动机上，主发动机可以效率更高，或者可以不同地被优化。这可能允许在总体系统设计中进一步节省重量。

辅助动力单元10、110、210、310可以结合一个或多个主发动机使用，所述一个或多个主发动机被构造为燃气涡轮发动机或者被构造为复合式发动机组件，其例如与辅助动力单元具有相似的类型但被设置成合适的尺寸以提供足够动力。

在具体的实施例中，飞行器具有在飞行中被一个或多个辅助动力单元10、110、210、310全时支持的二次动力系统，以例如避免损伤用于引气和/或动力提取的主发动机性能。

在具体的实施例中，随着海拔高度升高，（对发动机核心12'的）增压压力以及到飞行器环境控制系统（ECS）的输送压力需求二者均升高，以使得将共同的压缩机用于负载和增压空气成为可能。压缩机可变入口导向叶片被调节成匹配飞行器气动系统压力需求。控制旋转发动机中的燃料空气比以提供受控的速度操作。

然而，在从地面ECS换气操作变化到高海拔高度加压期间，相对于发动机核心具有固定速比的压缩机中的可变入口导向叶片的调节有可能无法以可接受效率达到压力比范围需求所需要的范围。在地面操作中，ECS操作所需要的相对于环境压力比通常是2-3，但在飞行中，可能需要8或超过8的压力比以提供冷却、换气和加压。在具体的实施例中，辅助动力单元10、110、210、310中的压缩机和发动机核心之间提供的可变速比允许以可接受的效率到达所需要的范围。另外或者替代性地，可能使用使得能够改变发动机核心12'的速度以更好地匹配所需要的负载的可变速发电机的使用。这可允许辅助动力单元在飞行期间全时操作，从而允许从辅助动力单元获得全部二次动力而无需涉及主发动机。

在具体的实施例中，作为使辅助动力单元10、110、210、310全时操作的替代方案，当任务条件对于主发动机二次动力提取来说特别低效时，辅助动力单元10、110、210、310作为高效动力源非全时地操作。在此情形中，如果发生辅助动力单元失效，或者无需使用辅助动力单元，则主发动机支持气动系统和电气系统。在具体的实施例中，用于处理高温压缩机输送空气的例如预冷却器的元件（其可能会被全时辅助动力单元丢弃）被保持用于非全时操作。如果没有非全时辅助动力单元的操作不频繁，则裕度可减小。

当推进发动机在中阶段引气上不能满足系统压力需求而必须切换到高阶段时，通常发生主引气提取的大量低效。高阶段引气通常超出系统设计需求，且必须被节流并且冷却以与飞行器所需要的相匹配。这可意味着能量的相当大的浪费。这有可能当在非常高海拔高度处巡航并且低重量期间或者在保持、下降和空载/滑行情形期间出现。对于一些常见的短期操作来说，非最优下降和空转燃料燃烧有可能占总任务燃料的20%，因此在飞行器方面，即使中等程度的改进也可能是显著的。

图10示出根据具体实施例的系统的图示，所述系统允许在飞行期间非全时地使用辅助动力单元10、110、210、310。针对主发动机引气阀或者压力的感测装置确定从中间阶段到高阶段引气的切换何时发生。飞行器具有总体空气管理系统控制（AMSC），所述总体空气管理系统控制（AMSC）可以与机身飞行管理系统（FMS）、发动机全权数字电子控制（FADEC）、辅助动力单元（APU）、ECS和其他气动动力用户以及APU通信。元件之间的通信可以通过ARINC或者相似的数字系统进行。可选择性地设置高速通信链路。总体上，图10中的箭头示出要在系统的元件之间通信的方向和信息。

下文示出根据具体实施例的针对气动动力和下降操作的在下降期间的程序以及图10中的装备的作用。

主发动机节流阀被抑制以启动下降。发动机压力下降，且发动机上的空气阀切换到高阶段引气。此状态改变被AMSC识别，AMSC命令APU起动。预期APU将在数秒之内起动，然而在正常情况下，在装载APU之前允许短的预热时期对于耐久性和油耗来说可能是有益的。

APU上的止回阀保护APU不受高于APU压缩机的能力的高系统压力影响。

一旦APU被预热并做好准备以接受负载，其向AMSC发出“就绪”状态，随后AMSC可打开APU隔离阀并开始逐渐关闭主发动机隔离阀，直到系统压力降低足够量以允许APU止回阀打开并允许APU输送空气到气动系统。此过程继续进行，直到APU达到全气动负载或者主发动机引气阀完全关闭。

如果由于下降的中断使得主发动机再次被节流，则留下APU支持气动系统可能是经济的。可以引入控制逻辑中的滞后回路以防止两种模式和多个APU起动/关闭之间不必要的切换。

替代性地，FMS可显示飞行器处于下降模式中，并使AMSC留下APU为气动系统提供动力用于下降过程。在此情形中，避免使用高阶段引气是有可能的。

在主节流阀被抑制之前，也可利用来自FMS的信息来预期下降并使APU起动并准备好接受负载。在具体的实施例中，使APU空载并且主发动机支持气动系统的任何时期最小化，因为这样的时期意味着燃料损失。此过程很好地适于连续下降方式（CDA）。

在具体的实施例中，一旦APU在线用于下降，则APU支持气动系统用于飞行的剩余部分，包括着陆和滑入。

在“复飞”情形中，可从主发动机获得最佳性能，因为引气和提取将已经被非全时APU最小化。

下文示出根据具体实施例的图10的装置的滑出（TXI）、起飞（TO）和爬升（CLB）操作。

在滑行中，APU支持气动系统，并且主发动机引气隔离阀关闭。在发动机加速后，主发动机引气阀控制系统确定可以满足系统压力需求的中间阶段引气。在合适的延迟（以允许起飞和初始爬升节流阀瞬变）以后，AMSC逐渐打开IP阀。在某个时间点，APU止回阀关闭并且APU可随后进行关闭。

AMSC可将过程通告给APU控制器，从而其可警示APU系统以根据需要预期气动瞬态。最终转移和关闭APU的决定可基于自从IP端口被打开起计算的时间，或者借助于显示飞行器已经完成起飞并且现在正处于“爬升”模式的FMS。

在具体的实施例中，APU的管理是基于气动负载管理的优化，因为除了在考虑提取的点处的基本热效率以外，气动负载还受到节流和冷却损失的影响。

一旦APU被激活，则其有可能承担电气负载中的一些。因为电气效率通常比气动系统稳定得多，因此在具体的实施例中，优先使用哪个源用于提供电能的主要决定是动力提取的热效率。在具体的实施例中，系统包括二次动力系统优化器，其读取主发动机和APU操作条件，并且借助于主发动机和APU性能的内置模型，旨在选择最高效率以在主发动机和APU发电机之间获得动力的总体最高效分配。

从FADEC和APU控制收集主发动机和APU操作信息。此数据被输入到优化控制中的热动力模型或者其他模型，以确定在当前条件下以及当前条件附近的热效率矩阵。所需求的负载被输入到电气分配系统以及优化器中。优化例程显示负载应当在哪里被放置或移除以到达最优条件，并信息通信回到电气分配系统以实现适当的分配。

在具体的实施例中，如果APU或系统失效，则退出非全时APU模式，并且系统作为全时主发动机支持的二次动力系统来运行，其中总体燃料消耗有一定上升。必须考虑在非全时APU可用的提取降低的情况下，采取何种方式来起飞和获得最大持续推力。

在全电APU的情形中，需求被简化，因为压缩机设计必须单独地满足发动机核心的需求。在此情形中，压缩机的流量大小减小，且功能被较大的发电机替代，所述发电机产生电力用于在飞行器上的其他地方消耗，通常是在专用ECS机压缩机中。在此情形中，可通过去除与管理飞行器引气变化有关的分流器和负载阀（这里未示出）来简化APU。

对于不具有主发动机发电机的全电APU的全时应用来说，APU的操作是自治的，并且APU控制作出响应以根据需要管理闭环至计划的转子速度。

对于可以与安装在主发动机上的发电机或者起动器发电机共享的全电APU的非全时应用来说，可利用电气负载优化例程来最高效地分配负载，所述电气负载优化例程基于经由局部执行的热模型比较主发动机和APU热效率条件。通常，当主发动机提供部分动力并且计算出APU的热效率更好时，系统将会将最大量的负载传递给APU。

在其他示例中，如果起飞和爬升/最大连续主发动机动力被节流阀指示并且被FMS确认，则可能优选的是，根据需要将负载传递到APU以最大化主发动机推力或者最小化主发动机上的涡轮温度。

一旦FMS指示了预期在一定时间内的高效发动机条件下的稳定飞行，则APU被关闭以节省燃料，除非存在使其在线以充当应急发电机的需要。

热模型可被包含在主发动机和APU控制二者中，并将连续更新的热效率对比动力提取特性发送到二次动力系统优化器，这使得负载分配或者模型可以在优化器内，其中从主发动机或者APU控制数据获得输入参数。

上述说明旨在仅仅是示意性的，且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。在参考本公开以后，本领域技术人员将显而易见到落入本发明的范围内的修改，并且这样的修改意图落入所附权利要求的范围内。

Claims (24)

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：

驱动接合到发动机轴的旋转间歇式内燃机；

涡轮部分，所述涡轮部分具有与所述旋转间歇式内燃机的出口流体连通的入口，所述涡轮部分包括与所述发动机轴复合的至少一个涡轮；

压缩机，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，所述压缩机具有连接到压缩机轴的压缩机转子，所述压缩机轴驱动接合到所述发动机轴，所述压缩机轴和所述发动机轴之间的驱动接合能够被构造成提供在所述压缩机轴与所述发动机轴之间的至少两个可选速比；以及

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、以及与所述旋转间歇式内燃机的入口流体连通的出口，所述附加压缩机具有同样连接到所述压缩机轴的压缩机转子。

2.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旋转间歇式内燃机的入口流体连通。

3.根据权利要求2所述的辅助动力单元，其中，所述压缩机是第一压缩机，并且所述压缩机轴是第一压缩机轴，所述附加压缩机是第二压缩机，所述第二压缩机包括与所述飞行器的环境流体连通的出口、以及连接到第二压缩机轴的附加压缩机转子；以及

连接到所述涡轮的转子的涡轮轴，所述第一压缩机轴和所述第二压缩机轴能够通过离合器替代性地接合到所述涡轮轴。

4.根据权利要求1所述的辅助动力单元，其中，所述压缩机转子连接到附加压缩机轴，所述附加压缩机轴驱动接合到所述涡轮部分的第二涡轮。

5.根据权利要求1所述的辅助动力单元，其中，连接到所述压缩机轴的所述压缩机转子限定在一侧上的所述压缩机以及在相对侧上的所述附加压缩机。

6.根据权利要求1所述的辅助动力单元，其中，所述压缩机轴驱动接合到所述涡轮部分。

7.根据权利要求1所述的辅助动力单元，其中，所述压缩机轴通过变速器驱动接合到所述发动机轴，所述变速器限定所述压缩机轴与所述发动机轴之间的至少两个不同的可选速比，所述至少两个不同的可选速比是离散的速比。

8.根据权利要求1所述的辅助动力单元，其中，所述压缩机轴通过连续可变变速器驱动接合到所述发动机轴。

9.根据权利要求1所述的辅助动力单元，其中，所述压缩机轴通过电气马达与电气发电机之间的电气联结而驱动接合到所述发动机轴，所述电气马达驱动接合到所述压缩机轴，所述电气发电机驱动接合到所述发动机轴。

10.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，所述第一级涡轮和所述第二级涡轮具有彼此不同的反应率。

11.根据权利要求1所述的辅助动力单元，其中，所述旋转间歇式内燃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并被安装成在限定在外壳中的内腔内偏心回转，所述内腔具有带有两个瓣叶的外旋轮线的形状。

12.根据权利要求1所述的辅助动力单元，其中，所述压缩机的入口包括可变入口导向叶片。

13.一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；

驱动接合到发动机轴的旋转间歇式内燃机；

涡轮，所述涡轮具有与所述旋转间歇式内燃机的出口流体连通的入口，所述涡轮与所述旋转间歇式内燃机复合；

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、以及与所述旋转间歇式内燃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、以及与用于向所述飞行器提供引气的引气管道流体连通的出口；以及

压缩机轴，所述压缩机轴连接到所述第一压缩机和所述第二压缩机中的至少一个的转子，所述压缩机轴驱动接合到所述发动机轴，所述压缩机轴与所述发动机轴之间的驱动接合能够被构造成提供在所述压缩机轴与所述发动机轴之间的至少两个可选速比。

14.根据权利要求13所述的辅助动力单元，其中，所述第一压缩机的出口还与所述引气管道流体连通，且所述第二压缩机的出口还与所述旋转间歇式内燃机的入口流体连通，所述压缩机轴是第一压缩机轴并且被连接到所述第一压缩机的转子，所述辅助动力单元还包括：

连接到所述第二压缩机的转子的第二压缩机轴，以及

连接到所述涡轮的转子的涡轮轴，所述第一压缩机轴和所述第二压缩机轴能够通过离合器替代性地接合到所述涡轮轴。

15.根据权利要求13所述的辅助动力单元，其中，所述压缩机轴被连接到所述第一压缩机的第一转子，并且被连接到所述第二压缩机的第二转子。

16.根据权利要求13所述的辅助动力单元，其中，所述压缩机轴被连接到所述第二压缩机的转子，所述辅助动力单元还包括：连接到所述第一压缩机的转子的附加压缩机轴，所述附加压缩机轴驱动接合到与所述涡轮流体连通的附加涡轮。

17.根据权利要求13所述的辅助动力单元，其中，连接到所述压缩机轴的所述转子限定在一侧上的所述第一压缩机以及在相对侧上的所述第二压缩机。

18.根据权利要求13所述的辅助动力单元，其中，所述压缩机轴驱动接合到所述涡轮部分。

19.根据权利要求13所述的辅助动力单元，其中，所述压缩机轴通过变速器驱动接合到所述发动机轴，所述变速器限定所述压缩机轴与所述发动机轴之间的至少两个不同的可选速比，所时速至少两个不同的可选速比是离散的速比。

20.根据权利要求13所述的辅助动力单元，其中，所述压缩机轴通过连续可变变速器驱动接合到所述发动机轴。

21.根据权利要求13所述的辅助动力单元，其中，所述压缩机轴通过电气马达和电气发电机之间的电气联结驱动接合到所述发动机轴，所述电气马达驱动接合到所述压缩机轴，所述电气发电机驱动接合到所述发动机轴。

22.根据权利要求13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，所述第一级涡轮和所述第二级涡轮具有彼此不同的反应率。

23.根据权利要求13所述的辅助动力单元，其中，所述旋转间歇式内燃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并被安装成在限定在外壳中的内腔内偏心回转，所述内腔具有带有两个瓣叶的外旋轮线形状。

24.根据权利要求13所述的辅助动力单元，其中，所述第一压缩机和所述第二压缩机中的至少一个的入口包括可变入口导向叶片。

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