具有组合发动机和冷却排气的发动机组件制造技术

用于飞行器的发动机组件，包括内燃机、排气管道、风扇、以及中间管道，所述内燃机具有与热交换器流体连通的液体冷却剂系统，所述排气管道与所述热交换器的空气通道流体连通，所述风扇与所述排气管道流体连通，以用于驱动冷却空气流通过所述热交换器的空气管道并进入所述排气管道，所述中间管道与所述发动机的排气流体连通并具有被定位在所述排气管道内的出口，所述出口在所述风扇的下游并且在所述排气管道的出口的上游。所述中间管道的出口从所述排气管道的周壁向内间隔开。所述发动机组件可被构造为辅助动力单元。还讨论了一种用于在具有内燃机的辅助动力单元中排放空气和排气气体的方法。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】具有组合发动机和冷却排气的发动机组件相关申请的交叉引用本申请要求于2016年8月3日提交第15/227,519号的美国申请、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，所述两篇文献的全部内容通过引用并入本文。
本申请总体上涉及复合式发动机组件，更具体地涉及被用作辅助动力单元（APU）的这样的组件。
技术介绍
包括具有用于驱动发电机的燃烧器的发动机核心的传统燃气涡轮发动机辅助动力单元通常需要用于发电机的冷却系统。这样的冷却系统可包括风扇和/或喷射器，这有可能意味着在飞行中显著的动力损失和/或产生阻力损失。此外，这样的传统燃气涡轮发动机辅助动力单元通常具有相对高温的排气，因此需要在排气管道壁中使用高温材料，这有可能意味着高昂的成本。
技术实现思路
在一方面中，提供了一种用于飞行器的发动机组件，所述发动机组件包括：内燃机、热交换器、排气管道、风扇以及中间管道，所述内燃机具有液体冷却剂系统；所述热交换器具有与所述冷却剂系统流体连通的冷却剂通道、以及与所述冷却剂通道处于热交换关系的空气通道，所述排气管道与所述热交换器的空气管道流体连通，所述排气管道具有与所述飞行器的环境流体连通的出口；所述风扇与所述排气管道流体连通，以用于驱动冷却空气流通过所述热交换器的空气通道并进入所述排气管道；所述中间管道与所述内燃机的排气流体连通，所述中间管道具有被定位在所述排气管道内的出口，所述出口在所述风扇的下游并且在所述排气管道的出口的上游；所述中间管道的出口从所述排气管道的周壁向内间隔开。在另一方面中，提供了一种发动机组件，所述发动机组件被构造成辅助动力单元并且被接收在飞行器的隔室中，所述发动机组件包括：内燃机、涡轮部分、热交换器、排气管道、风扇、以及中间管道；所述内燃机具有液体冷却剂系统，所述涡轮部分具有与所述内燃机的出口流体连通的入口，所述涡轮部分包括与所述内燃机复合的至少一个涡轮；所述热交换器与所述液体冷却剂系统流体连通；所述排气管道通过所述热交换器与所述隔室流体连通，所述排气管道具有与所述飞行器的环境流体连通的出口；所述风扇与所述排气管道流体连通，所述风扇可被所述内燃机驱动，以用于驱动冷却空气流离开所述隔室、通过所述热交换器并到达所述排气管道中；所述中间管道与所述涡轮部分的排气流体连通，所述中间管道具有被定位在所述冷却空气排气管道内的出口，所述出口在所述风扇的下游并且在所述排气管道的出口的上游，所述中间管道的出口从所述排气管道的周壁向内间隔开，以使得在使用中，通过所述排气管道的冷却空气流包围从所述中间管道流出的排气气体流，所述中间管道的出口的开放截面面积小于所述排气管道在所述中间管道的出口周围的开放截面面积。根据另一方面，提供了一种用于在具有内燃机的辅助动力单元中排放空气和排气气体的方法，所述方法包括：使得用于冷却内燃机的液体冷却剂的冷却空气流循环到辅助动力单元的排气管道，并流出所述辅助动力单元；并且使得由内燃机产生的排气气体流循环到排气管道以使得冷却空气流包围排气气流，所述排气气体的质量流量小于所述冷却空气的质量流量。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性截面侧视图；图2是图1的辅助动力单元的示意性截面平面图；图3是图1的辅助动力单元的示意性三维图；图4是可被用于图1-图3的辅助动力单元中的旋转发动机的示意性截面图；图5是根据另一具体实施例的辅助动力单元的示意性三维图；图6是图5的辅助动力单元的从相对侧来看的另一示意性三维图；图7是图5的辅助动力单元的部分的示意性截面图；图8是被接收在飞行器的尾锥中的图5的辅助动力单元的端的部分透明的示意性三维图；图9是根据具体实施例的辅助动力单元和尾锥的示意性仰视图，其中为了清楚而移除了尾锥的一部分；图10是图9的辅助动力单元和尾锥的示意性侧视图，其中为了清楚而移除了尾锥的一部分；图11是图5和图9的辅助动力单元的压缩机和涡轮部分的示意性截面图；图12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，示出了冷却入口和热交换器构造，其可替代性地被用于上述辅助动力单元中的任一者；图13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，示出了冷却入口和热交换器构造，其可替代性地用于上述辅助动力单元中的任一者；图14是根据另一具体实施例的压缩机部分的示意性截面图，该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15是根据另一具体实施例的压缩机和涡轮构造的图示，其可替代性地被用于上述动力辅助单元中的任一者；以及图16是图15的压缩机和涡轮构造的示意性截面图。具体实施方式本说明包括用于为空运辅助动力单元应用提供补充的地面和飞行气动力和/或电力的复合式发动机组件辅助动力单元。在具体的实施例中，辅助动力单元被构造成直接替换传统燃气涡轮发动机辅助动力单元并以更高效的方式执行，其中功率/重量和功率/体积属性满足空运应用的要求。针对固定或移动的地面动力单元的应用也是可能的。参照图1-图3，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共同的轴16（见图2）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，可替代性地使用其他类型的间歇式内燃机。参照图4，示出了可被用于发动机核心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大体上三角形的轮廓。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，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上的转子34的轴承的至少一个弹簧承载的油密封本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于飞行器的发动机组件，所述发动机组件包括：具有液体冷却剂系统的内燃机；热交换器，所述热交换器具有与所述液体冷却剂系统流体连通的冷却剂通道、以及与所述冷却剂通道处于热交换关系的空气通道；排气管道，所述排气管道与所述热交换器的空气通道流体连通，所述排气管道具有与所述飞行器的环境流体连通的出口；风扇，所述风扇与所述排气管道流体连通，用于驱动冷却空气流通过所述热交换器的空气通道并进入所述排气管道，以及中间管道，所述中间管道与所述内燃机的排气流体连通，所述中间管道具有被定位在所述排气管道内的出口，所述出口在所述风扇下游并且在所述排气管道的出口的上游，所述中间管道的出口从所述排气管道的周壁向内间隔开。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2015.08.07 US 62/202275;2016.08.03 US 15/2275191.一种用于飞行器的发动机组件，所述发动机组件包括：具有液体冷却剂系统的内燃机；热交换器，所述热交换器具有与所述液体冷却剂系统流体连通的冷却剂通道、以及与所述冷却剂通道处于热交换关系的空气通道；排气管道，所述排气管道与所述热交换器的空气通道流体连通，所述排气管道具有与所述飞行器的环境流体连通的出口；风扇，所述风扇与所述排气管道流体连通，用于驱动冷却空气流通过所述热交换器的空气通道并进入所述排气管道，以及中间管道，所述中间管道与所述内燃机的排气流体连通，所述中间管道具有被定位在所述排气管道内的出口，所述出口在所述风扇下游并且在所述排气管道的出口的上游，所述中间管道的出口从所述排气管道的周壁向内间隔开。2.根据权利要求1所述的发动机组件，其中，所述中间管道通过涡轮部分与所述内燃机的排气流体连通，所述涡轮部分包括与所述内燃机复合的至少一个涡轮。3.根据权利要求1所述的发动机组件，其中，所述中间管道与所述排气管道的周壁同心。4.根据权利要求1所述的发动机组件，其中，所述排气管道被定位在所述飞行器的尾锥中。5.根据权利要求1所述的发动机组件，其中，所述排气管道的周壁由选自包括以下的组的材料制成；铝合金、复合材料以及聚合物。6.根据权利要求1所述的发动机组件，其中，所述热交换器的空气通道沿所述发动机组件的径向方向延伸。7.根据权利要求1所述的发动机组件，所述发动机组件还包括：附加热交换器，所述附加热交换器具有与所述排气管道流体连通的附加空气通道，所述附加热交换器具有与所述附加空气通道处于热交换关系、并且与所述内燃机的润滑系统流体连通的附加冷却剂通道。8.根据权利要求1所述的发动机组件，其中，所述中间管道的直径与所述排气管道的直径的比率为从0.2至0.4。9.根据权利要求1所述的发动机组件，其中，所述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。10.根据权利要求1所述的发动机组件，其中，所述发动机组件被构造为辅助动力单元。11.一种发动机组件，所述发动机组件被构造成辅助动力单元并被接收在飞行器的隔室中，所述发动机组件包括：具有液体冷却剂系统的内燃机；涡轮部分，所述涡轮部分具有与所述内燃机的出口流体连通的入口，所述涡轮部分包括与所述内燃机复合的至少一个涡轮；热交换器，所述热交换器与所述液体冷却剂系统流体连通；排气管道，所述排气管道...

【专利技术属性】
技术研发人员：A朱里恩，J托马斯辛，M考托伊斯，B维勒纽维，R尤约特，S杜斯索特，L迪安内，S拉福图内，A乔内斯，B哈格舍纳斯，D门赫雷，
申请(专利权)人：普拉特惠特尼加拿大公司，
类型：发明
国别省市：加拿大,CA