具体实施方式

参照图1，示意性地示出了复合发动机系统8。系统8包括压缩机11和涡轮机13，它们由轴15连接并且充当针对一个或多个旋转发动机10的涡轮增压器。压缩机11可以是单级或多级离心装置和/或轴向装置。旋转发动机10或多个旋转发动机接收来自压缩机11的压缩空气。空气可选地通过压缩机11与（多个）旋转发动机10之间的中间冷却器循环。

从旋转发动机10离开的废气被供应给压缩机涡轮机13并且也被供应给动力涡轮机17，涡轮机13、17在此处被示出为串联布置，即，其中，废气首先流过两个涡轮机中压力减小的的一个涡轮机，然后流过压力进一步减小的另一个涡轮机。在替代实施例（未示出）中，涡轮机13、17并联布置，即，其中，废气被分流并且以相同的压力供应给每个涡轮机。在另一个替代实施例中，只提供了一个涡轮机。

能量由压缩机涡轮机13从废气提取以经由连接轴15驱动压缩机11，并且由动力涡轮机17提取以驱动输出轴19。输出轴19可以经由齿轮系统21连接到轴22，该轴22连接到（多个）旋转发动机10。轴19、22上的组合输出可以用于向其中集成了系统8的车辆应用提供推进动力。这种动力可以通过齿轮箱（未示出）传递，该齿轮箱将轴19、22的输出速度调节到应用上的期望速度。在替代实施例中，两个轴19、22可以独立用于驱动单独的元件，例如螺旋桨、直升机旋翼、负载压缩机或发电机，这取决于系统是涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机还是辅助动力单元（APU）。

虽然未示出，但是系统8还包括冷却系统，该冷却系统包括：循环系统，该循环系统针对用于冷却旋转发动机的外部主体的冷却剂（例如水-乙二醇、油、空气）；用于旋转发动机的内部机械部件的油冷却剂；一个或多个冷却剂热交换器等。

复合发动机系统8可以如Lents等人的于2010年7月13日发布的美国专利号7,753,036中所述或如Julien等人的于2010年8月17日发布的美国专利号7,775,044中所述，这两个专利的整个内容都通过引用并入本文。

旋转发动机10形成复合循环发动机系统8的核心。参照图2，示意性地示出了被称为汪克尔发动机的旋转内燃机10。旋转内燃机10包括外部主体12，该外部主体具有轴向间隔开的端壁14，这些端壁具有在它们之间延伸的周边壁18以形成转子空腔20。空腔20的周边壁18的内表面具有限定两个叶的轮廓，该轮廓优选地为外旋轮线（epitrochoid）。

内部主体或转子24被接收在空腔20内。转子24具有与外部主体端壁14相邻的轴向间隔开的端面26以及在它们之间延伸的周边面28。周边面28限定三个周向间隔开的顶端部分30以及具有向外拱形侧面36的大体上三角形的轮廓。顶端部分30与周边壁18的内表面密封接合，以在内部转子24和外部主体12之间形成三个旋转燃烧室32。转子24的几何轴线从外部主体12的轴线偏移并且与其平行。

燃烧室32是密封的。在所示的实施例中，每个转子顶端部分30具有顶端密封件52，该顶端密封件从一个端面26延伸到另一个端面并且紧靠周边壁18径向向外偏压。端部密封件54与每个顶端密封件52的每一端接合并且偏压紧靠相应的端壁14。转子24的每个端面26具有至少一个弧形面密封件60，该弧形面密封件从每个顶端部分30延伸到每个相邻的顶端部分30，贯穿其长度与转子周边相邻但是在其内部，与和其每个端相邻的端部密封件54密封接合并且偏压成与相邻的端壁14密封接合。替代密封布置也是可能的。

虽然在图中未示出，但是转子24轴颈安装在轴的偏心部分上，使得轴旋转转子24，以在定子腔20内进行公转。当转子24围绕定子腔20旋转时，对于转子24的每次完整的旋转，轴旋转三次。围绕偏心设置油密封件，以阻止其润滑油在相应的转子端面26与外部主体端壁14之间的径向向外泄露流动。在转子24的每次旋转期间，每个腔室32的体积不同并且围绕定子腔20移动，以经历进气、压缩、膨胀和排气四个阶段，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。

发动机包括与空气源连通的主入口端口40、排出端口44和也与空气源（例如压缩机）连通并且位于入口端口40和排出端口44之间的可选的清洗端口42。端口40、42、44可以限定在周边壁18中的端壁14中。在所示的实施例中，入口端口40和清洗端口42限定在端壁14中并且与被限定为端壁14中的通道的同一进气管子34连通，并且排出端口44通过周边壁18限定。替代配置是可能的。

在特定实施例中，通过燃料口（未示出）将诸如煤油的燃料（喷气燃料）或其它合适的燃料传递到腔室32中，使得腔室32分层为在点火源附近的浓的燃料-空气混合物和在其它地方的稀薄的混合物，并且可以使用本领域公知的任何合适的点火系统（例如，火花塞，电热塞）在外壳内点燃燃料-空气混合物。在特定实施例中，旋转发动机10通过主入口端口40和排出端口44的适当的相对位置，在米勒或阿特金森循环的原理下操作，其中，其压缩比低于其膨胀比。

参照图3，通常将发动机组件示出为100。发动机组件100可以包含上面参照图1描述的复合循环发动机系统8，并且可以包括上面参照图2描述的旋转发动机10。然而，发动机10可以是任何内燃机，诸如燃气涡轮发动机、活塞发动机、旋转发动机。所公开的发动机组件还可以实施为用作飞行器中的辅助动力单元（APU）的燃气涡轮发动机。因此，本文所使用的“内燃机”被理解为包括所有这些类型的发动机（诸如活塞发动机的往复式内燃机、诸如旋转或汪克尔发动机的旋转内燃机、诸如燃气涡轮发动机的连续流发动机），并且因此被限定为具有一个或多个燃烧室并且具有将燃料馈送给（多个）燃烧室的燃料系统的任何发动机。如下面将进一步描述的，本发动机的燃料系统使用共轨喷射。

发动机组件100包括燃料喷射系统102，该燃料喷射系统用于将燃料从燃料源S提供给内燃机10，在所示的实施例中，该燃料源S包括燃料箱。如图所示，燃料喷射系统102包括一个或多个高压泵104和共轨喷射器106。共轨喷射器106包括共轨108和单独的喷射器，也被称为共轨喷射器110。共轨108与每个喷射器110都流体连通。

在所示的实施例中，发动机组件100包括控制器105，该控制器可以是全权数字发动机控制（FADEC）。控制器105可以可操作地连接到动力杆107，该动力杆可以由配备有所公开的发动机组件100的飞行器的飞行员手动操作。控制器105与高压燃料传感器109通信，并且与速度传感器111通信，该高压燃料传感器109可操作地连接到（多个）高压泵104以确定燃料压力，该速度传感器111可操作地连接到发动机10以确定发动机10的速度。通过接收来自压力和燃料传感器109、111的压力和速度数据，控制器105控制要被喷射器110喷射的燃料的量，使得发动机10经由动力杆107传递飞行员所需的动力。

仍然参照图3，燃料喷射器110中的每一个包括入口110a、第一出口110b和第二出口110c。在所示的实施例中，入口110a经由（多个）高压泵104和共轨108流体连接到燃料源S。第一出口110b流体连接到内燃机10的燃烧室32（图2）。第二出口110c配置成用于从喷射器110排出燃料的回流F。

在特定实施例中，喷射器110包括外壳和活塞，这些活塞可在外壳内从活塞堵住喷射器110的第一出口110b的第一位置移动到活塞与第一出口110b相距一距离以允许来自燃料源S的燃料喷射到燃烧室32（图2）中的第二位置。活塞的运动是由高压泵104所产生的压差引起的。当活塞从第一位置移动到第二位置时，经由喷射器110的入口110a进入其的燃料的一部分没有被喷射到燃烧室32中，而是在绕过燃烧室32的同时被排出喷射器110。回流F与经由燃料喷射器110的第二出口110c排出的燃料的这部分对应。

由于燃料通过（多个）高压泵104，燃料的温度和压力会增加。在使用中，经由第二出口110c离开喷射器110的燃料通常仅仅被重新指向到燃料源S。如下面将看到的，此处提出了使用燃料的回流F。

燃料喷射系统102进一步具有燃料回路C，该燃料回路C包括用于将燃料从燃料源S供应给喷射器110的主导管112和用于接收燃料的回流F的返回导管114。

燃料回路C可以包括燃料泵115，也被称为增压泵，其可以流体连接在主导管112上并且配置为从燃料源（例如燃料箱）S抽取燃料并且将抽取的燃料导向到（多个）高压泵104。计量阀117可以流体连接到高压泵104上游的主导管112，以控制进入高压泵104的燃料的流速。如图所示，计量阀117可操作地连接到控制器105，以将关于进入高压燃料泵104的燃料的流速的数据馈送给该控制器105。燃料过滤器119可以流体连接到高压泵104上游的主导管112。在所示的实施例中，相对于燃料从燃料源S到（多个）高压燃料泵104的流动，燃料过滤器119位于泵115上游。

在所示的实施例中，调压阀120流体连接到燃料回路C。阀120具有入口120a和可流体连接到入口120a的出口120b。阀120进一步具有控制入口120c，其功能如下所述。

阀120具有可在关闭位置（如图所示）与打开位置（未示出）之间移动的构件120d。在关闭位置中，允许燃料从主燃料导管112流到返回导管114。在构件120d的打开位置中，阀120的入口120a流体连接到阀120的出口120b。在所示的实施例中，在关闭位置中，使用偏压构件120e使构件120d偏压，该偏压构件120e可以是弹簧。

在所示的实施例中，（多个）高压泵104具有控制出口104a，该控制出口104a流体连接到调压阀120的控制入口120c。从燃料源S进入高压泵104的燃料的压力优选地在给定范围内。如果进入（多个）高压泵104的燃料的压力高于给定压力阈值，则控制出口104a处的压力增加并且将阀120从关闭位置推动到打开位置，从而允许燃料从主燃料导管112流到返回导管114。换言之，调压阀120为多余的燃料提供逃逸路径，否则这些多余的燃料会增加（多个）高压泵104的入口燃料压力，使其高于给定压力阈值。

在所示的实施例中，（多个）高压泵104经由燃料导管124流体连接到喷射器110。喷射器110中的每一个可以具有其入口110a，该入口经由燃料导管124中的相应的一个流体连接到高压泵104。在所描绘的实施例中，旁路导管126流体连接到燃料导管124。旁路导管126可以具有多个上游连接点126a，它们中的每一个流体连接到燃料导管124中的相应的一个。旁路导管126具有可以连接到返回导管114的下游连接点126b。在所示的实施例中，相对于返回导管中循环的回流F的方向，旁路导管126的下游连接点126b流体连接到喷射器110的第二出口110c下游的返回导管114。

燃料导管124中在高压泵104和喷射器110之间循环的燃料由于已经被（多个）高压泵104压缩而处于高压（例如500巴尔）和高温。

在某些情况下，利用燃料的回流F可能是有利的。也参照图4，发动机组件100包括喷射泵116。喷射泵116可以位于泵115上游和过滤器119下游。也设想其它配置。例如，喷射泵116可以位于燃料箱内。喷射泵116具有动力流入口116a、夹带流入口116b和出口116c。喷射泵116可以包括用于加速通过动力流入口116a接收的燃料的聚合部段116d。

喷射泵116的动力流入口116a可以连接到共轨喷射器110的第二喷射器出口110c、连接到将泵104连接到共轨喷射器110的燃料导管124，或连接到第二喷射器出口110c和燃料导管124两者。

在所示的实施例中，动力流入口116a连接到共轨喷射器110的第二喷射器出口110c，并且在需要增加喷射到动力流入口116a的燃料的流速时选择性地连接到燃料导管124。在所描绘的实施例中，动力流入口116a可以经由旁路导管126和经由返回导管114流体连接到燃料导管124。在不偏离本公开的范围的情况下，设想其它配置。

喷射泵116接收燃料的回流F和/或来自将高压泵104流体连接到共轨喷射器110的燃料管线126的燃料流，并且通过管子116e喷射所述流。管子116e流体连接到动力流入口116a、连接到夹带流入口116b并且连接到出口116c。燃料从动力流入口116a喷射到管子116e中会在通过入口116a喷射的燃料的气流或射流周围形成凹陷。这种凹陷具有通过夹带流入口116b抽取燃料流的抽吸效果。换言之，燃料通过动力流入口116a的喷射所形成的凹陷经由夹带流入口116b夹带二次流。喷射泵116的出口116c输出由经由入口116a接收的动力流和经由夹带流入口116b接收的夹带流的组合产生的流，该出口116c由导管116e限定并且可以限定分流部段116f。因此，射流泵116能够使用来自另一源的另一燃料流来泵送燃料流。在特定实施例中，分流部段116f将燃料的动能转化为势能。在特定实施例中，所公开的系统通过将从管线110c出来的浪费能量作为动力流来增加或改善发动机入口处的吸升。使用这种通常浪费的能量，可以允许避免使用大型泵从燃料箱抽取燃料，以降低系统的复杂性，并且在不需要泵的情况下完全操作系统以满足发动机入口处的吸升要求。

由燃料的回流F和/或从燃料管道124抽取的燃料产生的动力流可以用作配备有所公开的发动机组件100的飞行器的动力流源。例如，动力流源可以用于从燃料箱抽吸燃料、增加通过给定燃料导管的燃料的流速、将燃料从给定燃料箱位移到另一个燃料箱，以及任何其它合适的应用。

在本实施例中，流控制装置113流体连接到上游连接点126a和下游连接点126b之间的旁路导管126。流控制装置113可以是可变控制孔，并且可以用于改变在旁路管道126内循环的燃料的流速。可变控制孔的孔的大小可以被手动和/或电子控制，以控制旁路管道126中的流速。流控制装置113可以经由旁路导管126关闭燃料导管124与喷射器116之间的流体连通。

在特定实施例中，所公开的燃料系统允许使用从共轨喷射器出来或直接来自共轨燃料管线的返回流的能量来驱动喷射泵内的动力流。这可能允许利用来自共轨系统的浪费能量以在低压燃料系统内或直接从燃料箱使用动力流产生抽吸效果。这种概念可能适用于所有发动机应用，诸如使用共轨技术的涡轮轴、涡轮螺旋桨发动机、涡轮风扇和APU。

在特定实施例中，所公开的燃料系统利用从共轨喷射器出来的浪费能量；允许用简单的动力流代替飞行器燃料箱增压泵来实现吸升；而且是低复杂性系统，其可能比增压泵更轻且更便宜。

为了操作飞行器发动机，通过共轨喷射系统102对燃料进行加压以进行循环；通过喷射泵116的动力流入口116a使加压燃料的一部分循环；以及利用通过动力流入口116a循环的加压燃料的一部分通过喷射泵116夹带流。

在这里，加压燃料的一部分是来自共轨燃料喷射系统102的共轨喷射器110的燃料的回流F。燃料的回流F通过喷射泵116的动力流入口116a循环。在所示的实施例中，使加压燃料的一部分从至少一个燃料导管124转向到喷射泵；至少燃料导管124将高压泵104连接到共轨喷射系统102的共轨喷射器110。

在所示的实施例中，使燃料从至少一个燃料导管124转向，并且利用燃料的回流F和转向燃料两者来夹带流。在所描绘的实施例中，喷射泵116流体连接到燃料源S，来自燃料源的燃料是使用加压燃料的一部分通过喷射泵116夹带的。

在所示的实施例中，调节加压燃料的转向部分的流速。流速的调节可以通过约束加压燃料的转向部分的流来实现。在这里，利用加压燃料的一部分通过喷射泵116夹带流包括直接从燃料箱S夹带燃料。

在所示的实施例中，利用加压燃料的一部分通过喷射泵116夹带流包括通过主燃料导管112抽吸燃料，该主燃料导管12将燃料源S连接到高压泵104。

为了将燃料供应给具有共轨燃料喷射系统102的飞行器发动机，通过共轨喷射系统102对燃料进行加压以进行循环；在共轨喷射系统102的共轨喷射器110中喷射燃料的一部分，从而产生燃料的回流F；以及利用通过喷射泵116的动力流入口116a循环的燃料的回流F通过喷射泵116从燃料源S夹带要被加压的燃料。

在某些情况下，使燃料从燃料导管124转向，并且利用燃料的回流流F和转向燃料两者来夹带燃料；燃料导管124将高压泵104连接到共轨喷射系统102的共轨喷射器110。

在所示的实施例中，调节转向燃料的流速。流速可以通过约束转向燃料的流来调节。在所示的实施例中，通过喷射泵116从燃料源S夹带燃料包括直接从燃料箱夹带燃料。在所图示的实施例中，通过喷射泵116从燃料源S夹带燃料包括通过主燃料导管112抽吸燃料，该主燃料导管将燃料源S流体连接到高压泵104。

这里所公开的实施例包括：

A. 一种操作飞行器的飞行器发动机的方法，飞行器发动机具有用于将燃料喷射到飞行器发动机的燃烧室中的共轨燃料喷射系统，该方法包括：通过共轨喷射系统对燃料进行加压以进行循环；通过喷射泵的动力流入口使加压燃料的一部分循环；以及利用通过动力流入口循环的加压燃料的一部分通过喷射泵夹带流。

B. 一种将燃料供应给具有共轨燃料喷射系统的飞行器发动机的方法，该方法包括：通过共轨喷射系统对燃料进行加压以进行循环；在共轨喷射系统的共轨喷射器中喷射燃料的一部分，从而产生燃料的回流；以及利用通过喷射泵的动力流入口循环的燃料的回流而通过喷射泵从燃料源夹带要被加压的燃料。

实施例A和实施例B可以按照任何组合包括下列要素中的任何一个：

要素1：加压燃料的一部分是来自共轨燃料喷射系统的至少一个共轨喷射器的燃料的回流，方法包括通过喷射泵的动力流入口使燃料的回流循环。要素2：使加压燃料的一部分从至少一个燃料导管转向到喷射泵，至少燃料导管将高压泵连接到共轨喷射系统的至少一个共轨喷射器。要素3：使燃料从至少一个燃料导管转向并且利用燃料的回流和转向燃料两者来夹带流，至少燃料导管将高压泵连接到共轨燃料喷射系统的至少一个共轨喷射器。要素4：喷射泵被流体连接到燃料源，方法包括使用加压燃料的一部分通过喷射泵从燃料源夹带燃料。要素5：调节加压燃料的转向部分的流速。要素6：调节流速包括约束加压燃料的转向部分的流。要素7：利用加压燃料的一部分通过喷射泵夹带流包括直接从燃料箱夹带燃料。要素8：利用加压燃料的一部分通过喷射泵夹带流包括通过主燃料导管抽吸燃料，该主燃料导管将燃料源流体连接到高压泵。

C. 一种飞行器发动机包括：至少一个燃烧室；燃料泵，该燃料泵流体连接到燃料源；共轨喷射器，该共轨喷射器具有经由燃料导管流体连接到燃料泵的喷射器入口、流体连接到至少一个燃烧室的第一喷射器出口和用于输出燃料的回流的第二喷射器出口；以及喷射泵，该喷射泵具有动力流入口以及夹带流入口，该动力流入口流体连接到第二喷射器出口和共轨喷射器上游的燃料导管中的一个，该夹带流入口用于接收要被喷射泵抽吸的燃料。

实施例C可以按照任何组合包括下列要素中的任何一个：

要素9：动力流入口流体连接到第二喷射器出口和燃料导管两者。要素10：动力流入口经由旁路导管流体连接到燃料导管，流控制装置流体连接到旁路导管。要素11：燃料源是燃料箱，喷射泵位于燃料箱内。要素12：主燃料导管将燃料源流体连接到燃料泵，并且增压泵流体连接到主燃料导管，喷射泵连接到增压泵上游的主燃料导管。

上面的描述仅仅是示例性的，而且本领域中的技术人员将认识到，在不偏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更改。根据对本公开的仔细研究，落入本发明的范围内的其它修改对本领域中的技术人员而言将是明显的，而且这些修改旨在落入所附权利要求内。