用于启动涡轮复合发动机的方法和系统
技术领域
本申请大体上涉及涡轮复合发动机操作，并且更具体地涉及用于此发动机的发动机启动方法和系统。
背景技术
用于传递动力的包括内燃机的复合循环发动机系统仍然是受关注的领域。然而，相对于发动机启动程序，现有系统具有各种缺点。
因此，仍然需要在该技术领域内做出进一步的贡献。
发明内容
在一个方面，提供了一种启动包括内燃机和用于驱动负载的涡轮机的涡轮复合发动机系统的方法，该方法包括：使内燃机与所述涡轮机的至少一个部件机械地脱离，启动内燃机；允许内燃机预热；然后使内燃机与涡轮机的至少一个部件机械地重新接合。
在另一方面，提供了一种用于启动涡轮复合航空器发动机系统的方法，该涡轮复合航空器发动机系统具有涡轮机和具有引燃副室以引发重质燃料燃烧的内燃机；该方法包括：使内燃机与涡轮机和/或负载机械地去耦；在不转动涡轮机和/或负载的情况下启动内燃机；关闭内燃机；一旦发动机速度达到零，则使内燃机与涡轮机和负载机械地接合；然后重启内燃机。
在另一方面，提供了一种涡轮复合发动机系统，包括：内燃机；被构造成与内燃机复合以驱动负载的涡轮机；以及用于选择性地将内燃机与涡轮机和/或负载的至少一个部件机械地去耦的去耦机构。
附图说明
现在参考附图，其中：
图1为根据特定实施例的包括去耦机构的涡轮复合发动机系统的示意图；
图2为根据特定实施例的旋转内燃机的一部分的示意性剖视图；以及
图3为根据另一实施例的包括去耦机构的涡轮复合发动机系统的示意图。
具体实施方式
参考图1，示意性地示出了适用于涡轮轴应用的涡轮复合发动机系统10的示例性构造。发动机10通常包括内燃机12，该内燃机12经由去耦机构16可选择性地与涡轮机14接合以驱动接合到发动机系统10的动力输出装置的共同负载18。如将在下文中看到的，发动机12具有分阶段燃烧系统，该分阶段燃烧系统允许使用用于分阶段燃烧的引燃喷射器和主喷射器进行重质燃料燃烧。负载可以采取多种形式，包括但不限于直升机主旋翼，直升机尾旋翼，一个或多个发电机，螺旋桨，附件，旋翼桅杆，压缩机，或任何其他适当类型的负载或其组合。涡轮机14包括压缩机部和涡轮部，例如在2010年7月13日授权的Lents等人的美国专利号7,753,036中或在2010年8月17日授权的Julien等人的美国专利号7,775,044中所述，或在2015年10月1日公开的Thomassin等人的美国专利公开号2015/0275749中所述，或在2015年10月1日公开的Bolduc等人的美国专利公开号2015/0275756中所述，其所有全部内容通过引用并入本文。涡轮复合发动机系统10可用作原动机发动机，诸如用在航空器或其他交通工具上，或用在任何其他合适的应用中。无论如何，在这样的系统中，空气在进入内燃机12之前被涡轮机14的压缩机部压缩，并且内燃机12的排气被引导至涡轮机14的涡轮部。来自离开内燃机12的排气的能量由涡轮部提取，并且由涡轮部提取的能量与内燃机12复合以驱动负载18。
在一个特定实施例中，内燃机12为可操作地连接至启动器20、诸如电启动器等的间歇式内燃机。发动机12可包括一个或多个往复式活塞或一个或多个旋转单元。每个旋转单元可以被配置为例如Wankel发动机。图2示出了这样的旋转单元的特定实施例，该旋转单元包括壳体，该壳体包括外部主体102，该外部主体102具有轴向间隔开的端壁104，端壁104具有在其间延伸以形成转子腔110的外周壁108。腔110的外周壁108的内表面112具有限定两个凸角的轮廓，该轮廓优选地为外旋轮线。
内部主体或转子114被容纳在腔110内，转子114的几何轴线与外部主体102的轴线偏移并平行。转子114具有与外部主体端壁104相邻的轴向间隔开的端面116以及在其间延伸的外周面118。外周面118限定了三个周向间隔开的顶点部分120（仅示出了其中之一），以及具有向外拱形侧面的大致三角形的轮廓。顶点部分120与外周壁108的内表面112密封接合，以在内转子114和外部主体102之间形成三个旋转的主燃烧室122（仅部分地示出了其中的两个）。在转子114的外周面118中在每对相邻的顶点部分120之间限定凹部124，以形成对应的室122的一部分。
主燃烧室122被密封。每个转子顶点部分120具有顶点密封件126，顶点密封件126从一个端面116延伸到另一个端面并且从外周面118径向突出。每个顶点密封件126通过相应的弹簧径向向外偏压抵靠外周壁108。端密封件128接合每个顶点密封件126的每个端，并通过合适的弹簧偏压抵靠相应的端壁104。转子114的每个端面116具有至少一个弧形的面密封件130，该弧形的面密封件130从每个顶点部分120延伸到在转子外周的整个长度上邻近于该转子但向内的每个相邻顶点部分120。弹簧轴向向外推动每个面密封件130，使得面密封件130从相邻的转子端面116轴向突出远离以与腔110的相邻端壁104密封接合。每个面密封件130在其每个端附近与端密封件128密封接合。
尽管未示出，但是转子114轴颈连接在曲轴的偏心部分上，并且包括与转子轴线同轴的相位齿轮，该相位齿轮与固定定子相位齿轮啮合，固定定子相位齿轮固定到外部主体，其与轴同轴。轴与转子114一起旋转，并且啮合齿轮引导转子114在定子腔内执行轨道回转。对于转子114绕其自身轴线的每次旋转，轴执行三个旋转。在相位齿轮周围设置油封，以防止润滑油的流在相应的转子端面116和外部主体端壁104之间其径向向外泄漏。
通过端壁104或外周壁108中的一者限定至少一个进气口（未示出），以允许空气（大气或压缩的空气）进入主燃烧室122中的一者，并且至少一个排气口（未示出）通过端壁104或外周壁108中的一者限定，以用于从主燃烧室122排出废气。进气口和排气口相对于彼此并且相对于点火构件和燃料喷射器（在下文中进一步描述）定位，使得在转子114的一个旋转期间，每个室122以可变的容积围绕定子腔运动，从而经受进气、压缩、膨胀和排气的四个阶段，这些阶段类似于具有四冲程循环的往复式内燃机中的冲程。主室122具有在最小容积Vmin和最大容积Vmax之间变化的可变容积Vvar。
在一个特定的实施例中，这些端口被布置成使得旋转发动机10在米勒或阿特金森循环的原理下运行，其容积压缩比低于其容积膨胀比。在另一实施例中，各端口被布置成使得容积压缩比和膨胀比彼此相等或相似。
插入件132被容纳在通过外部主体102的外周壁108限定的对应孔134中，以用于引燃燃料的喷射和点火。插入件132具有在其中限定的引燃副室142，该引燃副室与旋转的主燃烧室122连通。当处于燃烧或压缩阶段时，引燃副室142又与每个燃烧室122连通。在所示的实施例中，副室142具有圆形截面；替代形状也是可能的。副室142通过限定在插入件132的内表面146中的至少一个开口144以顺序的方式与主燃烧室122连通。副室142具有在开口144附近形成减小的截面的形状，使得开口144限定对副室142和腔110之间的流的限制。开口144可以具有各种形状和/或由多个孔的图案限定。在特定实施例中，副室142被限定在外部主体102中。例如，在旋转发动机100不包括插入件132的实施例中。
在特定实施例中，副室142的容积为移位容积的至少0.5％且直到3.5％，其中移位容积被定义为一个室122的最大容积和最小容积之间的差。在另一特定实施例中，副室142的容积对应于移位容积的约0.625％至约1.25％。
附加地或可替代地，在特定实施例中，副室142的容积被定义为最小燃烧容积的一部分，该最小燃烧容积为最小室容积Vmin（包括凹部124）和副室V2本身的容积之和。在特定实施例中，副室142具有对应于最小燃烧容积的5％至25％的容积，即，V2＝（V2+Vmin）的5％至25％。在另一特定实施例中，副室142具有对应于最小燃烧容积的10%至12%的容积，即，V2＝（V2+Vmin）的10%至12%。在另一特定实施例中，副室142的容积为最小燃烧容积的至多10％，即，V2≤（V2+Vmin）的10％。
外周壁108具有穿过其限定的引燃喷射器细长孔148，该引燃喷射器细长孔148相对于插入件132成一定角度并与副室142连通。引燃燃料喷射器150被容纳并保持在相应的孔148内，引燃喷射器150的尖端152被容纳在副室142中。
插入件132具有在其中限定的点火元件细长孔154，该点火元件细长孔154沿着外部主体102的横向轴线T的方向延伸，并且也与副室142连通。点火元件156被容纳并保持在相应的孔152内，点火元件156的尖端158被容纳在副室142中。在所示的实施例中，点火元件156为电热塞。可以使用的替代类型的点火元件156包括、但不限于等离子体点火、激光点火、火花塞、微波等。
尽管副室142、引燃喷射器细长孔148和点火元件细长孔被示出并描述为设置在插入件132中，但是应当理解，这些元件中的一个、任何组合或全部可以替代地直接在外部主体102中限定，例如直接在外周壁108中限定。
外周壁108还具有穿过其限定的主喷射器细长孔136，该主喷射器细长孔136与转子腔110连通并且与插入件132间隔开。主燃料喷射器138被容纳并保持在该对应的孔136内，主喷射器138的尖端140在与插入件132间隔开的点处与腔110连通。主喷射器138相对于转子旋转和回转的方向R位于插入件132的后方，并且以一定角度以将燃料向前依次引导到每个旋转的主燃烧室122中，主燃烧室122具有设计成适当喷射的顶孔样式。
引燃喷射器150和主喷射器138将重质燃料，例如煤油（喷气燃料）、等效生物燃料等分别喷射到引燃副室142和相应的主室122中。引燃副室142内的喷射燃料在其中被点燃，从而在引燃副室142和插入体132的内表面146周围产生热壁。随着引燃副室142内随着被点燃的燃料的气体压力的增加，被点燃的燃料的流被部分限制并且通过开口144从引燃副室142被引导至与其连通的主室122。来自引燃副室142的被点燃的燃料流点燃由主喷射器138喷射在主室122中的燃料。
应当理解，这种燃料喷射系统允许使用用于分阶段燃烧系统的引燃和主喷射器在旋转发动机中燃烧重质燃料，该分阶段燃烧系统可以以比燃烧重质燃料的典型发动机更高的速度燃烧。在特定实施例中，该系统依靠引燃副室142来引发燃烧，其中发动机控制系统被编程为使得确保在每个燃烧事件期间都获得用于点火的适当条件。然而，这样的系统导致的启动比使用汽油的典型内燃机更长，因为在发动机启动器20可以停用之前，发动机利用电热塞等以便加热副室142。因此，在启动程序期间，在启动器20上花费的时间较长，因为在可以关闭发动机启动器20之前，必须将副室142预热至工作/操作温度。因此，如果内燃机12连接到涡轮机14和/或高惯性负载，诸如旋翼飞机（例如，直升机）的主旋翼和尾旋翼，则启动器20需要加大尺寸以驱动所有与内燃机12机械地接合的部件。
如图1的示例性实施例中示意性示出的，去耦机构16允许将内燃机12与涡轮机14以及负载18（例如驱动直升机主旋翼和尾旋翼的直升机齿轮箱）分离（即机械脱离）。因此，去耦机构16可用于允许内燃机12在与涡轮机14和负载18机械地接合之前自行启动。应当理解，通过与其他部件（例如，涡轮机和负载）分开地启动内燃机12，可以减小发动机启动器的尺寸，然后一旦将要进入地面空转，所有部件都经由机构16接合，则发动机12可以提供扭矩以在较低的发动机速度下加速整个系统。
如图1中所例示，去耦机构允许在发动机仅驱动选定的关键附件的情况下启动内燃机12，所述关键附件例如为冷却液泵22，燃料泵24，油泵26，发电机28或航空器在旅馆模式下（即，航空器在地面上载有乘客，因此需要加热、空调或电功率的模式）易受操作员使用的任何其他附件。其余的附件30、32可以驱动地连接至涡轮机14。
去耦机构16可以采用各种形式。例如，它可以以机械装置的形式提供，该机械装置被构造成选择性地使内燃机12的输出轴从涡轮机14和负载18机械地脱离。在特定实施例中，防滑离合器（也称为爪形离合器）可以集成到复合齿轮箱（未示出），该复合齿轮箱将内燃机12和涡轮机14的涡轮部互连到负载18。例如，离合器可以以这样的方式设置在发动机12的输出轴和与齿轮箱的相关联的输入轴之间，即使得发动机的输出轴仍可操作以驱动诸如油泵和冷却液泵的选定附件。以此方式，离合器可被操作以选择性地将内燃机12的输出轴与齿轮箱与涡轮机14和负载18断开。电磁致动器或以液压为工作流体的系统可以用作去耦机构（移动并接合花键或齿轮或脱离花键或齿轮的轴）的一部分，以便分离机械接合。当待接合的两个轴之间的速度匹配或处于零速时，这种类型的系统将用于接合。
在运行中，内燃机12可以经由去耦机构16与涡轮机14和负载18机械地脱离。之后，启动器20可以被激活以启动发动机12。如上所述，燃烧过程在引燃副室142中引发并在主燃烧室122中完成，来自引燃副室142的点火燃料流点燃喷入主室122中的燃料。在特定实施例中，发动机12被允许预热，并且一旦副室142达到其工作温度（燃烧系统和油也被加热），发动机12就被关闭。当发动机速度达到零时，发动机12与涡轮机14和负载18机械地重新接合。然后第二次激活发动机启动器20以重启发动机12。但是现在由于燃烧系统为暖的并且副室142也为暖的，点火将以低得多的速度发生，从而提供了使用发动机12克服现在与发动机12接合的所有其他部件（涡轮机14和负载18）的惯性的能力。利用暖的发动机12，现在可以更快地加速并减小系统的启动器的尺寸。
对于将涡轮机连接到输出轴并且涡轮机的涡轮能够随着来自运行中的发动机的空气流加速以实现与发动机速度匹配的系统，则可以在没有摩擦离合器且没有关闭（爪形离合器系统）内燃机的情况下接合该系统。然而，根据这样的实施例，涡轮机的尺寸可能必须被设定为接近于空转的速度，或者可替代地，发动机的空转速度可能必须被显著提高。
图3示出了相同的元件用相同的附图标记标识的另一实施例。图3的实施例与图1的实施例本质上的不同在于，去耦机构16设置在内燃机12和待驱动的负载18（例如，直升机齿轮箱）之间。根据该实施例，涡轮机14始终保持与内燃机12机械地接合。在启动时只有负载18从内燃机12机械地脱离。对于图3所示的特定实施例，如果期望获得系统的输出轴与内燃机的输出轴之间的速度匹配，则需要第二启动器或液压系统以将输出轴加速至速度匹配，以避免在预热阶段之后必须关闭发动机。
应当理解，各种其他配置也是可能的。例如，根据另一未示出的实施例，当最初启动时，仅涡轮机14可与发动机12脱离。同样，附件也可以如所见的适于可操作性或包装目的分配。
还应理解，代替将压缩机和涡轮滑阀置于同一轴上，可以将压缩机和涡轮分开。这意味着压缩机可以由内燃机驱动，而涡轮可以去耦。该构造可以适合于如上所述在接合之前不必关闭内燃机。
根据特定实施例，提供了一种用于启动涡轮复合航空器发动机系统的方法，该系统具有涡轮机和具有引燃副室以引发重质燃料燃烧的内燃机，该涡轮机与内燃机复合以驱动负载，该方法包括：将内燃机从涡轮机和/或负载机械地去耦以用于启动。内燃机自行启动，并且允许在不转动涡轮机和/或负载（例如航空器主传动装置，主旋翼和尾旋翼）的情况下进行预热。然而，内燃机经由齿轮箱（或直接在曲轴上）连接至附件（例如，燃料泵，冷却液泵，油泵，启动器/发电机等），并因此可以在此模式下运行以在飞行前产生动力并预热。一旦操作员想要起飞，便关闭内燃机，并在发动机速度达到零时立即将其机械地接合到涡轮机以及航空器的传动装置和旋翼。然后第二次激活发动机启动器，但是这次是借助内燃机使涡轮机和航空器传动装置/旋翼加速。发动机为暖的，因此以低得多的速度产生扭矩，因此它有助于接合系统的启动，允许使发动机在更短的时间量内达到地面空转状态。
根据另一特定实施例，提供了一种启动涡轮复合发动机系统的方法，该涡轮复合发动机系统包括用于内燃机和驱动负载的涡轮机。所述方法包括：使所述内燃机与所述负载和所述涡轮机中的至少一者机械脱离，启动所述内燃机；允许内燃机预热；然后将内燃机与负载和涡轮机中的至少一者机械地重新接合。
在特定实施例中，通过使用去耦机构与其他部件（例如，涡轮机）分开地启动发动机，允许在某些条件下最小化复合齿轮箱的复杂性、启动器尺寸以及燃料消耗。它为涡轮复合发动机系统提供了更好的可操作性。
以上描述仅意为示例性的，并且本领域技术人员将认识到，在不脱离所公开的本发明的范围的情况下，可以对所描述的实施例进行改变。根据对本公开的回顾，落入本发明范围内的修改对于本领域技术人员将是明显的，并且这些修改旨在落入所附权利要求内。
