用于排流发电的方法和系统

技术领域

本主题大体上涉及用于由燃气涡轮发动机和推进系统发电的方法和系统。

背景技术

诸如飞行器和其他集成了燃气涡轮发动机和推进系统的运载器，需要越来越大的电力来满足电力需求。例如，飞行器子系统的电气化可能包括执行器、环境控制系统、热管理系统、防冰加热器和流量装置，以及电动动力总成推力生成。某些系统可包括与发动机的线轴的直接连接，例如经由与线轴的机械联接在附件齿轮组件处产生能量。然而，这种系统降低了用于产生推力的线轴的效率。

因此，需要发电系统和方法，其产生电能同时减轻或消除与机械功率提取相关的损失。此外，需要执行泄漏检测或故障检测的方法和发电系统，以减轻或消除与从燃气涡轮发动机的功率提取相关的损失。

发明内容

本发明的方面和优点将在以下描述中部分阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可以通过本发明的实践获知。

本公开的一个方面涉及提供一种用于泄流发电的方法和系统。该发动机包括由压缩机区段、加热系统和膨胀区段串联流动布置形成的核心流动路径。排气回路从核心流动路径延伸以从核心流动路径提取一部分压缩流体。该方法和系统包括通过与发动机的核心流动路径流体连通地延伸的排气回路排气压缩流体；使压缩流体通过排气回路流到位于排气回路处的涡轮转子；经由涡轮转子从穿过涡轮转子的压缩流体动中提取能量；以及在可操作地联接到涡轮转子的电机处接收能量。

参考以下描述和所附权利要求，将更好地理解本发明的这些和其他特征、方面和优点。包含在本说明书中并构成本说明书一部分的附图说明了本发明的实施例，并且与说明书一起用于解释本发明的原理。

附图说明

在参考附图的说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的本发明的完整且可行的公开，包括其最佳模式，其中：

图1是包括根据本公开的方面的发电系统的运载器的示例性实施例；

图2是根据本公开的方面的发电系统的示意性实施例；

图3-5是根据本公开的方面的发电系统的涡轮组件的示意性实施例；

图6-7是根据本公开的方面的涡轮组件的涡轮转子的实施例；

图8-9是根据本公开的方面的发电系统的示意性实施例；

图10是概述根据本公开的方面的发电方法的步骤的流程图；以及

图11是概述根据本公开的方面的用于故障检测的方法的步骤的流程图。

在本说明书和附图中重复使用的附图标记旨在表示本发明的相同或类似的特征或元件。

具体实施方式

现在将详细参考本发明的实施例，附图中示出了本发明的一个或多个示例。提供每个实施例是为了解释本发明，而不是对本发明的限制。事实上，对于本领域技术人员来说显而易见的是，在不脱离本发明的范围或精神的情况下，可以对本发明进行各种修改和变化。例如，作为一个实施例的一部分示出或描述的特征可以与另一实施例一起使用以产生又一实施例。因此，本发明旨在涵盖落入所附权利要求及其等同物的范围内的此类修改和变化。

如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用以将一个部件与另一个部件区分开并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。

术语“上游”和“下游”是指相对于流体通路中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体来流的方向，“下游”是指流体流向的方向。

本文提供了泄流发电系统的实施例，以及用于发电和故障检测的方法。发电系统和方法的实施例可以产生电能，同时减轻或消除与机械功率提取相关的损失。此外，本文提供的实施例允许泄漏检测或故障检测，其减轻或消除与从燃气涡轮发动机的功率提取相关的损失。

本文提供的实施例包括涡轮转子，其定位在从发动机的压缩机区段延伸的排气回路处。涡轮转子可操作地联接到电机以产生能量。能量可以储存在能量储存装置中，或者排气到发动机、飞行器或其他运载器处的一个或多个子系统。本文提供的系统和方法的实施例提供的益处优于可将过量引气排气到船外(例如，至大气条件)的已知方法和结构。本文提供的实施例产生有用的能量和功，并且可以进一步提供热电发电的期望替代方案。

现在参照附图，在图1中，提供了根据本公开的方面的包括发动机10和发电系统60的运载器100的示例性实施例。在一个实施例中，运载器100是包括飞行器结构或机架105的飞行器。机架105包括机身110，机翼120和尾翼130附接到机身110。根据本公开的方面的发动机10附接到机身的一个或多个部分。

在某些情况下，发动机10连接到机身110的后部。在某些其他情况下，发动机10附接到机翼120和/或尾翼130的下方、上方或通过机翼120和/或尾翼130的一部分。在各种实施例中，发动机10经由挂架(pylon)或其他安装结构附接到机架105。在其他实施例中，发动机10容纳在机架内，例如可以在某些超音速军用或商用飞行器中举例说明。

运载器100的各种实施例包括计算系统140，例如被构造为控制运载器100或发动机10的航空电子设备或其他电子装置或计算装置。运载器100还可以包括环境控制系统(ECS)150，例如向运载器的舱室、计算系统140、运载器表面防冰系统160、推进系统防冰系统或运载器100或发动机10的其他系统提供热调节空气。在诸如本文所述的各种实施例中，发电系统60可被构造为提供用于操作本文所述的系统中的一个或多个的能量。

现在参考图2，提供了运载器100(图1)处的发动机10和发电系统60的示例性示意性实施例。发动机10通常可以构造为推进系统或发电系统，例如用于辅助动力单元(APU)、混合动力发动机或其他发动机构造。发动机10的特定实施例可被构造为燃气涡轮发动机或涡轮机、冲压发动机或超音速燃烧冲压发动机(超燃冲压发动机)。发动机10的其他特定实施例可包括构造为涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮喷气发动机、涡轮轴发动机、螺旋桨发动机或开式转子发动机的涡轮机。发动机10的某些实施例包括串联流动布置的风扇区段12、压缩机区段20、加热或燃烧区段26、膨胀区段30和排气区段36。

加热系统26可以被构造为任何合适的爆燃和/或起爆燃烧系统。这样的系统包括但不限于环形、罐式、罐式环形、双环形、驻涡燃烧(TVC)、或蜗壳或涡旋式、或贫燃和/或富燃构造的其他爆燃燃烧器构造。这种系统可以另外地或替代地包括旋转爆震、脉冲爆震或其他爆震燃烧系统，或与爆燃燃烧系统的组合。

风扇区段12包括一级或多级转子和叶片。一个或多个风扇流位于一级或多级转子和叶片的下游。在某些实施例中，风扇流位于第一级风扇转子的后面，例如通常限定涡轮风扇发动机的风扇旁路。在某些实施例中，一个或多个风扇流位于第二级或更多级风扇转子(例如，低压压缩机或增压器)的后面，例如通常在限定风扇旁路的风扇流和通过压缩机区段20、加热系统26和膨胀区段30的主要或核心流动路径70之间空气动力学地限定第三流。

压缩机区段20、加热系统26和膨胀区段30通常以串联空气动力学流动布置方式定位。压缩机区段20、加热系统26和膨胀区段30可以一起限定发动机10的核心发动机或气体发电机。在某些实施例中，例如本文所述，压缩机区段20包括高压压缩机，高压压缩机与加热系统26和膨胀区段30的高压涡轮32以直接串联流动布置方式定位。膨胀区段30的低压涡轮34可以可操作地联接到风扇区段12，以驱动风扇区段12的一个或多个级。在某些未描绘的实施例中，发动机10可包括空气动力学地位于风扇区段12和高压压缩机之间的中压压缩机、空气动力学地位于高压涡轮32和低压涡轮34之间的中压涡轮。

发电系统60包括发动机10的一个或多个实施例，例如上文大体描述的。系统60还包括排气回路62，该排气回路从发动机10的核心流动路径70流体连通地延伸至位于排气回路62处的涡轮壳体64。排气回路62构造成使一部分压缩流体从核心流动路径70流过其中。涡轮壳体64包括涡轮转子164，例如关于图3-4描绘和描述的。电机66可操作地联接到涡轮转子164(图3-4)以经由流过涡轮转子164(图3-4)的压缩流体接收能量。

排气回路62通常是有壁的歧管、管道、管子或导管，其从核心流动路径70以流动连通的方式延伸，以在涡轮壳体64处向涡轮转子164(图3-4)提供压缩流体流，例如压缩氧化剂，或特别是空气。系统60的操作的一个实施例包括将发动机10作为燃气涡轮发动机操作以在压缩机区段20处接收和压缩流体流。压缩的流体流从压缩机区段20的下游通过核心流动路径70提供给加热系统26。液体和/或气体燃料流在加热系统26与压缩流体混合以产生燃烧气体。热燃烧气体通过核心流动路径70被提供到膨胀区段30的下游，其中燃烧气体被膨胀以产生用于操作风扇区段12和压缩机区段20的推力或动力能量。膨胀的燃烧气体通过排气区段36向下游流动并流出发动机10。

在特定实施例中，发动机10被构造为用于飞行器的推进系统，飞行器例如但不限于固定翼飞行器、旋翼飞行器、倾斜翼飞行器或其他合适的飞行器。然而，发动机10的其他实施例可以构造为陆基或海基运载器的推进系统。系统60的操作包括确定压力阈值，在该压力阈值处或高于该压力阈值的操作条件是高功率操作条件，以及低于该压力阈值的操作条件是低功率操作条件。在某些实施例中，操作条件对应于着陆和起飞(LTO)时间表。LTO时间表可以包括启动和点火、地面和飞行空闲条件作为低功率条件。LTO时间表可能还包括起飞、爬升、和进近操作条件作为高功率条件。巡航条件(通常在爬升之后和进近之前，例如通常包括飞行期间发动机10的稳态操作条件)是相对于系统60操作的压力阈值的低功率操作条件。

在发动机10操作期间，一部分压缩流体，例如压缩氧化剂或空气，从压缩机区段20被提取或排气到排气回路62，并提供到涡轮壳体64。参考图3-4，从压缩机区段20(图2)接收的压缩流体流进入涡轮壳体64，例如通过箭头166示意性地描绘。参考图3，压缩流体流166通过涡轮转子164膨胀，导致涡轮转子164旋转并在电机66(图2)处产生能量。膨胀的流体流离开涡轮转子164并离开涡轮壳体64，例如通过箭头168示意性地描绘。在各种实施例中，例如本文进一步描述的，流体流168然后被提供到发动机10处的膨胀区段30。

参照图3-4，在各种实施例中，涡轮壳体64包括旁路壁264，其被构造为基于发动机10的操作模式选择性地打开和关闭。旁路壁264被构造为在操作模式处于或高于压力阈值时延伸打开以允许压缩流体166至少部分地绕过涡轮转子164。旁路壁264还被构造为在操作模式低于压力阈值时延伸关闭以禁止压缩流体166绕过涡轮转子164，例如允许基本上所有的压缩流体166膨胀穿过涡轮转子164并且在电机66处产生能量(图2)。

在特定实施例中，旁路壁264可操作地联接到弹簧364。在某些实施例中，例如图3中描绘的，弹簧364被构造为推动旁路壁264以关闭旁路通道162(图4)，例如引导压缩流体166膨胀穿过涡轮转子164。在某些实施例中，例如图4中所示，弹簧364构造为允许压缩流体166迫使旁路壁264进入打开位置，形成围绕涡轮转子164的旁通通道164并且允许压缩流体166的至少一部分绕过涡轮转子164。穿过涡轮转子164的压缩流体的剩余部分可以减少能量，例如禁止旋转或能量传递到电机66(图2)。

在各种实施例中，发动机10的某些操作条件向涡轮壳体64提供压缩流体，这确定旁路壁264是打开还是关闭。在特定实施例中，诸如上述的低功率操作条件允许旁路壁264关闭，诸如图3中所描绘的。在其他实施例中，诸如上述的高功率操作条件允许旁路壁364打开，诸如图4中所描绘的。

现在参考图8，提供了系统60的另一个实施例。系统60的构造与关于图2-7所描绘和描述的基本相似。在图8中，系统60还包括在排气回路62处的流量控制装置72。排气回路62包括第一排气导管62a和第二排气导管62b，每个导管都与核心流动路径70流体连通地延伸至流动控制装置72。第一排气导管62a和第二排气导管62b沿核心流路70分开，例如允许各自的导管62a、62b以不同压力提取压缩流体。排气管道62a、62b的定位允许在以稳态条件操作发动机10的同时提取不同压力的压缩流体。在一个实施例中，第一排气导管62a被构造为接收压力低于第二排气导管62b的压缩流体流。在各种实施例中，排气回路62从压缩机区段20或加热系统26延伸。在特定实施例中，排气回路62从加热系统26延伸以接收来自加热系统26的未燃烧的压缩流体流。

流动控制装置72被构造为任何合适的阀、歧管系统、门、壁或其他结构，用于选择性地允许压缩流体流从第一排气导管62a、第二排气导管62b或两者(例如，作为收集器结构)流向涡轮壳体64。流量控制装置72可以通信地联接到计算系统210(图9)以主动地允许或禁止压缩流体流通过其流动到涡轮壳体64，例如允许或禁止涡轮转子164，以及能量产生在电机66处，例如在此描述的。在其他实施例中，流量控制装置72是包括阀的被动设备，阀被构造为基于压力阈值打开或关闭，例如上文关于涡轮壳体64所描述的。

在各种实施例中，流量控制装置72是任何合适的阀或流量致动装置，或它们的任何组合，例如但不限于单向阀、止回阀、三通阀、球阀、蝶阀、电磁阀、气动阀或其他适当类型的阀。在特定实施例中，流量控制装置72的开启压力对应于涡轮壳体64处的压力阈值。

在某些实施例中，相对于流过排气回路或涡轮壳体的压缩流体166，涡轮转子164是横轴式涡轮或横流式涡轮。在特定的实施例中，涡轮是脉冲式涡轮，其构造成从穿过涡轮转子的压缩流体的流动流中提取动能，这与穿过涡轮转子的气体膨胀相反。在某些实施例中，涡轮转子164基本上构造为任何合适的直列式涡轮、Darreius涡轮、Savonius涡轮、Pelton轮或它们的组合。现在参考图6-7，提供了横轴式或横流式涡轮的示例性实施例。涡轮转子164包括可绕轴线177旋转的轴174，涡轮叶片176围绕轴线177旋转。此处描绘和描述的涡轮的实施例可以比其它涡轮构造(例如反作用涡轮)更有利，例如在驱动涡轮机转子和电机时防止压缩流体的过度或不期望的压力损失。

返回参考图2和图8，能量储存装置68被可操作地联接以从电机66接收能量。能量储存装置68被构造为任何合适的电池或电容器。电机66被构造为电动机和/或发电机。在其他实施例中，电机66通常被构造为负载装置，例如可操作地联接到上述一个或多个运载器子系统。

在各种实施例中，排气回路62以流体连通的方式从涡轮壳体64延伸到膨胀区段30，例如在线62c处示意性地描绘。在特定实施例中，排气回路62与膨胀区段30的低压涡轮机34流体连通。在又一特定实施例中，排气回路62与膨胀区段30处的冷却回路流体连通，例如作为次级流动回路、主动间隙控制(ACC)系统或本领域公知的用于燃气涡轮发动机涡轮的其他冷却结构。

现在参考图9，根据本公开的方面提供了发动机10的另一个示例性实施例。图9中提供的实施例被构造为与关于图8描绘和描述的实施例基本相似。在图9中，系统60可以进一步包括计算系统210，其被构造为操作例如本文所述的发动机10和系统60。计算系统210可以对应于任何合适的基于处理器的装置，包括一个或多个计算装置，例如上面描述的。在某些实施例中，计算系统210是用于燃气涡轮发动机的全权限数字发动机控制器(FADEC)，或被构造为执行用于操作燃气涡轮发动机的指令的其他计算模块或控制器。例如，图6示出了可包括在计算系统210内的适当部件的一个实施例。计算系统210可以包括处理器212和构造成执行各种计算机实现的功能的相关存储器214。

如图所示，计算系统210可以包括储存在存储器214中的控制逻辑216。控制逻辑216可以包括当由一个或多个处理器212执行时使一个或多个处理器212执行操作的指令。此外，计算系统210还可以包括通信接口模块230。在若干实施例中，通信接口模块230可以包括用于发送和接收数据的相关电子电路。因此，计算系统210的通信接口模块230可用于向/从发动机10和发电系统60发送和/或接收数据。此外，通信接口模块230还可以用于与发电系统60的任何其他合适的部件进行通信，例如流量控制装置、电机或能量储存系统。

应当理解，通信接口模块230可以是合适的有线和/或无线通信接口的任何组合，并且因此可以经由有线和/或无线通信连接或分布式网络与发电系统的一个或多个部件通信联接。如本文所述，通信接口模块230可以包括用于传输通信和/或数据的任何合适的有线和/或无线通信链路。例如，模块230可以包括SATCOM网络、ACARS网络、ARINC网络、SITA网络、AVICOM网络、VHF网络、HF网络、Wi-Fi网络、WiMAX网络、gatelink网络等。

计算系统210的实施例可以被构造为储存和/或执行与下面提供的方法1000、2000的一个或多个步骤相对应的指令。通信接口模块230可以被构造为接收和/或发送对应于操作的信号。这样的操作可以对应于以下提供的方法的步骤，或者如上文关于系统60的一般描述。在特定实施例中，通信接口模块230被构造为与发动机10、流量控制装置72、涡轮壳体64、电机66或能量储存装置68通信。信号可对应于联接到电机66和涡轮转子164的轴67的转速；电机的操作状态(例如，能量产生模式、能量释放方式、输入速度、输出或放电率等)；或能量储存设备68状态(例如，充电模式、放电模式、充电水平、温度、健康状态等)；旁路壁166处的打开或关闭位置；或流量控制装置72的状态(例如，压缩流体的压力或其他物理参数、打开/关闭或指示在发动机10处从何处接收压缩流体的位置的其他状态)，或用于操作发动机10和发电系统60的其他适当信号。

现在参考图10，提供了概述用于发电的方法的步骤的流程图(在下文中，“方法1000”)。方法1000可以由这里关于图1-9描绘和描述的系统60的实施例或其他合适的设备来执行。在各种实施例中，方法1000在包括发动机的系统中实施和执行，该发动机具有由压缩机区段、加热系统和膨胀区段串联流动布置形成的核心流动路径，其中排气回路从核心流动路径延伸以从核心流动路径提取一部分压缩流体。

方法1000包括在1010处通过从发动机的核心流动路径流体连通地延伸的排出回路排出压缩流体；在1020处使压缩流体流过排气回路到位于排气回路处的涡轮转子；在1030处从穿过涡轮转子的压缩流体中提取能量；并且在1040处在可操作地联接到涡轮转子的电机处接收能量。

在某些实施例中，方法1000还包括在1050处在可操作地联接到电机的能量存储装置处接收能量。

在其他实施例中，方法1000包括在1060处，在从穿过涡轮转子的压缩流体中提取能量之后，使压缩流体从涡轮转子流到发动机的膨胀区段。在一个实施例中，使来自涡轮转子的压缩流体流向膨胀区段的低压涡轮。在另一个实施例中，使压缩流体从涡轮转子流向低压涡轮是流向低压涡轮处的冷却回路。

在一个实施例中，从穿过涡轮转子的压缩流体中提取能量包括从穿过涡轮转子的压缩流体中提取能量，该涡轮转子相对于流过排气回路的压缩流体形成横轴涡轮或横流涡轮。

在各种实施例中，从发动机的核心流动路径排出压缩流体包括从沿着核心流动路径分离的至少两个位置选择性地排出压缩流体，其中至少两个位置向排出回路提供不同压力的压缩流体。在一个实施例中，从发动机的核心流动路径排出压缩流体来自压缩机区段或加热系统。

在各种实施例中，方法1000包括在1070处选择性地绕过至少一部分压缩流体以免流过涡轮转子。在一个实施例中，选择性地绕过至少一部分压缩流体以免流过涡轮转子是基于发动机的操作模式。在特定实施例中，发动机的操作模式基于至少由压缩区段处的高压压缩机和膨胀区段处的高压涡轮形成的高压转子的旋转速度。在又一特定实施例中，从穿过涡轮转子的压缩流体流中提取能量处于低于压力阈值的低压操作模式，并且绕过至少一部分压缩流体以免流过涡轮转子处于压力阈值处或高于压力阈值的高压操作模式下。在某些实施例中，低压操作模式对应于构造为飞行器推进系统的发动机的启动、点火、怠速、飞行怠速或巡航条件。在某些实施例中，高压操作模式对应于构造为飞行器推进系统的发动机的起飞、爬升或进近条件。

现在参考图11，提供了概述用于流动回路的故障检测的方法的步骤的流程图(在下文中，“方法2000”)。方法2000的实施例可以在诸如本文所述的系统60或其他合适的系统处实施或执行。方法2000的各种实施例可以包括这里概述的方法1000的一个或多个步骤，或者如关于这里描述的系统60的操作所描述的。

方法2000可以包括在2010处将涡轮转子的速度与发动机的操作条件进行比较；并且在2020处，基于操作条件确定涡轮转子的速度是否对应于预定速度范围。在特定实施例中，将涡轮转子的速度与发动机的操作状态进行比较包括将高压转子的旋转速度与涡轮转子的速度进行比较。预定速度范围可包括表格、图表、图形、时间表或其他指标，包括与基于压力、流速、温度或通过排气回路的压缩流体的物理特性的组合的涡轮转子的预期速度相对的高压线轴的旋转速度。如果涡轮转子的速度小于预定的速度范围，这表明系统有损失，通常例如排气回路、流量控制装置、压缩机区段或涡轮壳体或涡轮转子上游的泄漏、裂纹、损坏或磨损的密封件或其他故障。

本文描述的发动机10和发电系统60的一个或多个部件可以使用任何合适的处理制造或形成，例如增材制造处理，例如3-D打印处理。使用这样的处理可以允许这样的部件一体地形成，作为单个整体部件，或作为任何合适数量的子部件，或者以本领域以前不允许或设想的规模和复杂性。特别地，增材制造处理可以允许这样的部件一体地形成并且包括使用现有制造方法时不可能实现的多种特征。例如，本文描述的增材制造方法可以允许以适合于在本文描述的操作条件下操作电机66的尺寸和规模制造涡轮转子164。作为另一示例，本文所述的增材制造方法可允许以适合于选择性地打开和关闭涡轮壳体62处的旁通通道的尺寸和规模制造旁路壁264。在另外的实施例中，本文描述的增材制造方法允许制造涡轮转子164、旁路壁264、弹簧364、涡轮壳体64或流量控制装置72，其具有独特的特征、构造、厚度、材料、密度、流体通道、集管和安装结构，这些使用现有制造方法可能是不可能或不实际的。

根据本公开的合适的增材制造技术包括例如熔融沉积建模(FDM)、选择性激光烧结(SLS)、例如通过喷墨、激光喷射和粘合剂喷射的3D打印、立体光刻(SLA),直接选择性激光烧结(DSLS),电子束烧结(EBS),电子束熔化(EBM),激光工程净成形(LENS),激光净成形制造(LNSM),直接金属沉积(DMD),数字光处理(DLP)、直接选择性激光熔化(DSLM)、选择性激光熔化(SLM)、直接金属激光熔化(DMLM)和其他已知处理。用于制造本文提供的作为整体的、单一的结构或按本文提供的规模和复杂的结构的合适的粉末材料包括金属合金、聚合物或陶瓷粉末。示例性金属粉末材料是不锈钢合金、钴铬合金、铝合金、钛合金、镍基超级合金和钴基超级合金。此外，合适的合金可包括那些被设计成具有良好抗氧化性的合金，称为“超级合金”，其在燃气涡轮发动机的高温操作下具有可接受的强度，例如Hastelloy合金、Inconel合金(例如，IN738、IN792、IN939)、Rene合金(例如ReneN4、ReneN5、Rene80、Rene142、Rene195)、Haynes合金、Mar M、CM 247、CM 247LC、C263、718、X-850、ECY 768、282、X45、PWA 1483和CMSX(例如CMSX-4)单晶合金。本公开的制造物体可以形成有一种或多种选择的结晶微结构，例如定向固化(“DS”)或单晶(“SX”)。

虽然系统的特定实施例包括作为氧化剂的压缩流体流或来自压缩机区段的空气流，但其他实施例可包括在相应润滑剂或燃料流导管处的润滑剂或燃料流，例如以在诸如本文提供的电机处产生能量。

该书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何合并的方法。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括与权利要求的字面语言没有区别的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言没有实质性差异的等效结构元件，则这些其他示例旨在在权利要求的范围内。

本发明的进一步方面由以下条款的主题提供：

1.一种用于发动机的排流发电的方法，该发动机具有由串联流动布置的压缩机区段、加热系统和膨胀区段形成的核心流动路径，该发动机进一步具有排气回路，该排气回路从核心流动路径延伸以从核心流动路径中提取一部分压缩流体，该方法包括通过与发动机核心流动路径流体连通地延伸的提取回路提取压缩流体；使压缩流体通过排气回路流到位于排气回路处的涡轮转子；经由涡轮转子从穿过涡轮转子的压缩流体动中提取能量；以及在可操作地联接到涡轮转子的电机处接收能量。

2.根据本文任何一项或多项条款的方法，该方法包括在可操作地联接到电机的能量储存装置处接收能量。

3.根据本文任何一项或多项条款的方法，该方法包括在从穿过涡轮转子的压缩流体中提取能量之后，使压缩流体从涡轮转子流到发动机的膨胀区段。

4.根据本文任何一项或多项条款的方法，其中使来自涡轮转子的压缩流体流动是流到膨胀区段的低压涡轮。

5.根据本文任何一项或多项条款的方法，其中使压缩流体从涡轮转子流到低压涡轮是流到低压涡轮处的冷却回路。

6.根据本文任何一项或多项条款的方法，其中从穿过涡轮转子的压缩流体中提取能量包括使压缩流体穿过涡轮转子，该涡轮转子相对于流过排气回路的压缩流体形成横轴涡轮或横流涡轮。

7.根据本文任何一项或多项条款的方法，其中从发动机的核心流动路径排出压缩流体包括从沿着核心流动路径分离的至少两个位置选择性地排出压缩流体，其中至少两个位置向排气回路提供不同压力的压缩流体。

8.根据本文任何一项或多项条款的方法，其中从发动机的核心流动路径排出压缩流体是来自压缩机区段或加热系统。

9.根据本文任何一项或多项条款的方法，该方法包括选择性地绕过至少一部分压缩流体以免流过涡轮转子。

10.根据本文任何一项或多项条款的方法，其中选择性地绕过至少一部分压缩流体以免流过涡轮转子是基于发动机的操作模式。

11.根据本文任何一项或多项条款的方法，其中发动机的运行模式基于高压线轴的旋转速度，该高压线轴至少由在压缩段处的高压压缩机和在膨胀区段处的高压涡轮形成。

12.根据本文任何一项或多项条款的方法，其中从穿过涡轮转子的压缩流体中提取能量是处于低于压力阈值的低压操作模式下，并且其中绕过至少一部分压缩流体以免流过涡轮转子是处于压力阈值处或高于压力阈值的高压操作模式。

13.根据本文任何一项或多项条款的方法，其中低压操作模式对应于构造为飞行器推进系统的发动机的启动、点火、怠速、飞行怠速或巡航条件。

14.根据本文任何一项或多项条款的方法，其中高压操作模式对应于构造为飞行器推进系统的发动机的起飞、爬升或进近条件。

15.根据本文任何一项或多项条款的方法，该方法包括通过从电机释放能量以旋转涡轮转子来对压缩流体加压。

16.一种用于在流动回路处的故障检测的方法，该方法包括本文中的任何一项或多项条款的方法。

17.一种用于流动回路处的故障检测的方法，该方法包括本文中的任何一项或多项条款的方法，该方法进一步包括将涡轮转子的速度与发动机的操作条件进行比较；基于操作条件确定涡轮转子的速度是否对应于预定速度范围。

18.根据本文任何一项或多项条款的用于在流动回路处的故障检测的方法，其中将涡轮转子的速度与发动机的操作条件进行比较包括将高压线轴的旋转速度与涡轮转子的速度进行比较。

19.一种发电系统，该系统包括发动机，该发动机包括由串联流动布置的压缩机区段、加热系统和膨胀区段形成的核心流动路径；排气回路，该排气回路以流体连通的方式从发动机的核心流动路径延伸到位于排气回路处的涡轮壳体，其中排气回路构造成使一部分压缩流体从核心流动路径流过其中，并且其中涡轮壳体包括涡轮转子；以及电机，该电机可操作地联接到涡轮转子以通过压缩流体在涡轮转子上的膨胀来接收能量。

20.根据本文任何一项或多项条款的系统，其中涡轮转子包括相对于流过排气回路的压缩流体的横轴式涡轮或横流式涡轮。

21.根据本文任何一项或多项条款的系统，其中涡轮转子是Darreius型涡轮转子、Savonius型涡轮转子或Pelton轮。

22.根据本文任何一项或多项条款的系统，其中涡轮壳体包括旁路壁，该旁路壁被构造为基于发动机的操作模式选择性地打开和关闭，其中该旁路壁被构造为当操作模式处于或高于压力阈值时延伸打开，以允许压缩流体至少部分地绕过涡轮转子，并且其中，旁通壁被构造成在操作模式低于压力阈值时延伸关闭以禁止压缩流体绕过涡轮转子。

23.根据本文任何一项或多项条款的系统，该系统包括可操作地联接以从电机接收能量的能量储存装置。

24.根据本文任何一项或多项条款的系统，其中排气回路以流体连通的方式从涡轮壳体延伸至膨胀区段。

25.根据本文任何一项或多项条款的系统，其中膨胀回路包括冷却回路，并且其中排气回路以流体连通的方式从涡轮壳体延伸至膨胀区段处的冷却回路。

26.根据本文任何一项或多项条款的系统，被构造为执行本文中任何一项或多项条款的方法。

27.根据本文任何一项或多项条款的系统，其中该系统被构造为被动系统以基于压力阈值打开或关闭。

28.根据本文任何一项或多项条款的系统，该系统包括计算系统，该计算系统包括一个或多个处理器和被构造为执行功能的相关联的存储器，其中该存储器包括指令，当指令由该一个或多个处理器执行时导致一个或多个处理器执行操作，并且其中操作包括本文中的任何一项或多项条款的方法的一个或多个步骤。

29.一种用于发动机的排流发电的计算机实施的方法，该方法包括本文的任何一项或多项条款的方法的任何一个或多个步骤。

30.一种用于发动机的排流发电的计算机实施方法，该方法包括将燃料流提供给加热系统以产生燃烧气体；在发动机的加热系统处产生燃烧气体；基于在加热系统产生的燃烧气体旋转高压线轴；通过从发动机的核心流动路径流体连通地延伸的排气回路排气压缩流体；使压缩流体通过排气回路流到位于排气回路处的涡轮转子；经由涡轮转子从穿过涡轮转子的压缩流体动中提取能量；以及在可操作地联接到涡轮转子的电机处接收能量。

31.根据本文任何一项或多项条款的计算机实施的方法，该方法包括产生对应于允许燃料流至加热系统的第一信号。

32.根据本文任何一项或多项条款的计算机实施的方法，该方法包括产生指示发动机的操作条件的第二信号。

33.根据本文任何一项或多项条款的计算机实施的方法，该方法包括从电机释放能量以旋转涡轮转子以对压缩流体加压。

34.根据本文任何一项或多项条款的计算机实施的方法，该方法包括产生对应于从电机释放能量以旋转涡轮转子以对压缩流体加压的信号。

35.一种用于在流动回路处的故障检测的计算机实施的方法，该方法包括向加热系统提供燃料流以产生燃烧气体；在发动机的加热系统处产生燃烧气体；基于在加热系统处产生的燃烧气体旋转高压线轴；通过从发动机的核心流动路径流体连通地延伸的排气回路排气压缩流体；使压缩流体通过排气回路流到位于排气回路处的涡轮转子；将涡轮转子的速度与发动机的操作状态进行比较；并且基于操作条件确定涡轮转子的速度是否对应于预定速度范围。

36.根据本文任何一项或多项条款的用于故障检测的计算机实施的方法，其中将涡轮转子的速度与发动机的操作条件进行比较包括将高压转子的转速与发动机涡轮转子的转速进行比较。

37.根据本文任何一项或多项条款的用于故障检测的计算机实施的方法，该方法包括如果涡轮转子的速度在基于操作条件的预定速度范围之外，则生成对应于故障检测的故障信号。

38.根据本文任何一项或多项条款的发电系统，包括计算系统，该计算系统包括一个或多个处理器和被构造为执行功能的相关联的存储器，其中该存储器包括指令，当指令由该一个或多个处理器执行时导致一个或多个处理器来执行操作，并且其中操作包括本文中的任何一个或多个条款的计算机实施方法的一个或多个步骤。

39.一种发电系统，该系统包括发动机，该发动机包括由压缩机区段、加热系统和膨胀区段串联流动布置形成的核心流动路径；排气回路，排气回路以流体连通的方式从发动机的核心流动路径延伸到位于排气回路处的涡轮壳体，其中排气回路构造成使一部分压缩流体从核心流动路径流过其中，并且其中涡轮壳体包括涡轮转子；电机，电机可操作地联接到涡轮转子以通过压缩流体在涡轮转子上的膨胀来接收能量；和计算系统，计算系统包括一个或多个处理器和被构造为执行功能的相关联的存储器，其中存储器包括指令，当指令由一个或多个处理器执行时使一个或多个处理器执行操作，并且其中所述操作包括产生对应于向加热系统提供燃料流以产生燃烧气体的第一信号；在加热系统产生燃烧气体；基于在加热系统产生的燃烧气体产生对应于旋转核心发动机的第二信号；通过从发动机的核心流动路径以流体连通方式延伸的排气回路排气压缩流体；使压缩流体通过排气回路流到位于排气回路处的涡轮转子；经由涡轮转子从穿过涡轮转子的压缩流体动中提取能量；以及在可操作地联接到涡轮转子的电机处接收能量

40.根据本文任何一项或多项条款的系统，操作包括产生对应于电机的操作状态的第三信号，其中操作状态包括充电状态和放电状态。

41.根据本文任何一项或多项条款的系统，操作包括在可操作地联接到电机的能量储存装置处接收能量；以及产生对应于能量储存装置的充电状态的第四信号。

42.根据本文任何一项或多项条款的系统，操作包括在从穿过涡轮转子的压缩流体提取能量之后使压缩流体从涡轮转子流到发动机的膨胀区段。

43.根据本文任何一项或多项条款的系统，其中使来自涡轮转子的压缩流体动到膨胀区段的低压涡轮。

44.根据本文任何一项或多项条款的系统，其中使来自涡轮转子的压缩流体流向低压涡轮是流向低压涡轮处的冷却回路。

45.根据本文任何一项或多项条款的系统，其中从穿过涡轮转子的压缩流体流中提取能量包括使压缩流体流过涡轮转子，涡轮转子相对于流过排气回路的压缩流体形成横轴式涡轮或横流式涡轮。

46.根据本文任何一项或多项条款的系统，操作包括从沿着核心流动路径分离的至少两个位置选择性地排出压缩流体，其中至少两个位置向排气回路提供不同压力的压缩流体。

47.根据本文任何一项或多项条款的系统，操作包括产生第五信号，该第五信号指示从沿着核心流动路径的哪个位置向排气回路提供压缩流体。

48.根据本文任何一项或多项条款的系统，其中从发动机的核心流动路径排出压缩流体是来自压缩机区段或加热系统。

49.根据本文任何一项或多项条款的系统，操作包括选择性地绕过至少一部分压缩流体，以免流过涡轮转子。

50.根据本文任何一项或多项条款的系统，其中选择性地绕过至少一部分压缩流体以免流过涡轮转子是基于发动机的操作模式。

51.根据本文任何一项或多项条款的系统，其中发动机的操作模式基于高压线轴的旋转速度，该高压线轴至少由在压缩段处的高压压缩机和在膨胀区段处的高压涡轮机形成。

52.根据本文任何一项或多项条款的系统，其中从穿过涡轮转子的压缩流体中提取能量是处于低于压力阈值的低压操作模式，并且其中绕过至少一部分压缩流体以免流过涡轮转子是处于压力阈值处或高于压力阈值的高压操作模式。

53.根据本文任何一项或多项条款的系统，其中低压操作模式对应于构造为飞行器推进系统的发动机的启动、点火、怠速、飞行怠速或巡航条件。

54.根据本文任何一项或多项条款的系统，其中高压操作模式对应于被构造为飞行器推进系统的发动机的起飞、爬升或进近条件。

55.根据本文任何一项或多项条款的系统，操作包括经由从所述电机释放能量以旋转涡轮转子来对压缩流体加压。

56.根据本文任何一项或多项条款的系统，操作包括产生指示发动机的操作模式的第六信号。

57.根据本文任何一项或多项条款的系统，操作包括产生与处于低于压力阈值的低压操作模式的发动机的操作模式相对应的提取信号。

58.根据本文任何一项或多项条款的系统，操作包括产生对应于处于高压操作模式的发动机的操作模式的旁通信号。

59.一种飞行器，包括本文中的任何一个或多个条款的发电系统。

60.一种飞行器，其被构造为执行本文中的任何一个或多个条款的方法。