具有组合的发电机冷却的辅助动力单元的制作方法

本申请要求于2016年8月3日提交的第15/227,483号美国申请以及于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合并至本文。

技术领域

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。

背景技术：

包括具有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，所述辅助动力单元用于驱动发电机。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。

技术实现要素：

在一个方面中，提供了用于飞行器的辅助动力单元，所述辅助动力单元包括：内燃机、发电机、第一热交换器、第二热交换器、排气管道以及风扇，所述内燃机具有与所述辅助动力单元的任何燃料和润滑系统不同的液体冷却剂系统，所述发电机驱动式接合到所述内燃机，所述发电机具有与所述内燃机的液体冷却剂系统不同的液体冷却剂系统；所述第一热交换器具有与所述内燃机的液体冷却剂系统流体连通的第一冷却剂通道、以及与所述第一冷却剂通道处于热交换关系的第一空气通道；所述第二热交换器具有与所述发电机的液体冷却剂系统流体连通的第二冷却剂通道以及与所述第二冷却剂通道处于热交换关系的第二空气通道；所述排气管道与所述第一和第二空气通道流体连通；所述风扇被接收在所述排气管道中，并可借助于所述内燃机旋转，以用于驱动冷却空气流通过所述第一空气通道和第二空气通道。

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内燃机、压缩机、涡轮部分、发电机、第一热交换器、第二热交换器、以及风扇，所述内燃机具有液体冷却剂系统，所述压缩机具有与所述内燃机的入口流体连通的出口，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，所述发电机可由内燃机驱动，且具有与所述内燃机的液体冷却剂系统不同的液体冷却剂系统，所述第一热交换器与所述内燃机的液体冷却剂系统流体连通，所述第二热交换器与所述发电机的液体冷却剂系统流体连通，所述风扇可借助于所述内燃机旋转，以用于驱动冷却空气流通过第一热交换器和第二热交换器。

在另一方面中，提供了一种冷却用于飞行器的辅助动力单元的发电机以及内燃机的方法，所述方法包括：使第一液体冷却剂循环通过内燃机；使第二液体冷却剂循环通过发电机；以及利用由内燃机驱动的风扇来驱动与第一和第二液体冷却剂处于热交换关系的冷却空气流。

附图说明

现在参照附图，在附图中：

图1是根据具体的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是根据另一具体的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是根据具体的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是根据另一具体的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，所述冷却入口和热交换器构造可替代性地被用于上述辅助动力单元中的任一者；

图13是根据另一具体的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，所述冷却入口和热交换器构造可替代性地被用于上述辅助动力单元中的任一者；

图14是根据另一具体的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是根据另一具体的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辅助动力单元中的任一者；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

本说明包括复合式发动机组件辅助动力单元，其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动力和/或电力。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需求。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之一中。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-图3，辅助动力单元10包括具有与所述发动机核心12'的入口（例如，每个发动机12的进气端口48）流体连通的出口的增压器压缩机20。空气从飞行器入口14进入入口增压室19，且空气被压缩机20压缩，所述压缩机可选地包括可变入口导向叶片23并可选地包括可变扩压器25（图2），这在具体的实施例中允许管理宽范围的流量和压力比率条件。在进入发动机核心之前，来自压缩机20的空气循环通过中间冷却器热交换器18以降低其温度，例如从大约450^oF降至250^oF。在示出的实施例中，压缩机20还为飞行器提供引气；在离开压缩机20以后并且在到达中间冷却器18之前，压缩空气的一部分被引导到引气管道27以被输送到飞行器。

在某些操作条件下，从压缩机20引出过量空气以避免喘振可能是必要的。在示出的实施例中，在压缩机20和中间冷却器18之间的导管与过量空气管道29流体连通以引出此过量空气；分流阀31结合在过量空气管道29中以管理从压缩机20引出的空气流。可基于指示接近喘振的操作的所感测的压缩机出口条件来计划打开分流阀31。

在发动机核心12'中，空气与燃料混合并燃烧以提供动力和残留量的中压排气气体。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'的排气气体在涡轮部分中膨胀。涡轮部分具有与发动机核心12'复合的一个或多个涡轮26、22。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，所述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彼此具有不同的反应率。可使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，对于同一个涡轮来说，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，且其针对“纯冲击”或“纯反应”涡轮来表征涡轮：

其中t是温度，P是压力，s指代静态端口，且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）、或0.2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）和/或是中等反应压力涡轮。其他值也是可能的。

压缩机20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，以及如可在图2中最好地看出的，第一和第二级涡轮26、22和压缩机20被联接到同一轴24。在具体的实施例中，联接在同一轴24上的涡轮26、22和压缩机20允许在压缩机和涡轮部分之间相当高效的无量纲比速匹配。在具体的实施例中，涡轮轴24以大约40,000至50,000rpm的速度旋转；旋转速度的其他值也是可能的。

在示出的实施例中，通过使涡轮轴和发动机轴24、16通过变速器28联接，使第一和第二级涡轮26、22二者与发动机核心12'复合。在具体的实施例中，变速器28的传动装置包括复合齿轮系，以使得可沿任一个方向在涡轮轴和发动机轴24、16之间传递扭矩和功率。

在具体的实施例中，被输送到飞行器的压缩机气流的部分形成输出“负载”。此负载的大部分被在同一轴24上的涡轮26、22支持，因此经由变速器28传递的发动机核心12'上的负载被最小化。因此，来自变速器28的损失和额外的热量可被最小化。替代性地，如果涡轮26、22提供比压缩机20所需要的更多的动力，则被传递到发动机核心12'的过量的扭矩可以是相对小的。

在具体的实施例中，包括旋转内燃机12的发动机核心12'以大约8000rpm运行；其他值也是可能的。在具体的实施例中，由变速器28限定的在发动机核心轴16和涡轮轴24之间的组合的增速传动比在大约4:1和7:1之间，例如是大约5:1。在具体的实施例中，使用两级复合惰轮系统来提供合适的传动比并在发动机核心轴16和涡轮轴24之间提供偏置中心。发动机核心轴16和涡轮轴24之间的偏置可允许从核心发动机12的端口50输出的热排气直接被管道输送进入涡轮部分，同时使管道的长度最小化。

发电机64可被发动机核心12'驱动以提供用于配件和/或控制目的的飞行器电力，例如所述发动机通过与发动机核心12'直接机械接合或通过变速器28机械接合、或通过与涡轮轴24机械接合而被驱动。在示出的实施例中，发电机64被直接安装（即，没有中间传动装置）到发动机核心轴16的端上。在具体的实施例中，发电机64是具有8000rpm的设计同步速度的400Hz、六极交流发电机/发电机；其他构造也是可能的。交流发电机/发电机64可被用作起动器。在具体的实施例中，消除在发动机核心轴16和交流发电机/发电机64之间的任何中间传动装置会消除与该传动装置有关的热量产生以及损失（其可总体上相应于额定发电机负载的大约2%）。

在具体的实施例中，辅助动力单元10包括管理所有操作需求的全权限电子控制装置。控制系统管理共享的增压器和飞行器引气压缩机20的压缩机入口导向叶片23和/或可变扩压器25（如果适用），以实现到引气管道27的所需的引气压力和流量以及发动机核心12'中的所需的燃料/空气比率以保持被管理的速度。在飞行器空气需求和被管理的速度之间产生矛盾的情况下，根据需要设置压缩机变量以允许系统保持被管理的速度并为发电机动力提供优先级别。如果此操作导致过量空气流或过大压力，则可通过打开分流阀31来管理这些条件。负载阀（未示出）也可以可选地被在设置引气管道27中，并被控制系统管理以节流或切断到飞行器的空气供给。

在发动机核心12'中具有恒定体积燃烧循环的情况下，辅助动力单元10的废热分解不同于传统的燃气涡轮发动机辅助动力单元。更少热量通过排气疏散，更多热量被排出到发动机壳体。因此，发动机核心12'的发动机12具有冷却剂系统，在具体实施例中该冷却剂系统不同于辅助动力单元10的任何燃料和润滑系统；换句话说，专用冷却剂例如通过限定在外壳32的壁中的多个冷却剂通道被循环通过发动机核心12'的发动机12，并且该专用冷却剂与辅助动力单元10的润滑剂以及燃料（包括发动机核心12'的润滑剂）分离地且独立地循环。专用冷却剂可以是液体冷却剂，例如水。限定发动机核心冷却器66的热交换器包括与发动机核心12'的冷却剂系统流体连通的冷却剂通道66a（见图1）以及与冷却剂通道66a处于热交换关系的空气通道66b（见图1）。

发电机64还包括与发动机12的冷却剂系统不同的冷却剂系统；发电机的冷却剂系统可以与发电机64的润滑系统独立或共用。发电机冷却剂可以是液体冷却剂，例如油。限定发电机冷却器68的第二热交换器包括与发电机64的冷却剂系统流体连通的冷却剂通道68a（见图1）以及与冷却剂通道68a处于热交换关系的空气通道68b（见图1）。在示出的实施例中，冷却器66、68二者都设置在共同的包装中，其中两个冷却器66、68的冷却剂通道66a、68a彼此不同。在发电机冷却剂是油或另一合适的润滑剂的具体实施例中，发电机冷却剂系统与辅助动力单元10的润滑系统共用（流体连通），辅助动力单元10的润滑系统将润滑剂分配给辅助动力单元10的多个部件（例如，发动机核心12'、压缩机20、涡轮22、26、变速器28的轴承、齿轮等），因此第二热交换器68也是发动机润滑剂冷却器。替代性地，可设置分离的热交换器（未示出）以用于辅助动力单元10的润滑系统，并且冷却器68可被构造成仅冷却发电机润滑剂/冷却剂。

冷却器66、68的空气通道66b、68b与辅助动力单元10的排气管道70流体连通；所述排气管道70具有与所述飞行器的环境流体连通的出口72，以使得冷却空气流可被排放到大气中。排气管道70限定与包含辅助动力单元10的飞行器隔室76流体连通的冷却入口74。在示出的实施例中，冷却器66、68被接收在排气管道70中。中间冷却器18也被接收在排气管道70中，并且在冷却器66、68上游。

风扇78（图2）可借助于发动机核心12'旋转，且与排气管道70流体连通以用于驱动来自隔室76的冷却空气流通过热交换器（冷却器66、68和中间冷却器18）并离开排气管道70到大气中。在示出的实施例中，通过被安装在发动机核心轴16的与发电机64相反的端上，风扇78被接收在热交换器18、66、68上游的排气管道70中，并由发动机核心12'直接驱动。在具体的实施例中，由发动机核心轴16对风扇78的直接驱动允许避免了会由齿轮驱动产生的额外的齿轮损失和热量。替代性地，风扇78可通过传动装置（无论是变速器28中的传动装置还是专用于风扇78的另一传动装置）被驱动，或由从发动机核心12'直接地或间接获取动力的马达电气地或液压地驱动。

在具体的实施例中，风扇78的叶片速度足够低以使得风扇78可由常用的铝合金、有机复合材料或热塑性材料制成。在具体的实施例中，风扇78以大约8000rpm的速度旋转；其他值也是可能的。

风扇78的旋转引起来自隔室76的气流，这也提供隔室通风功能。在具体的实施例中，主飞行器入口14的侧开口允许冷却空气在风扇78的驱动作用下流入隔室76，以冷却辅助动力单元10暴露在隔室76中的表面。在具体的实施例中，风扇入口被筛保护以避免较大的物体损伤风扇78。

虽然在图1-图3中示出了串联的多个不同的冷却器，但替代性地，可使用仅一个集成的冷却器单元，其具有被细分成专用于发动机润滑剂/发电机冷却剂、发动机核心液体冷却剂以及中间冷却功能的区域。热交换器18、66、68也可相对于流动方向成大于90^o角的角度，例如以便优化呈现给气流的区域。虽然未示出，但冷却器66、68可包括热旁路系统以避免在较低环境温度下的过冷，热旁路系统例如由电子控制系统基于所感测的冷却剂温度来管理，或通过任何其他合适的恒温器理念来管理。

因此，发动机核心12'的冷却系统与发电机64的冷却系统集成并与用于辅助动力单元10的润滑剂的冷却系统集成。在具体的实施例中，此集成允许使来自风扇和传统使用的喷射器的功率损失减少或最小化，和/或避免飞行中的冷却阻力损失。在具体的实施例中，辅助动力单元10被构造成减少或避免例如来自齿轮系损失的额外的热量的产生。

通过集成的冷却系统，同一风扇78驱动冷却空气流通过隔室76、发动机核心冷却器66、中间冷却器18和发电机/发动机润滑剂冷却器68，并接着通过排气管道70将冷却空气排放到大气中；在具体的实施例中，整个辅助动力单元10和其冷却系统可作为单个组件被安装和移除，所述单个组件具有与传统燃气涡轮发动机辅助动力单元的相似的互连以及飞行器入口和排气。因此，在使用中以及在具体的实施例中，发电机64和发动机核心12'通过如下方式来冷却：使第一冷却剂（例如水）循环通过发动机核心12'的发动机12，使第二冷却剂（例如油）循环通过发电机64，并使用由辅助动力单元10驱动的风扇78来驱动与第一和第二冷却剂处于热交换关系的冷却空气流。

如果适用的话，来自压缩机20的任何转向空气也可以被引入到排气管道70中。因此，在所示出的实施例中，过量空气管道29提供压缩机20与排气管道70位于风扇78和热交换器18、66、68的下游的一部分之间的直接流体连通。

在具体的实施例中，排气管道70被定位在飞行器的尾锥中。如可在图1-图2中最好地看出的，通过连接到第二级涡轮22的排气，中间管道80延伸成与发动机核心12'的排气流体连通。此中间管道80具有被定位在排气管道70中的出口82，所述出口在风扇78下游且在排气管道70的出口72上游。中间管道80的出口82与排气管道70的周壁70'径向向内地间隔开。因此空气和排气气体被排放在排气管道70中以使得冷却空气流包围排气气体流。排气气体流的质量流量和/或体积小于冷却空气流的质量流量和/或体积。在具体的实施例中，排气气体的质量流量是冷却空气的质量流量的20%或更少。中间管道80的出口82的开放的截面面积小于在中间管道80的出口82周围的排气管道70的开放的截面面积（其中“排气管道70的开放的截面面积”指代排气管道70的未被中间管道80占据的截面面积）。在具体的实施例中，中间管道80的直径与排气管道70的直径的比率是在从0.2至0.4，例如是大约1/3。取决于例如作为整体的辅助动力单元10的重量和成本的优化，其他值也是可能的。

在示出的实施例中，中间管道80与排气管道70的周壁70'同心；因此排气气体流沿排气管道70的中央轴线C被排放。

在具体的实施例中，包围排气气体流的较大且较冷的冷却空气流允许排气管道70的周壁70'由需要不如将直接接触排气流的材料那么耐高温性的材料制成，其中“耐高温性”指代材料在经受高温时保持其强度、刚度和耐久性的能力。这可允许使用较便宜的材料用于排气管道70的周壁70'。在具体的实施例中，抵靠排气管道70的周壁70'的气流的温度低于抵靠传统燃气涡轮发动机辅助动力单元的排气管道的气流的温度，以使得周壁70'不需要使用高温材料（例如镍或钛合金）制成。例如，排气气体的温度可以是800°F或更高，可能高达1200°F-1400°F，而冷却空气流温度可以是250°F或更低；因此，使冷却空气流包围排气气体流显着降低了与周壁70'接触的气流的温度。在具体的实施例中，排气管道70的周壁70'由任何合适的铝合金、任何合适的轻金属合金、任何合适的复合材料（包括但不限于碳纤维复合材料）或任何合适类型的聚合物制成。

在具体的实施例中，风扇78可被设计成输送足够的动能以充当用于来自涡轮26、22的排气的喷射器泵，并且增加由涡轮26、22输送的能量。

在具体的实施例中，涡轮部分的排气被构造成使得从中间管道80被驱出的排气气体流比在排气管道70中循环的包围的冷却空气流速度更高。在具体的实施例中，选择速度差以在冷却空气流中产生夹带效应，以便帮助冷却空气流循环通过被风扇78驱动的热交换器18、66、68。与没有这种夹带效应的构造相比，这可允许风扇78的尺寸减小。

在具体的实施例中，辅助动力单元10的入口和排气位于飞行器蒙皮上，使得入口对冲压力显著超过排气平面处的静态压力；该压力可以与文丘里效应一起使用以降压飞行中涡轮26、22的排气平面处的静态压力，和/或风扇78可以是可逆的，以使得当无需增压冷却气流时，其可以充当涡轮并且在高对冲条件下回收能量。

在具体的实施例中，在飞行器机身处的辅助动力单元入口14设置有门以防止当辅助动力单元不操作时的无意的风力旋转和拖曳。当在飞行中需要高速性能时，此门可被成形以充当对冲空气勺。

在具体的实施例中，通过利用被传递到冷却装置的废热能，获得附加飞行器推力或减小阻力损失。为了最大化该效果（可与液体冷却推进发动机中的梅雷迪斯效应相比），优化中间管道80的出口82的尺寸，且排气矢量被设定成向飞行器提供最大推进效益。

参照图1，在具体的实施例中，辅助动力单元10包括在变速器28上以及在排气管道70的入口74附近的安装件84；设置单个入口凸缘和单个排气凸缘以便容易安装。集成的冷却系统还有助于在隔室76中安装辅助动力单元10。

图5-图8和图11示出根据另一实施例的辅助动力单元110，其中与图1-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。

在此实施例中，发动机核心冷却器166和发电机/发动机润滑剂冷却器168被相对于彼此平行地设置。如可在图7中最好地看出的，冷却空气管道186围绕排气管道70的外周径向向外延伸。冷却空气管道186具有与排气管道70流体连通的出口以及被设置成在出口的径向外部的入口，所述入口通过冷却器166、168与隔室76流体连通。发动机核心冷却器166以及发电机/发动机润滑剂冷却器168分别绕冷却空气管道186的外周的相应部分延伸。风扇78位于排气管道70中，因此在冷却器166、168下游。如可从图6中看出的，两个冷却器166、168共同绕排气管道70的外周的仅一部分延伸，中间管道80和过量空气管道29在不存在冷却器166、168的周向部分中相邻于排气管道70延伸。冷却器166、168可如示出的那样被直接安装到辅助动力单元110，或可替代性地被安装在飞行器上并通过管（例如柔性管）联结到辅助动力单元110。

返回参照图7，可看出冷却器166、168的空气通道166b、168b沿辅助动力单元110的径向方向R延伸。替代性地，冷却器166、168的其他取向也是可能的。

仍参照图7，可变浆距叶片或可变入口导向叶片188可被设置在冷却空气管道186中，其与排气管道70的接合部紧邻风扇78的上游，以便使得能够调节通过冷却器166、168的气流和/或在较低热负载条件下控制风扇动力吸收。

如可从图5-图6中最好地看出的，中间冷却器118不与排气管道70流体连通，而是被构造成空气-液体冷却器；中间冷却器118包括流体通道，所述流体通道通过一个或多个导管118'（例如，在大约200^oF）从发动机核心12'接收冷却剂，并在冷却剂通过一个或多个导管118''被循环到发动机核心冷却器166之前，循环与来自压缩机120的压缩空气（例如，在大约450^oF）处于热交换关系的冷却剂。因此，在冷却剂循环路径中，中间冷却器118位于发动机核心冷却器166的上游以及发动机核心12'的下游。

如可在图6和图11中最好地看出的，在此实施例中设置了两个压缩机：增压器压缩机120，以用于向发动机核心12'提供压缩空气；以及引气压缩机121，以用于向飞行器提供引气。两个压缩机120、121被连接到同一轴124，所述轴还接收涡轮部分的涡轮26、22。压缩机入口可被连接到共同的增压室119（图11）或连接到相应的增压室119a、119b（图5-图6，图11中的虚线），增压室119、119a、119b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（到发动机核心12'的）增压气流和（到引气管道27的）飞行器气流不同的功能需求。

图9-图10示出与图5-图8的辅助动力单元相似的辅助动力单元210，其中与图1-图3的实施例的元件相似的元件和/或与图5-图8的实施例的元件相似的元件由相同的附图标记示出，且将不在本文中进一步讨论。示出了由飞行器的尾锥290限定的隔室76，其中排气管道出口72位于尾锥290的尖端。尾锥290限定到隔室76的主入口14，压缩机入口连接到所述隔室。可类似地安装图1-图3的辅助动力单元和/或图5-图8的辅助动力单元。

发动机核心冷却器266和发电机/发动机润滑剂冷却器268具有矩形构造，且相对于排气管道70周向地且轴向地彼此偏置；每个冷却器通过从排气管道70径向向外延伸的相应的冷却空气管道286（图10）被连接到排气管道70。冷却器266、268中的一者或两者可具有相对于辅助动力单元210的径向方向成角度的空气导管。

图12示出可被用于上述辅助动力单元10、110、210中任一个的冷却入口和热交换器318、366、368的替代构造。分叉入口系统包括两个分离的冷却空气管道386a、386b，在具体的实施例中，这可允许使冷却空气管道386a、386b和/或连接到冷却器366、368的冷却剂/润滑剂导管和/或将中间冷却器318连接到压缩机320并连接到发动机核心12'的压缩空气导管的长度最小化。最靠近发动机核心入口歧管392的冷却空气管道386a专用于中间冷却功能并因此接收中间冷却器318，在此实施例中中间冷却器被空气冷却。另一冷却空气导管386b接收发动机核心冷却器366和发电机/发动机润滑剂冷却器368中的一者或两者。例如取决于冷却空气的相对要求，热交换器在冷却空气管道386a、386b内的位置（例如，在每个冷却空气管道中热交换器如何分组）可能不同。在分叉系统的每个冷却空气管道386a、386b中的压力损失被平衡以避免扭曲风扇78的入口气流，所述风扇被定位在热交换器318、366、368下游的排气导管70中。在具体的实施例中，发电机/发动机润滑剂冷却器368与中间冷却器318被定位在同一冷却空气管道386a中，而发动机核心冷却器366位于第二冷却空气管道386b中。在另一具体的实施例中，发动机核心冷却器366的全部或部分与中间冷却器318被定位在同一冷却空气管道386a中，而发电机/发动机润滑剂冷却器368被定位在第二冷却空气管道386b中。

图13示出可被用于上述辅助动力单元10、110、210中的任一个的冷却入口和热交换器418、466、468的另一替代构造。分叉冷却空气管道486相对于排气导管70非垂直地且以非零的角度延伸，其中冷却空气管道486的出口与在风扇78上游的排气导管70流体连通。热交换器被接收在冷却空气管道中，其中发动机核心冷却器466和发电机/发动机润滑剂冷却器468被定位在中间冷却器418的上游。在具体的实施例中，热交换器418、466、468被设置成尽可能靠近发动机核心12'，从而使与管道输送循环气体以及与润滑剂和液体冷却剂有关的重量、体积和损失最小化。

在具体的实施例中，将热交换器166、168、266、268、318、366、368、418、466、468定位在风扇78的上游允许热交换器更小，因为被循环通过其中的空气更冷。然而，与热交换器上游的风扇相比，热交换器下游的风扇78暴露于更热的空气，因此热交换器下游的风扇78的动力需求可能更大。

图14示出可替代上述辅助动力单元10、110、210中的任一个的压缩机使用的两个压缩机的替代构造。向发动机核心12'提供压缩空气的增压器压缩机520以及向飞行器提供压缩空气的引气压缩机521被布置在单个转子594的两侧上，在具体的实施例中，所述转子通过锻造来制造。转子594可被接收在由涡轮部分驱动的轴524上。具有在叶轮输送压力（例如到环境）中的任一者以下的低压力“下陷”（排气）596的尖端密封件596（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。

图15-图16示出可替代上述辅助动力单元10、110、210中的任一个的压缩机和涡轮使用的压缩机和涡轮的替代构造。增压器压缩机620与第二级（例如压力）涡轮622一起安装在分离的涡轮增压器轴698上，且其中第一级涡轮626通过涡轮轴624驱动引气压缩机621并通过变速器28与发动机核心12'复合。在具体的实施例中，这样的构造允许涡轮增压器620找到其自己的匹配点并可能消除对压缩机620、621中的一个进行变化的需要。可变喷嘴几何形状（例如可变面积涡轮叶片699，见图16）可被引入第二级涡轮622以改善增压的程度的可控性。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16中看出的，在具体的实施例中，涡轮增压器轴698与第一级涡轮622的轴624同心，且设置了共同的入口增压室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，其也可替代地为轴向涡轮。

尺寸效应、材料能力和成本考虑通常会限制典型的当前燃气涡轮发动机辅助动力单元的效率。在具体的实施例中，与传统的燃气涡轮发动机辅助动力单元相比，包括通过可变增压辅助的一定措施的恒定体积燃烧以保持高海拔高度性能的辅助动力单元10、110、210使得效率提升，同时复杂材料需求的复杂程度或需求最小，和/或改善特定成本。

与典型的辅助动力单元装置相似，辅助动力单元10、110、210可被用于以下两种用途：提供中压空气以用于飞行器使用；以及提供恒定速度轴动力以驱动发电机，例如以400Hz的同步速度驱动发电机。辅助动力单元10、110、210可被操作单独用于提供空气、单独用于提供电力或同时用于这两种类型的负载的一些组合。通常，组合的负载在地面或低海拔高度操作中出现。在飞行中，在高达直到飞行器最大飞行高度的海拔高度处，通常仅需要辅助动力单元可操作用于提供电力，在主发动机以外作为附加电力源。在具体的实施例中，本申请的辅助动力单元10、110、210包括可变增压以在高海拔高度处较稀薄的空气中维持所需要的功率输出。

在具体的实施例中，辅助动力单元10、110、210被构造成具有简单的入口和排气连接（包括主要路径、负载路径和冷却气体路径）从而与传统燃气涡轮发动机辅助动力单元相比，有助于快速移除和替换。

应当理解，被示出为辅助动力单元10、110、210的发动机组件可替代性地被构造成其他类型的发动机组件，包括但不限于涡轮轴发动机组件（其中发动机核心12'被构造成或驱动式接合到输出轴）以及涡轮螺旋桨发动机组件（其中发动机核心12'被驱动式接合到螺旋桨）。

上述说明旨在仅仅是示意性的，本领域技术人员将认识到可对所说明的实施例进行修改而不脱离所公开的本发明的范围。所示出的每个转子可以是离心装置或者轴向装置，并可被具有径向流、轴向流或混合流叶片的两个或更多个转子替代。参考本公开后，本领域技术人员将显而易见到落入本发明的范围内的其他变型，且这样的变型意图落入所附的权利要求的范围内。