CN109139234B - 带有中间冷却器的发动机组件 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及带有中间冷却器的发动机组件。一种操作接收燃料的发动机组件的方法，包括：允许在温度T1下的大气空气通过具有PRGT的压力比的压缩机的入口；在压缩机中压缩空气；通过中间冷却器使来自压缩机的压缩空气冷却，以使空气从温度TBIC冷却至温度TAIC；将冷却的压缩空气从中间冷却器传输到间歇式内燃发动机的入口，间歇式内燃发动机具有有效体积压缩比rVC；以及在点燃燃料之前，在间歇式内燃发动机中进一步压缩空气，其中
Figure 100004_DEST_PATH_IMAGE002
。还讨论了一种发动机组件。

Description

带有中间冷却器的发动机组件
技术领域
本申请总的涉及发动机组件，且更具体地，涉及所述发动机组件内的温度分布。
背景技术
在包括内燃发动机的发动机组件中，例如复合发动机组件中，可能期望的是，使用避免自燃的循环。然而，许多因素对燃烧腔室的自燃有影响，并且，可能难以在避免自燃情况的同时获得可接受的热效率。
发明内容
在一个方面，提供一种操作接收燃料的发动机组件的方法，该方法包括：允许在温度T1下的空气通过压缩机的入口；在压缩机中压缩空气，压缩机具有PRGT的压力比；通过中间冷却器冷却来自压缩机的压缩空气，中间冷却器使空气从温度TBIC冷却至温度TAIC；将来自中间冷却器的冷却的压缩空气传输到间歇式内燃发动机，间歇式内燃发动机具有有效体积压缩比rVC；以及在点燃燃料之前，在间歇式内燃发动机中进一步压缩空气；其中
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE001
，其中：TA是间歇式内燃发动机中燃料的自燃温度；TA、TBIC和TAIC采用兰氏温标（degrees Rankine）；并且a和b是大于或等于0的无量纲常数。
在另一方面，提供一种在发动机组件中执行燃烧的方法，该方法包括：允许在温度T1下的空气通过压缩机的入口；在压缩机中压缩空气，压缩机具有PRGT的压力比；通过中间冷却器冷却来自压缩机的压缩空气，中间冷却器使空气从温度TBIC冷却至温度TAIC；将来自中间冷却器的冷却的压缩空气传输到间歇式内燃发动机，间歇式内燃发动机具有有效体积压缩比rVC；以及在点燃燃料之前，在间歇式内燃发动机中进一步压缩空气；点燃燃料并将间歇式内燃发动机的排气传输到涡轮机，以利用排气驱动涡轮机的转子；其中
Figure 992866DEST_PATH_IMAGE001
，其中：TA是间歇式内燃发动机中燃料的自燃温度；TA、TBIC和TAIC采用兰氏温标；并且a和b是大于或等于0的无量纲常数。
在另一方面，提供一种构造成燃烧燃料的发动机组件，该发动机组件包括：具有PRGT的压力比的压缩机；与压缩机的出口流体连通的中间冷却器，中间冷却器构造成使从压缩机接收的空气从温度TBIC冷却至温度TAIC；间歇式内燃发动机，该间歇式内燃发动机具有通过中间冷却器与压缩机流体连通的入口，该间歇式内燃发动机具有有效体积压缩比rVC；其中，压缩机与间歇式内燃发动机之间的压力分布由
Figure 507024DEST_PATH_IMAGE002
限定，其中：T1是压缩机的入口处空气的温度；TA是间歇式内燃发动机中燃料的自燃温度；TA、TBIC和TAIC采用兰氏温标；并且a和b是大于或等于0的无量纲常数。
附图说明
现在对附图作出参考，其中：
图1是根据特定实施例的复合发动机组件的示意性视图；
图2是根据另一特定实施例的复合发动机组件的示意性视图；
图3是可用于比如图1-2中所示的发动机组件中的汪克尔（Wankel）转子组件的示意性横截面视图；以及
图4是在根据特定实施例的、比如图1和图2中所示的发动机组件的循环中根据熵的温度变化的示意图。
具体实施方式
图1图示了根据特定实施例的复合发动机组件10，其构造成涡轮螺旋桨发动机。复合发动机组件总的包括增压压缩机（boost compressor）20、中间冷却器17、间歇式内燃发动机12和一个或更多个（在所示的实施例中为两个）涡轮机26、22，所述间歇式内燃发动机12例如被构造为液体冷却式重质燃料多转子旋转间歇式燃烧发动机。
发动机轴16由发动机12驱动，并驱动接合到可旋转的负荷，这里，该可旋转的负荷被示出为螺旋桨8。理解的是，发动机组件10可替代地构造成驱动任何其它适当类型的负荷，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）、直升机转子、压缩机、风扇或任何其它适当类型的负荷或其组合，并且发动机组件10可替代地构造成涡轮轴发动机、涡轮风扇发动机或辅助功率单元（APU）。
增压压缩机20的出口通过中间冷却器17与发动机12的入口流体连通，以便在压缩空气进入发动机12之前降低压缩空气的温度。相应地，空气进入压缩机20并被压缩，并且压缩空气流动通过中间冷却器17，并然后流动到发动机12的入口。在特定实施例中，压缩机20包括可变入口引导叶片23，在空气到达压缩机20的转子之前，空气流动通过可变入口引导叶片23。
在所示实施例中，发动机12利用压缩机20增压，压缩机20与发动机12成一直线安装，即压缩机20的转子与发动机轴16共轴地旋转。压缩机20的转子接合在压缩机轴15上，并且发动机轴16通过增速齿轮箱（step-up gearbox）21与压缩机轴15驱动接合，增速齿轮箱21可包括例如行星齿轮系统。其它的构造也是可能的；例如，压缩机20可由涡轮机22、26驱动。压缩机20可以是单级装置或多级装置，并可包括具有径向、轴向或混合流动叶片的一个或更多个转子。
在发动机12中，压缩空气与燃料混合并燃烧，以提供功率和残余量的排气。由发动机12产生的机械功率驱动螺旋桨8。发动机12提供呈以高峰值速度离开的高压热气的排气脉冲形式的排气流。发动机12的出口与涡轮机22、26的入口流体连通，并且相应地，来自发动机12的排气流被供应到涡轮机22、26。
涡轮机22、26包括接合在涡轮机轴19上的至少一个转子。由涡轮机22、26回收的机械能与发动机轴16的机械能复合，以驱动螺旋桨8。在所示实施例中，两个涡轮机22、26由涡轮机轴19通过减速齿轮箱24（例如通过带空转齿轮（idler gear）的偏移齿轮系）机械链接到发动机轴16并与发动机轴16驱动接合而与发动机12复合。发动机轴16也通过相同的减速齿轮箱24机械链接到螺旋桨8并与螺旋桨8驱动接合。在特定实施例中，减速齿轮箱24包括两个齿轮系分支：机械链接涡轮机轴19与发动机轴16的复合分支24c，和机械链接发动机轴16与螺旋桨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可通过不同的齿轮箱接合到螺旋桨8，或者涡轮机轴19可以与发动机轴16与螺旋桨8之间的接合分开地接合到发动机轴16。
在所示实施例中，发动机组件10包括接收来自发动机12的排气的第一级涡轮机26和接收来自第一级涡轮机26的排气的第二级涡轮机22，其中涡轮机26、22彼此具有不同的反动比（reaction ratio）。在特定实施例中，第一级涡轮机26构造成从离开发动机12的脉冲流的动能获益，同时使流稳定，并且第二级涡轮机22构造成从流中剩余的压力提取能量。相应地，在特定实施例中，第一级涡轮机26具有比第二级涡轮机22的反动比更低的反动比（即，更低的值）。其它的构造也是可能的。
尽管未示出，然而在特定的实施例中，发动机12具有冷却剂系统，例如液体冷却剂系统，其可有别于发动机组件10的任何燃料与润滑系统，从而专用冷却剂与发动机组件10的润滑剂和燃料单独地且独立地循环通过发动机12并通过相关联的热交换器。热交换器可由流动通过中间冷却器17的相同空气流来冷却，以使压缩空气冷却，其中冷却空气流例如通过由发动机12驱动的相同的风扇产生。其它的构造也是可能的。
参考图2，根据另一实施例的复合发动机组件110被示出，其可用作例如飞行器的辅助功率单元（APU）；其它的用途也是可能的。与发动机组件10的元件相似的元件通过相同的附图标记来标示，且本文中将不进一步描述。
在该实施例中，来自发动机12和涡轮机22、26的功率被复合，以例如经由齿轮箱24驱动输出轴108，齿轮箱24限定发动机轴16、涡轮机轴19与输出轴108之间的驱动接合。压缩机轴15和涡轮机轴19是共轴的，并从发动机轴16偏移。压缩机轴15例如经由齿轮箱24与涡轮机轴19和发动机轴16两者驱动接合，或者通过由相同轴的不同部分限定的压缩机轴和涡轮机轴15、19与涡轮机轴19和发动机轴16两者驱动接合。
增压压缩机20是超级增压压缩机（supercharger compressor）20，其压缩空气以馈送发动机12。发动机组件110还包括用于提供引气（bleed air）（例如，用于飞行器）的负荷压缩机21，负荷压缩机21也与压缩机轴15驱动接合。压缩机20、21两者接收大气空气并彼此并行地压缩空气，从而用于发动机12的引气和压缩空气可彼此独立地被提供。替代地，压缩机20可充当增压压缩机和负荷压缩机两者，且例如通过从压缩机出口分支出的相应管道将压缩空气同时提供到发动机12和飞行器。
理解的是，所示的发动机组件10、110仅作为示例被提供，并且发动机组件可具有任何其它适当的构造，包括但不限于比如如下中描述的复合循环发动机系统的构造或复合循环发动机的构造：2010年7月13日授权的Lents等人的美国专利号7,753,036；或2010年8月17日授权的Julien等人的美国专利号7,775,044；或2015年10月1日公开的Thomassin等人的美国专利公开号2015/0275749；或2015年10月1日公开的Bolduc等人的美国专利公开号2015/0275756，以上所有文献的全部内容通过引用的方式被并入本文中。例如，复合发动机组件10、110可构造成单轴发动机组件。复合发动机组件10、110可用作比如飞行器上的或其它车辆上的或任何其它适合的应用中的原动机发动机。
此外，理解的是，发动机组件10、110可具有除复合发动机组件的构造之外的其它构造。例如，涡轮机22、26可被省去，或可独立于内燃发动机12旋转。
在所示的发动机组件10、110的特定实施例中，发动机12是旋转间歇式内燃发动机，其包括驱动接合到发动机轴16的两个或更多个转子组件。在另一实施例中，发动机12包括单个转子组件。在特定实施例中，转子组件构造成汪克尔发动机。然而，理解的是，其它适合类型的内燃发动机12可被使用；例如，发动机12可以是往复式发动机，具有接合到发动机轴16的一个或多个活塞。
参考图3，可限定发动机12的转子组件11的汪克尔发动机的示例被示出。理解的是，转子组件11的构造，例如端口的布置、密封件的数目和布置、顶部（apex）部分的数目、燃烧腔室等，可与所示实施例的内容不同。
转子组件11包括壳体32，壳体32限定转子腔，转子腔具有限定两个凸起部（lobe）的轮廓，其优选是外旋轮线（epitrochoid）。转子34被接收在转子腔内。在该实施例中，转子限定三个周向间隔开的顶部部分36和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的周界壁38的内表面密封接合，以在转子34与壳体32之间形成可变体积的三个燃烧腔室40并将其分开。周界壁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公转（orbitalrevolution）。对于转子34的每次轨道公转，输出轴16执行三次旋转。转子34（和偏心部分42）的几何轴线44从壳体32（和轴16）的轴线46偏移并与轴线46平行。在转子34的每次公转期间，每个燃烧腔室40的体积发生变化，并且每个燃烧腔室40绕转子腔移动，以经历进气、压缩、膨胀和排气四个阶段。
进气端口48例如被设置成通过周界壁38，用于允许压缩空气进入燃烧腔室40中的一个中；转子组件11的进气端口48一起限定发动机12的入口。排气端口50也例如被设置成通过周界壁38，用于从燃烧腔室40排出排气；转子组件11的排气端口50一起限定发动机12的排气部。用于火花塞、电热塞（glow plug）或其它点燃源的通道52以及用于燃料喷射系统（未示出）的一个或更多个燃料喷射器的通道52也例如被设置成通过周界壁38。替代地，进气端口48、排气端口50和/或通道52可被设置成通过壳体的端壁或侧壁54。子腔室（未示出）可设置成与燃烧腔室40连通，用于燃烧的燃料的先导（pilot）和预喷射，并且点燃机构可与该子腔室连通。
为了有效的操作，燃烧腔室40由弹簧加载的周界密封件或顶部密封件56和弹簧加载的面或气体密封件58以及端部或角部密封件60密封，弹簧加载的周界密封件或顶部密封件56从转子34延伸，以接合周界壁38的内表面，弹簧加载的面或气体密封件58以及端部或角部密封件60从转子34延伸，以接合端壁54的内表面。转子34还包括至少一个弹簧加载的油封环62，至少一个弹簧加载的油封环62在轴偏心部分42上绕转子34的轴承偏压抵靠端壁54的内表面。
在特定实施例中，发动机12的燃料喷射器是公共轨道燃料喷射器，在特定实施例中，发动机12的燃料喷射器与重质燃料（例如，柴油、煤油（航空燃料）、等效生物燃料）的源连通并将重质燃料传输到发动机12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。替代地，喷射器可喷射空气与燃料的混合物。在特定实施例中，燃料是液体燃料。
燃烧腔室40的有效体积膨胀比rVE对应于VE1/VE2，其中VE1是排气端口50打开前立即的工作体积（即，在膨胀阶段的排气端口关闭的部分期间的最大工作体积），并且VE2是膨胀阶段开始时的工作体积（即，膨胀阶段期间的最小工作体积）。燃烧腔室40的有效体积压缩比rVC对应于VC1/VC2，其中VC1是入口端口48关闭后立即的工作体积（即，在压缩阶段的入口端口48关闭的部分期间的最大工作体积），并且VC2是压缩阶段结束时的工作体积（即，压缩阶段期间的最小工作体积）。在特定实施例中，所有燃烧腔室40具有相同的有效体积压缩比rVC，其被认为是发动机12的有效体积压缩比rVC。
在特定实施例中，发动机12在米勒循环（Miller cycle）下操作，即具有比其有效体积膨胀比rVE更低的有效体积压缩比rVC。在发动机12包括一个或更多个转子组件11的实施例中，这可例如通过使转子组件11中的一个或更多个的入口端口48定位成比排气端口50更加靠近于顶死点（TDC，top dead center）来获得，以便降低有效体积压缩比rVC。替代地，发动机12的有效体积压缩比和有效体积膨胀比rVC、rVE可彼此相似或相等。
在特定实施例中，发动机12与增压压缩机20之间的压力分布由以下关系限定，以便避免发动机12中燃料自燃：
Figure 636654DEST_PATH_IMAGE003
[方程1]
其中PRGT是增压压缩机20的压力比，被限定为P2/P1，其中P2是压缩机20的出口处的压力，并且P1是压缩机20的入口处的压力（例如，大气压力，因此P1 = Patm）；TAIC是在中间冷却器之后并且在发动机12的入口之前的绝对温度，采用兰氏温标[R]；TBIC是在中间冷却器之前的、在绝热压缩情况下在压缩机出口处的绝对温度，采用兰氏温标[R]；T1是压缩机的入口处的绝对入口温度，采用兰氏温标[R]；以及TA是发动机12中燃料的自燃温度，采用兰氏温标[R]。项a和b是无量纲常数。在图1-2的发动机组件10、110中示出了测量P1、P2、TAIC和TBIC的位置的示例性实施例。
如果发动机12包括转子组件11，该转子组件11彼此具有不同有效体积压缩比rVC，则方程1可单独适用于每个转子组件11。相似的，如果发动机12包括燃烧腔室40，该燃烧腔室40彼此具有不同有效体积压缩比rVC，则方程1可单独适用于每个燃烧腔室40。
在增压压缩机20执行绝热压缩并且发动机12执行多变压缩的特定实施例中，常数具有如下的值：a = 0.336±0.04，b = 0.32±0.04。其它的值也是可能的。
在增压压缩机20于压缩期间执行带热提取的冷却压缩的情况下，压缩期间移除的热可被考虑，并在方程1中被考虑成中间冷却的一部分，并且等效绝热压缩被用于方程1中。这样的效果可例如利用增压压缩机20来获得，其中增压压缩机20包括两个或更多个压缩机级，在连续的级之间具有中间冷却。方程1的项(PRGT)a中的常数“a”具有低于0.296的值，且对于执行更多冷却的情况，常数“a”具有更低的值。在维持温度恒定的等温压缩的极端情况下，常数“a”具有0的值；然而，就发动机组件10、110的重量而言，这样的布置结构可能不是有益的，特别是对于飞行器中使用的发动机组件10、110。在增压压缩机20于压缩期间执行带热提取的冷却压缩的特定实施例中，常数“a”具有从0.1到0.296的值；并且在增压压缩机20于压缩期间执行带热提取的冷却压缩的另一特定实施例中，常数“a”具有从0.2到0.296的值。其它的值也是可能的。
相似的，在发动机12于压缩期间执行带热提取的冷却压缩的情况下，压缩期间移除的热可被考虑，并在方程1中被考虑成中间冷却的一部分，并且等效绝热压缩被用于方程1中。方程1的项(rVC)b中的常数“b”具有低于0.28的值，并且对于执行更多冷却的情况，常数“b”具有更低的值。在维持温度恒定的等温压缩的极端情况下，常数“b”具有0的值；然而，就发动机组件10、110的重量而言，该布置结构可能不是有益的，特别是对于飞行器中使用的发动机组件10、110。在发动机12于压缩期间执行带热提取的冷却压缩的特定实施例中，常数“b”具有从0.1到0.28的值；并且在发动机12于压缩期间执行带热提取的冷却压缩的另一特定实施例中，常数“a”具有从0.2到0.28的值。其它的值也是可能的。
发动机12中燃料的自燃温度TA可发生变化，并例如受如下影响：空气/燃料比、燃烧腔室40的尺寸和形状、燃烧腔室40内的热损失、燃料类型、燃烧腔室40内的压力、燃料喷射和雾化的参数等。在特定实施例中，发动机12中燃料的自燃温度TA具有1380±100 R的值。其它的值也是可能的。
在特定实施例中，发动机12的有效体积压缩比rVC具有对应于如下中的一项或更多项的值：至多8；大约8；至多6；大约6；至多5.5；大约5.5；至多5；大约5；至多4.5；大约4.5；至多3；大约3；至多2；大约2；从2到8；从2到6；从2到5.5；从2到5；从2到4.5；从2到3；从3到8；从3到6；从3到5.5；从3到5；从3到4.5；从4.5到8；从4.5到6；从4.5到5.5；从4.5到5；从5到8；从5到6；从5到5.5；从5.5到8；从5.5到6；从6到8。在发动机12的有效体积压缩比rVC等于其有效体积膨胀比rVE的特定实施例中，有效体积压缩比rVC具有在被限定为从4.5到8的范围内选定的值；例如，有效体积压缩比rVC可处在被限定为从5.0到7.5的范围内。在发动机12的有效体积压缩比rVC小于其有效体积膨胀比rVE（米勒循环）的另一特定实施例中，有效体积压缩比rVC具有在被限定为从2到5.5的范围内选定的值；有效体积膨胀比rVE可具有在被限定为从4.5到8的范围内选定的值。其它的值也是可能的。
在特定的实施例中，增压压缩机20的压力比PRGT具有对应于以下中的一项或更多项的值：至多12；大约12；至多9；大约9；至多8；大约8；至多6；大约6；至多4；大约4；至多3；大约3；至多2.5；大约2.5；从2.5到12；从2.5到9；从2.8到8；从2.5到6；从2.5到4；从2.4到3；从3到12；从3到9；从3到8；从3到6；从3到4；从4到12；从4到9；从4到8；从4到6；从6到12；从6到9；从6到8；从8到12；从8到9；从9到12。在发动机12的有效体积压缩比rVc等于其有效体积膨胀比rVE的特定实施例中，当发动机组件10、110在满功率下操作时，增压压缩机20的压力比PRGT具有在被限定为从2.5到9的范围内选定的值；例如在特别高海拔的应用中，在满功率下，增压压缩机20的压力比PRGT可具有在被限定为从3到7的范围内的值，并且在特别低海拔的应用（例如，涡轮轴发动机组件）中，在满功率下，增压压缩机20的压力比PRGT可具有在被限定为从3到5的范围内的值。在发动机12的有效体积压缩比rVc小于其有效体积膨胀比rVE（米勒循环）的另一特定实施例中，当发动机组件10、110在满功率下操作时，增压压缩机20的压力比PRGT具有在被限定为从3到12的范围内选定的值。其它的值也是可能的。增压压缩机20的压力比PRGT可随着速度和/或可变入口引导叶片而发生变化，使得跨越发动机组件10、110的操作包络线（operating envelope）可使用增压压缩机20的压力比PRGT的宽范围的值；增压压缩机20的压力比PRGT也可基于其它的参数发生变化，并且可以例如在海平面处较低，且对于较高海拔较高。当发动机组件10、110在低功率下操作时，增压压缩机20的压力比PRGT可具有低的值，例如低于以上提供的范围和值。
参考图4，示意性地示出根据熵S的发动机组件10、110内的温度变化的示例性示意图，具有被标示用于参考的各种压力线。压力线P2与P1之间的压力比对应于PRGT。压力线PEC与P2之间的压力比对应于(rVC)(1+b)。
在使用中以及在特定实施例中，在温度T1下的空气（例如，大气空气）被允许通过增压压缩机20的入口。空气由压缩机20压缩，使得如由压缩机的压力比PRGT确定的，空气的压力从压缩机入口压力P1（例如，大气压力Patm）增加到压缩机出口压力P2。在所示实施例中，压缩机20中还产生第一温度升高，从而空气在进入中间冷却器17之前从压缩机入口温度T1被加热到温度TBIC。
压缩空气从压缩机20流动通过中间冷却器17，从而使空气从温度TBIC冷却至温度TAIC。在所示实施例中，中间冷却器中不存在任何的压力损失或任何显著的压力损失，从而发动机12的入口处的压力PEi等于或大体等于压缩机出口处的压力P2。
然后，在燃料被点燃之前，空气在发动机12中被进一步压缩，从而在燃烧之前在发动机中得到压力PEC，如由发动机12的有效体积压缩比rVC确定的。当空气在燃烧之前被压缩时，发动机12中产生第二温度升高，从而在燃烧之前空气达到温度TEC，该温度TEC低于发动机12中燃料的自燃温度TA。在发动机12为汪克尔旋转发动机的特定实施例中，燃烧之前发动机12中的空气温度与压力（TEC、PEC）在转子的顶死点（TDC）位置处被测量。
然后，在发动机12中，并且在特定实施例中，在与发动机12复合的涡轮机22、26中，燃料被点燃并且排气膨胀。
在特定实施例中，以上陈述的方程提供了用于发动机组件10、110的自燃的界限，其将空气进入发动机12前的中间冷却量以及压缩机20的入口温度T1和以压缩机20与发动机12之间的压缩比拆分的功计入考虑，而不考虑燃料是通过直接燃料喷射被喷射还是利用预混合来喷射。因此，方程1可提供用于“自燃区”与正常区之间的界限，且允许实现“无自燃”循环。在特定实施例中，方程1提供具有相对高的热效率（例如，从35%到45%）的发动机组件10、110。理解的是，尽管发动机12在所示实施例中已经被描述成汪克尔旋转发动机，然而方程1也可用于可执行压缩、燃烧和膨胀的任何其它适合类型的高温热效装置（toppingdevice），例如任何类型的间歇式内燃发动机，包括但不限于往复式发动机、其它类型的旋转发动机和具有在一个或更多个燃烧腔室的体积上提供变化的任何其它构造的内燃发动机。
以上描述仅意图是示例性的，并且本领域技术人员将认识到，在不偏离所公开的发明的范围的情况下，可对所描述的实施例作出改变。根据对本公开的审查，落入本发明范围内的修改对于本领域技术人员将是显见的，并且这样的修改意图落入所附权利要求内。

Claims (24)

1.一种操作接收燃料的飞行器发动机组件的方法，所述方法包括：
允许在温度T1下的空气通过压缩机的入口；
在所述压缩机中压缩所述空气，所述压缩机具有PRGT的压力比；
通过中间冷却器冷却来自所述压缩机的压缩空气，所述中间冷却器使所述空气从温度TBIC冷却至温度TAIC；
将来自所述中间冷却器的冷却的压缩空气传输到间歇式内燃发动机，所述间歇式内燃发动机具有有效体积压缩比rVC；以及
在点燃所述燃料之前，在所述间歇式内燃发动机中进一步压缩所述空气；
其中，所述飞行器发动机组件被操作成使得所述压缩机与所述间歇式内燃发动机之间的压力分布由
Figure DEST_PATH_IMAGE001
限定，其中：
TA是所述间歇式内燃发动机中所述燃料的自燃温度；
TA、TBIC和TAIC采用兰氏温标；并且
a和b是大于0的无量纲常数。
2.如权利要求1所述的方法，其中，所述压缩机执行绝热压缩，并且其中，a具有0.336±0.04的值。
3.如权利要求1所述的方法，其中，所述间歇式内燃发动机执行多变压缩，并且其中，b具有0.32±0.04的值。
4.如权利要求1所述的方法，其中，所述燃料的自燃温度TA具有1380±100 兰氏温标的值。
5.如权利要求1所述的方法，其中，所述间歇式内燃发动机具有等于所述有效体积压缩比rVC的有效体积膨胀比，并且其中，所述压缩机的压力比PRGT具有在被限定为从2.5到9的范围内的值。
6.如权利要求1所述的方法，其中，所述间歇式内燃发动机具有大于所述有效体积压缩比rVC的有效体积膨胀比，并且其中，所述压缩机的压力比PRGT具有在被限定为从3到12的范围内的值。
7.如权利要求1所述的方法，其中，所述间歇式内燃发动机具有等于所述有效体积压缩比rVC的有效体积膨胀比，并且其中，所述有效体积压缩比rVC具有在被限定为从4.5到8的范围内的值。
8.如权利要求1所述的方法，其中，所述间歇式内燃发动机具有大于所述有效体积压缩比rVC的有效体积膨胀比，并且其中，所述有效体积压缩比rVC具有在被限定为从2到5.5的范围内的值。
9.如权利要求1所述的方法，其中，所述间歇式内燃发动机包括至少一个汪克尔转子组件，所述至少一个汪克尔转子组件包括具有三个顶部部分的转子，所述三个顶部部分安装成在壳体中所限定的内腔内偏心公转，所述内腔具有带两个凸起部的外旋轮线形状。
10.一种在飞行器发动机组件中执行燃烧的方法，所述方法包括：
允许在温度T1下的空气通过压缩机的入口；
在所述压缩机中压缩所述空气，所述压缩机具有PRGT的压力比；
通过中间冷却器冷却来自所述压缩机的压缩空气，所述中间冷却器使所述空气从温度TBIC冷却至温度TAIC；
将来自所述中间冷却器的冷却的压缩空气传输到间歇式内燃发动机，所述间歇式内燃发动机具有有效体积压缩比rVC；
在点燃燃料之前，在所述间歇式内燃发动机中进一步压缩所述空气；
点燃所述燃料并将所述间歇式内燃发动机的排气传输到涡轮机，以利用所述排气驱动所述涡轮机的转子；
其中，所述飞行器发动机组件被操作成使得所述压缩机与所述间歇式内燃发动机之间的压力分布由
Figure DEST_PATH_IMAGE002
限定，其中：
TA是所述间歇式内燃发动机中所述燃料的自燃温度；
TA、TBIC和TAIC采用兰氏温标；并且
a和b是大于0的无量纲常数。
11.如权利要求10所述的方法，还包括：将来自所述涡轮机的功率与来自所述间歇式内燃发动机的功率复合。
12.如权利要求10所述的方法，其中，所述压缩机执行绝热压缩，并且其中，a具有0.336±0.04的值。
13.如权利要求10所述的方法，其中，所述间歇式内燃发动机执行多变压缩，并且其中，b具有0.32±0.04的值。
14.如权利要求10所述的方法，其中，所述燃料的自燃温度TA具有1380±100 兰氏温标的值。
15.如权利要求10所述的方法，其中，所述间歇式内燃发动机具有等于所述有效体积压缩比rVC的有效体积膨胀比，并且其中，所述压缩机的压力比PRGT具有在被限定为从2.5到9的范围内的值。
16.如权利要求10所述的方法，其中，所述间歇式内燃发动机具有大于所述有效体积压缩比rVC的有效体积膨胀比，并且其中，所述压缩机的压力比PRGT具有在被限定为从3到12的范围内的值。
17.如权利要求10所述的方法，其中，所述间歇式内燃发动机具有等于所述有效体积压缩比rVC的有效体积膨胀比，并且其中，所述有效体积压缩比rVC具有在被限定为从4.5到8的范围内的值。
18.如权利要求10所述的方法，其中，所述间歇式内燃发动机具有大于所述有效体积压缩比rVC的有效体积膨胀比，并且其中，所述有效体积压缩比rVC具有在被限定为从2到5.5的范围内的值。
19.如权利要求10所述的方法，其中，所述间歇式内燃发动机包括至少一个汪克尔转子组件，所述至少一个汪克尔转子组件包括具有三个顶部部分的转子，所述三个顶部部分安装成在壳体中所限定的内腔内偏心公转，所述内腔具有带两个凸起部的外旋轮线形状。
20.一种构造成燃烧燃料的飞行器发动机组件，所述飞行器发动机组件包括：
具有PRGT的压力比的压缩机；
与所述压缩机的出口流体连通的中间冷却器，所述中间冷却器构造成使从所述压缩机接收的空气从温度TBIC冷却至温度TAIC；
间歇式内燃发动机，所述间歇式内燃发动机具有通过所述中间冷却器与所述压缩机流体连通的入口，所述间歇式内燃发动机具有有效体积压缩比rVC；
其中，所述飞行器发动机组件被构造为操作成使得所述压缩机与所述间歇式内燃发动机之间的压力分布由
Figure 641476DEST_PATH_IMAGE001
限定，其中：
T1是所述压缩机的入口处的所述空气的温度；
TA是所述间歇式内燃发动机中所述燃料的自燃温度；
TA、TBIC和TAIC采用兰氏温标；并且
a和b是大于0的无量纲常数。
21.如权利要求20所述的飞行器发动机组件，还包括涡轮机，所述涡轮机具有与所述内燃发动机的排气部流体连通的入口，所述涡轮机与所述内燃发动机复合。
22.如权利要求20所述的飞行器发动机组件，其中，所述间歇式内燃发动机包括至少一个汪克尔转子组件，所述至少一个汪克尔转子组件包括具有三个顶部部分的转子，所述三个顶部部分安装成在壳体中所限定的内腔内偏心公转，所述内腔具有带两个凸起部的外旋轮线形状。
23.如权利要求20所述的飞行器发动机组件，其中，所述压缩机构造成执行绝热压缩，并且其中，a具有0.336±0.04的值。
24.如权利要求20所述的飞行器发动机组件，其中，所述间歇式内燃发动机构造成执行多变压缩，并且其中，b具有0.32±0.04的值。
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