CN116464553A - 用于燃气涡轮发动机的排放流组件 - Google Patents

Abstract

一种燃气涡轮发动机，可以包括涡轮机，涡轮机限定在操作期间通过其中的核心流，核心流具有核心质量流率。提供包括排放流机器和机器负载的排放组件。排放流机器设置成与涡轮机的压缩机区段流体连通，并且被构造成驱动机器负载。与排放组件流体连通的机器出口提供了在燃气涡轮发动机的操作期间通过其中的排放流，排放流限定排放质量流率。涡轮机的压缩机区段被构造成通过排放流机器和机器出口向飞行器流组件提供排放流，其中排放质量流率是核心质量流率的至少百分之十二(12％)。

Description

用于燃气涡轮发动机的排放流组件

技术领域

本主题大体上涉及用于燃气涡轮发动机的排放流(bleed flow)组件。

背景技术

燃气涡轮发动机典型地包括风扇和涡轮机。涡轮机大体上包括入口、一个或多个压缩机、燃烧器和至少一个涡轮。压缩机压缩空气，空气被引向燃烧室，空气在燃烧室与燃料混合。然后，混合物被点燃，用于生成热燃烧气体。燃烧气体被引向涡轮，涡轮从燃烧气体中提取能量，用于为压缩机提供动力，以及产生有用功来推动飞行中的飞行器和/或为负载(诸如发电机)提供动力。通常可以提供排放流组件来从涡轮机中排放要在各种操作中使用的气流。排放流的使用可能会影响涡轮机操作，使得必须考虑到排放流和涡轮机需求两者来管理排放流。

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公开的完整且可行的公开，包括其最佳模式，其中：

图1是根据本主题的各种实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意性横截面视图。

图2是根据本公开的示例性实施例的用于燃气涡轮发动机的排放组件的示意图。

图3是根据本公开的另一示例性实施例的用于燃气涡轮发动机的排放组件的示意图。

图4是根据本公开的又一示例性实施例的用于燃气涡轮发动机的排放组件的示意图。

图5是根据本公开的再一示例性实施例的用于燃气涡轮发动机的排放组件的示意图。

图6是根据本公开的再一示例性实施例的用于燃气涡轮发动机的排放组件的示意图。

图7是根据本公开的再一示例性实施例的用于燃气涡轮发动机的排放组件的示意图。

图8提供了根据本公开的示例性方面的用于操作燃气涡轮发动机的方法的流程图。

图9提供了根据本公开的另一示例性方面的用于操作燃气涡轮发动机的方法的流程图。

图10提供了根据本公开的又一示例性方面的用于操作燃气涡轮发动机的方法的流程图。

图11提供了根据本公开的又一示例性方面的用于操作燃气涡轮发动机的方法的流程图。

具体实施方式

现在将详细参考本公开的当前实施例，其一个或多个示例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标号来指代附图中的特征。附图和描述中的相似或类似的标号已用于指代本公开的相似或类似部分。

本文使用词语“示例性”来表示“用作示例、实例或例释”。本文描述为“示例性”的任何实施方式不一定被解释为优于或好于其他实施方式。此外，除非另有明确说明，否则本文描述的所有实施例都应视为示例性的。

为了下文描述的目的，术语“上”、“下”、“右”、“左”、“竖直”、“水平”、“顶部”、“底部”、“侧向”、“纵向”及其派生词应与它们在附图中被定向时的实施例相关。然而，应当理解，实施例可以假定各种替代变型，除非明确指明相反。还应理解，附图中示出的以及在以下说明书中描述的具体装置仅是本公开的示例性实施例。因此，与本文公开的实施例相关的特定尺寸和其他物理特性不应被视为限制性的。

如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用，以使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“前”和“后”是指燃气涡轮发动机或运载器内的相对位置，并且是指燃气涡轮发动机或运载器的正常操作姿态。例如，对于燃气涡轮发动机，前是指更靠近发动机入口的位置，而后是指更靠近发动机喷嘴或排气口的位置。

术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流动的方向，“下游”是指流体向其流动的方向。

除非本文另有指定，否则术语“联接”、“固定”、“附接到”等既指直接联接、固定或附接，也指通过一个或多个中间部件或特征的间接联接、固定或附接。

除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数引用。

在例如“A、B和C中的至少一个”或“A、B或C中的至少一个”的上下文中的术语“至少一个”是指仅A、仅B、仅C，或A、B和C的任何组合。

如在整个说明书和权利要求书中使用的近似语言被应用于修饰可以允许变化而不会导致与其相关的基本功能发生改变的任何定量表示。因此，由诸如“约”、“近似”和“基本上”的术语修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度，或用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指在1％、2％、4％、10％、15％或20％的裕度内。这些近似裕度可应用于单个值、限定数值范围的任一端点或两个端点、和/或端点之间的范围的裕度。

在此以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，除非上下文或语言另有指示，否则此类范围被识别并包括其中包含的所有子范围。例如，本文公开的所有范围都包括端点，并且端点可以相互独立地组合。

在某些示例性实施例中，通过第三流的气流的操作温度可以低于发动机的最大压缩机排出温度，并且更具体地，可以低于350华氏度(诸如低于300华氏度，诸如低于250华氏度，诸如低于200华氏度，并且至少与环境温度一样高)。在某些示例性实施例中，这些操作温度可以促进热传递至通过第三流和分离流体流的气流或从通过第三流和分离流体流的气流传递热量。此外，在某些示例性实施例中，在起飞条件下，或更具体地，在以海平面额定起飞功率、静态飞行速度、86华氏度环境温度操作条件下操作时，通过第三流的气流可以贡献少于总发动机推力的50％(并且至少例如总发动机推力的2％)。

此外，在某些示例性实施例中，通过第三流的气流方面(例如，气流、混合或排气性质)，并且由此对总推力的上述示例性百分比贡献，可以在发动机操作期间被动地调整或通过使用发动机控制特征(诸如燃料流动、电机功率、可变定子、可变入口导向轮叶、阀、可变排气几何结构或流体特征)有目的地修改，以在广泛的潜在操作条件下调整或优化整体系统性能。

术语“涡轮机”或“涡轮机械”是指包括一起生成扭矩输出的一个或多个压缩机、发热区段(例如，燃烧区段)和一个或多个涡轮的机器。

术语“燃烧发动机”是指用于通过由燃烧反应所施加的力来生成扭矩输出的涡轮机械部件。燃烧发动机可以独立于其他推进或发电部件(诸如电或燃料电池部件)来被描述。

术语“燃气涡轮发动机”是指具有涡轮机作为其动力源的全部或一部分的发动机。示例燃气涡轮发动机包括涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮喷气发动机、涡轮轴发动机等，以及这些发动机中的一个或多个发动机的混合电动版本。

当与压缩机、涡轮、轴或线轴部件等一起使用时，除非另有说明，否则术语“低”和“高”，或它们各自的比较级(例如，更“低”和更“高”，在适用的情况下)均指发动机内的相对速度。例如，“低涡轮”或“低速涡轮”限定被构造为以低于发动机处的“高涡轮”或“高速涡轮”的旋转速度(诸如最大可允许旋转速度)操作的部件。

提供了用于操作燃气涡轮发动机的排放组件的系统和方法。排放组件包括至少一个流龙头(flow tap)，其被构造成接收来自涡轮机的核心流的排放流。然后，该排放流被重新引导到燃气涡轮发动机或安装有燃气涡轮发动机的飞行器的各种排放流部件，诸如防冰和/或座舱环境控制系统。本公开设法提供了系统和方法，以避免发动机可操作性问题，诸如失速和喘振问题，同时提供相对大量的排放流。本公开的发明人已经发现，移除一些排放流部件所需的相对于核心流的高百分比的排放流受益于减少和/或重新捕获从涡轮机的给定流龙头汲取的能量的构造和操作。例如，可以提供系统和方法，以通过从排放流中重新捕获能量以用于补充涡轮机功率来实现高排放流和优选涡轮机操作。附加地或替代地，来自压缩机区段的排放流可以补充有来自涡轮机的燃烧区段下游的燃烧后排放流。

附加地，本公开的发明人已经进一步发现，下游排放流部件可以受益于如上所提及的重新捕获排放流能量的这种系统和方法。例如，在能量重新捕获操作中，压力和温度可以降低到安全水平，从而为反之将会没有足够复原力来安全处理这些排放流资源的部件提供排放流资源。因此，使排放流资源符合各种排放流部件的要求的系统和方法将是有用的。附加地，各种排放流部件可以被构造成在更广泛的条件下操作和/或以更轻或更具成本效益的结构来操作，以利用本文提供的这些排放流资源的处理。

例如，在本公开的一个示例性方面，提供了一种燃气涡轮发动机，该燃气涡轮发动机具有涡轮机、排放组件和流出口。排放组件可以被构造成接收来自涡轮机的排放流，并且可以包括排放流机器(例如，引气涡轮)，排放流机器具有机器出口，并且被构造成驱动机器负载(例如，附件齿轮箱、电机等)，以捕获排放流中的能量。进一步地，机器出口被构造成接收在燃气涡轮发动机的操作期间的排放流，该排放流的质量流率等于例如在飞行器机翼结冰操作期间通过涡轮机的核心流的核心质量流率的至少百分之十二(12％)。以这种方式，燃气涡轮发动机可以被设计成向飞行器提供相对大量的气流以用于例如机翼除冰操作，同时使与这种大量的发动机引气相关联的能量损失最小化。

在本公开的另一个示例性方面中，提供了一种燃气涡轮发动机，该燃气涡轮发动机具有涡轮机、第一热交换组件、第二热交换组件、第一飞行器流组件和第二飞行器流组件。第一热交换组件可以被构造成接收来自涡轮机的第一排放流，并且向第一飞行器流组件提供第一排放流。第二热交换组件可以被构造成接收来自涡轮机的第二排放流，并且向第二飞行器流组件提供第二排放流。以这种方式，提供给第一飞行器流组件和第二飞行器流组件的平行流动路径可以促进用于不同飞行器流组件任务的排放流的有效使用。例如，通过将机翼除冰操作与座舱环境控制操作分开，沿着第一排放流和第二排放流的各种部件可以被设定大小、成形和构造，以满足不同的设计要求，从而导致针对每项任务的更窄定制的部件设计。

在本公开的又一个示例性方面中，提供了一种燃气涡轮发动机，该燃气涡轮发动机具有涡轮机、第一流龙头和第二流龙头，第一流龙头被构造成接收来自燃烧区段上游的第一排放流，第二流龙头被构造成接收来自燃烧区段下游的第二排放流。可以提供第一流出口，以与第一流龙头流体连通，可以提供第二流出口，以与第二流龙头流体连通。第一流出口和第二流出口被构造成将第一排放流和第二排放流引导到至少一个飞行器流组件。以这种方式，来自燃烧区段上游的排放流可以由来自燃烧区段下游的排放流补充，从而减少了满足相同飞行器流组件需要所要求的上游排气量。

在本公开的又一个示例性方面中，提供了一种燃气涡轮发动机，该燃气涡轮发动机具有涡轮机、与涡轮机流体连通的流龙头和排放组件。排放组件可以包括机器负载和排放流机器。可以提供排放调节器，以通过控制排放流机器对排放流的捕获率来调节提供给排放流机器的排放输出。以这种方式，排放流调节器可以实现对流过排放流机器的流的阻力的可变控制，从而允许对这种系统的调谐。例如，通过调整这种系统可以满足对机器负载的增加的需求和/或可以满足排放流机器下游的较高压力流的需求。

现在参考附图，其中同一数字在全部图中表示相同元件。图1是根据本公开的示例性实施例的航空燃气涡轮发动机的示意性横截面视图。更具体地，对于图1的实施例，航空燃气涡轮发动机是高旁通涡轮风扇喷气发动机10，本文中被称为“涡轮风扇发动机10”。如图1所示，涡轮风扇发动机10限定轴向方向A(平行于供参考的纵向中心线12延伸)和径向方向R。一般而言，涡轮风扇发动机10包括风扇区段14和设置在风扇区段14下游的涡轮机16。

所描绘的示例性涡轮机16大体上包括限定环形入口20的基本管状外壳18。外壳18以串行流动关系包围：包括增压或低压(LP)压缩机22和高压(HP)压缩机24的压缩机区段；燃烧区段26；包括高压(HP)涡轮28和低压(LP)涡轮30的涡轮区段；和喷射排气喷嘴区段32。压缩机区段、燃烧区段26、涡轮区段和喷射排气喷嘴区段32一起至少部分地限定通过涡轮机16的核心空气流动路径37。高压(HP)轴或线轴34(或者更确切地说，如下所述的高压线轴组件)将HP涡轮28驱动地连接到HP压缩机24。低压(LP)轴或线轴36将LP涡轮30驱动地连接到LP压缩机22。

对于所描绘的实施例，风扇区段14包括可变桨距风扇38，可变桨距风扇38具有多个风扇叶片40，多个风扇叶片40以间隔开的方式联接到盘42。如图所描绘的，风扇叶片40大体沿径向方向R从盘42向外延伸。由于风扇叶片40可操作地联接到合适的致动构件44，因此每个风扇叶片40能够相对于盘42绕桨距轴线P旋转，致动构件44被构造成共同地一致地改变风扇叶片40的桨距。风扇叶片40、盘42和致动构件44能够通过LP轴36跨动力齿轮箱46一起绕纵向中心线12旋转。动力齿轮箱46包括多个齿轮，用于将LP轴36的转速逐步降低到更有效的旋转风扇速度。

仍然参考图1的示例性实施例，盘42通过可旋转的前轮毂48被覆盖，前轮毂48具有空气动力学轮廓，以促进气流通过多个风扇叶片40。附加地，示例性风扇区段14包括环形风扇壳体或外机舱50，其周向围绕风扇38和/或涡轮机16的至少一部分。机舱50通过多个周向间隔开的出口导向轮叶52相对于涡轮机16被支撑。此外，机舱50在涡轮机16的外部分上延伸，以便在其间限定旁通气流通道56。

在涡轮风扇发动机10的操作期间，一定量的空气58通过机舱50和/或风扇区段14的关联入口60进入涡轮风扇发动机10。当一定量的空气58穿过风扇叶片40时，如箭头62所示的空气58的第一部分被引导或导向到旁通气流通道56中，并且如箭头64所示的空气58的第二部分被引导或导向到LP压缩机22中。第一部分空气62和第二部分空气64之间的比率通常被称为旁通比。然后，第二部分空气64的压力在其被导向通过HP压缩机24并进入燃烧区段26时增加，其在燃烧区段26处与燃料混合并燃烧，以提供燃烧气体66。随后，燃烧气体66被导向通过HP涡轮28和LP涡轮30，其中来自燃烧气体66一部分热能和/或动能被提取。

然后，燃烧气体66被导向通过涡轮机16的喷射排气喷嘴区段32，以提供推进推力。同时，当第一部分空气62在其从涡轮风扇发动机10的风扇喷嘴排气区段68排气之前被导向通过旁通气流通道56时，第一部分空气62的压力显著增加，也提供了推进推力。

此外，如示意性地描绘的，示例性涡轮风扇发动机10是燃气涡轮发动机的一部分，燃气涡轮发动机进一步包括各种附件系统，以辅助涡轮风扇发动机10和/或包括示例性涡轮风扇发动机10的飞行器的操作。例如，如所描绘的，示例性燃气涡轮发动机进一步包括燃料输送系统70，燃料输送系统70能够与涡轮风扇发动机10的涡轮机16的燃烧区段26一起操作，用于向燃烧区段26提供燃料。示例性燃料输送系统70可以包括一个或多个燃料输送管线、燃料泵(未示出)等。进一步地，示例性燃气涡轮发动机包括如下面将更详细地说明的排放组件72。将理解的是，排放组件72大体上包括排放流机器74，排放流机器74被构造成接收来自涡轮机16的排放气流。排放流机器74大体上可以操作，以将排放气流中的能量转换成机械功，这在本文中也可以被称为排放输出。还应当理解，排放输出可以表示另一种形式的能量，诸如电势能。因此，排放流机器74可以为涡轮风扇发动机产生有用功。附加地，排放流机器74可以可操作，以使气流的能量降低到期望水平，例如以满足下游部件的温度和/或压力限制。这种降低能量的气流可用于例如涡轮风扇发动机10、飞行器(其安装有涡轮风扇发动机10；未示出)等内的各种目的，可用于在飞行器的环境控制系统(ECS)内使用，可用于在机翼防冰(WAI；为飞行器的机翼提供防冰操作)和/或机舱防冰(NAI；为发动机的机舱，诸如图1的涡轮风扇发动机10的机舱50，提供防冰操作)操作中使用等。

现在参考图2，提供了根据本公开的示例性实施例的用于燃气涡轮发动机的排放组件100的示意图。图2的示例性燃气涡轮发动机可以以与上面参考图1描述的示例性涡轮风扇发动机10基本相同的方式构造。例如，图2的示例性燃气涡轮发动机大体上包括涡轮机102。燃气涡轮发动机可以是例如涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机、涡轮喷气发动机等。

如上所述，与图2的排放组件100一起使用的燃气涡轮发动机可以以与上述图1的涡轮风扇发动机10类似的方式构造。因此，如上所述，图2的涡轮机102大体上可以包括：具有低压(LP)压缩机22和高压(HP)压缩机24的压缩机区段；燃烧区段26；包括高压(HP)涡轮28和低压(LP)涡轮30的涡轮区段。压缩机区段、燃烧区段26和涡轮区段以串行流动顺序布置。高压(HP)轴或线轴34将HP涡轮28驱动地连接到HP压缩机24，并且低压(LP)轴或线轴36将LP涡轮30驱动地连接到LP压缩机22。

进一步如图2所示，可以提供与燃气涡轮发动机连接的电机31。如所描绘的，电机31通过LP轴36与涡轮机102机械连接。应当理解，电机31可以是可操作，以驱动涡轮机102和/或从涡轮机102的旋转生成电能。例如，电机31可以是可操作，以向涡轮机102提供补充驱动扭矩，从而增加发动机可操作性裕度，例如以减少发动机失速的机会。

进一步地，图2的布置包括燃料输送系统104(其可以与图1的燃料输送系统70类似的方式构造)，其能够与涡轮机102的燃烧区段26一起操作，用于向涡轮机102的燃烧区段26提供燃料。如图2所描绘的，提供燃料源106，以通过燃料输送管线108向燃烧区段26供应燃料。

如图2所描绘的，示例性排放组件100包括与涡轮机102的压缩机区段流体连通的排放流路径110。更具体地，如所描绘的，排放流路径110可以与HP压缩机24流体连通。在图2的实施例中，提供从HP压缩机24到排放流路径110的流龙头112。例如，可以在HP压缩机24的特定级(诸如第四级)提供流龙头112。应当理解，流龙头112可以从各种其他压力源(例如涡轮机102)汲取。在各种实施例中，基于排放组件100的温度和/或压力要求来选择流龙头112的源。还应当理解，可以提供多于一个的流龙头112，例如以满足排放组件100在给定发动机操作输出下的不同温度和/或压力要求。如图2所示，流龙头112可以通过龙头阀114与排放流路径110分离，例如以控制从涡轮机102输入到排放流路径110的流量。然而，在图2的实施例中，龙头阀114被显示成构造为单向阀，其被构造成防止通过流龙头112的回流。应当理解，例如在排放流路径110中，可以提供各种其他阀布置，以控制通过排放流路径110的流量。

应当理解，可以在排放组件100中提供其他压力源。例如，次级压力源116可以向排放流路径110提供次级龙头118。在各种实施例中，次级压力源116可以是相对低的压力源，例如压缩机排出源。如图2所示，次级压力源116通过次级龙头阀120被连接到排放流路径110。次级龙头阀120可以是可操作，以促进从次级压力源116流入排放流路径110中，并且当排放流路径110中的压力超过次级压力源116的压力时，防止回流。还应当理解，次级压力源116也可以用作排放流路径110的排放目的地。例如，在排放流路径110内的高压条件中，次级龙头阀120可被致动到打开位置，以将压力释放到次级压力源116的相对较低的压力环境中。

涡轮机102和排放组件内的各种流量可以通过质量流率(每单位时间的气流质量的函数)来量化。例如，核心质量流率可以基于每单位时间流入涡轮机102中的总质量(即，对应于如图1中箭头64所示的空气58的第二部分)来限定。该核心质量流率可用于与排放流路径110内的质量流率(例如表示每单位时间流入排放流路径110中的总质量的排放质量流率)进行比较。

一个或多个流量控制装置可用于调节排放流路径110内的质量流率。例如，如图2所示并且如上所述，龙头阀114和/或次级龙头阀120可以是可操作的，以控制通过涡轮机102被转移到排放流路径110的气流量。同样如图2所示，还可以提供排放进入阀122，以调节排放流路径110内的排放质量流率。如图所示，排放进入阀122可操作，以控制到排放流路径110的所有压力源。然而，应当理解，压力源(诸如流龙头112和次级龙头118)可以彼此被独立地控制。

仍然参考图2，排放流路径110被显示为与排放流机器124流体连通。如图所示，排放流路径110包括机器入口123和机器出口125，其中排放流机器124促进从机器入口123到机器出口125的流动。如上面参考图1所述的排放流机器124可以是可操作的，以利用排放流(例如，从涡轮机102的压缩机区段通过排放流路径110供给到排放流机器124的排放流)中的能量来进行工作。例如，排放流机器124可以包括涡轮，该涡轮被构造成将排放流路径110中的能量转换成机械功，其可以被称为引气涡轮或引气膨胀涡轮。应当理解，也可以采用这种过程来有利于减少排放流路径110中的能量。例如，在排放流到达对过压或过温损坏易感的一个或多个部件或组件之前，排放流机器124可用于使压力或温度降低到低于安全阈值。

排放流机器124可以是可操作，以将从排放流中捕获到的能量传输到飞行器或燃气涡轮发动机的一个或多个部件。例如，排放流机器124可以被构造成传输来自由排放流生成的涡轮旋转的扭矩。如图2所示的排放流机器124被构造成通过机器传动装置128来将扭矩传输到机器负载126。在各种实施例中，机器负载126可以与一个或多个其他部件可驱动地机械连接。机器负载126被构造成接收来自排放流机器124的能量，例如通过机器传动装置128的扭矩。机器负载126可以被构造为电装置，例如发电机。在该示例中，机器负载126可以被构造成生成电，然后，电可以被存储或用于燃气涡轮发动机或关联飞行器的各种电机，例如电机31。在实施例中，机器负载126的发电机构造被构造成供应电能，该电能用于利用电机31例如通过驱动HP轴34和/或LP轴36来驱动燃气涡轮发动机。在另一个实施例中，机器负载126与HP轴34和/或LP轴36机械联接，并且被构造成利用通过机器传动装置128从排放流机器124供应的能量来驱动涡轮机102。

机器负载126可用于直接或间接地驱动如上所述的涡轮机102。因此，机器负载126可以是可操作的，以增加或维持涡轮机102的操作速度。因此，机器负载126可用于考虑到涡轮机102操作中的不足，例如通过使通过涡轮机的核心流的部分转移到排放流路径110中所遇到的那些不足。在这种情况下，燃烧区段26内的空气/燃料比和总流量可能会降低，从而降低可操作性裕度并且潜在地增加失速、喘振和/或富爆裂(rich blow out)的可能性。降低的可操作性裕度可以通过增加转速并因此增加通过涡轮机102的流量来被考虑或逆转。例如，涡轮机102的较大转速可以增加空气/燃料比和总流量，以考虑转移到排放流路径110的相对高的流量。因此，排放流机器124和机器负载126的布置可以实现从通过涡轮机102的核心流中获取到的相对高的排放流。例如，排放流可以具有排放质量流率，该排放质量流率被限定为每单位时间进入排放流路径110的质量，其占核心质量流率的相对高的百分比，核心质量流率被限定为每单位时间进入涡轮机102的核心流动路径37(参见图1)的质量。在各种实施例中，排放质量流率可以占核心质量流率的至少百分之十、百分之十二、百分之十四、百分之十六、百分之十八、百分之二十或百分之二十二。将如下所述，可以提供各种进一步的构造以实现这种高排放流布置。

大体上如上所述，排放流占核心流的相对较高百分比可以促进飞行器或燃气涡轮发动机的一个或多个部件的操作。例如，相对较高的排放流可以在恶劣条件下和/或具有相对较大的要除冰的表面面积的情况下，实现有效除冰。如图2所示，来自排放流机器124的机器出口125可以供给各种排放流部件。如图所示，排放流机器124下游的排放流路径110通过飞行器流量阀132延伸到飞行器流组件130。飞行器流组件130可以包括各种部件，诸如机翼防冰(WAI)或座舱环境控制系统(ECS)部件。应当理解，飞行器流量阀132可以被构造成基于允许通向飞行器流组件130的流量来控制上游和下游操作。

如上所述，飞行器流组件130是指利用来自排放流路径110的排放流的任何组件。例如，可以提供WAI布置，来维持飞行器机翼的安全温度，以避免结冰条件。可以提供ECS，来维持飞行器的内部舱室的安全环境条件。应当理解，飞行器流组件130可以包括各种子组件，具有相关联的阀和控制器，以维持期望的控制，而不必影响排放组件100的上游部件的操作。附加地，飞行器流组件130可以包括至少一个排放流泄放部(未显示)，其被构造成将多余排放流清除到外部环境。

仍然参考图2，进一步示出了来自机器负载126的机器出口125，以通过启动器组件阀136向启动器组件134提供排放流。启动器组件134可以是可操作的，以启动燃气涡轮发动机，例如安装有该燃气涡轮发动机和相关联的排放组件100的相同飞行器的另一个燃气涡轮发动机。启动器组件阀136可以是可操作的，以控制启动器组件134，例如以接合启动模式。在实施例中，启动器组件134是气动启动器，其被构造成在启动器组件阀136操作时，向燃气涡轮发动机提供流和后续旋转。应当理解，启动器组件134可以包括各种进一步的下游阀和控制器，以利用排放流并控制其用于优选的启动操作。

在各种实施例中，可以在排放流机器124的下游提供一个或多个进一步或替代的排放流部件。例如，可以为ECS和WAI布置中的每一个提供具有对应分离阀布置的分离回路。附加地，各种实施例可以在排放流机器124的上游提供排放流部件。例如，需要或受益于相对高的压力或温度的系统可以从还没有穿过排放流机器124的流操作。在实施例中，机舱防冰装置(NAI)可以被构造成在排放流机器124上游分流，用于防止机舱50中的结冰条件(参见图1)。如将在下面更详细地讨论的，各种排放流部件和组件中的每一个可以与上游排放流路径110合作地被构造、设定大小和成形，以有效地利用排放流并维持涡轮机102的有效操作。

现在转向图3，提供了根据本公开的另一个示例性实施例的用于燃气涡轮发动机的排放组件200的示意图。图3的示例性燃气涡轮发动机10可以以与上面参考图1描述的示例性燃气涡轮发动机10基本相同的方式构造，并且图3的示例性排放组件200可以以与图2的示例性排放组件100类似的方式构造。例如，图3的示例性排放组件200大体上包括涡轮机102，涡轮机102通过流龙头212连接到排放流路径210。

图3中描绘的实施例与图2中描绘的实施例的不同之处在于，提供了第一热交换组件238和第二热交换组件240。应当理解，第一热交换组件238和第二热交换组件240仅仅是示例性的，并且可以以各种其他数量和布置来提供。例如，第一热交换组件238和第二热交换组件240中的至少一个可以被构造为引气涡轮。如图3所示，在流龙头212和次级压力源216的下游提供第一热交换组件238。如上面参考图2所描述的，在某些操作条件下，例如当期望非常高的压缩机排放时和/或当存在来自各种排放流部件的相对较低的排放流需求时，次级压力源216可以作为来自流龙头212或另一源的压力的清除部或泄放部操作。次级龙头阀220可以是可操作的，以控制通过次级龙头218流入或流出次级压力源216的流。如参考图2所描述的，龙头阀214可以独立地控制流龙头212和排放流路径210之间的流。在某些实施例中，龙头阀214可以是止回阀，其被构造成防止回流。

在各种实施例中，一个或多个热交换组件238、240可以被构造成进行附加功能。例如，第一热交换组件238可以与WAI和/或NAI系统温度连通。在实施例中，第一热交换组件238本身被构造为WAI系统。在该示例性实施例中，WAI系统可用于传递用于除冰操作的热量，然后使降低温度的排放流流动到如本文所述的进一步的部件，例如在第一热交换组件下游的座舱ECS。

流龙头212和次级龙头218可以通过排放进入阀222被连接到排放流路径210。排放进入阀222可以作为用于通过排放流路径210的流的主控制器操作。在排放进入阀222的下游，排放流路径210继续到第一热交换组件238。第一热交换组件238可以是可操作的，以在通过机器入口223进入到排放流机器224中之前，控制排放流的性质。例如，第一热交换组件238可用于在进入到排放流机器224中之前，减少排放流中的热量。在各种实施例中，第一热交换组件238可以是空气对空气热交换组件，可以被液体冷却，和/或可以利用制冷剂循环来被蒸发冷却。

如图3所示，一个或多个排放流部件可以被构造成在进行任何热交换操作之前接收流。例如，某些排放流部件可能受益于相对较高的温度。在所示的实施例中，可以在排放流路径210中的第一热交换组件238的上游提供预交换出口242。预交换出口242可操作，以将未冷却的排放流供应到阻力部件244。阻力部件244可以是排放组件200、相关联的燃气涡轮发动机和/或构造成接受相对高温的流的飞行器的任何部件。例如，排放组件200可以被布置成使得多个阻力部件244被布置在第一热交换组件238和排放流机器224的上游，而其余排放流部件被设置在第一热交换组件238和排放流机器224的下游。以这种方式，排放组件200可以有效地被构造成在可能不那么有效的热量和/或压力转换操作之前，促进来自排放流路径的有用功。然而，应当理解，第一热交换组件238可以被构造成例如通过将从排放流去除的热能传输给燃料、飞行器内部空气等来进行有用功。

在实施例中，阻力部件244可以是如上面参考图2简要描述的机舱防冰(NAI)组件。阻力部件244的NAI组件构造可以类似于WAI组件起作用。然而，NAI组件可能相对不易受到热量或压力损坏，因此可以被构造成利用相对热和/或高压的排放流。与WAI组件相比，NAI组件可能还需要相对较低的质量流率，以有效地抑制结冰风险。因此，NAI组件可以是系统的示例，该系统受益于不同于飞行器流组件230的耐热部件244之间的分隔件。然而，还应当理解，NAI组件也可以受益于由排放流机器224进行的操作。

在第一热交换组件238的下游，排放流机器224可操作，以通过例如上面参考图2所描述的机器传动装置228来驱动机器负载226。提供机器出口225，并且机器出口225通过一个或多个阀与进一步的部件分离。应当理解，可以独立地提供压力释放阀或放气阀，或者压力释放阀或放气阀可以被并入所描绘的一个或多个阀中，以便确保排放流机器224的安全操作。所描绘的阀包括飞行器流量阀232和启动器组件阀236，飞行器流量阀232将排放流路径210连接到飞行器流组件，启动器组件阀236将排放流路径210连接到启动器组件234。图3的构造与图2显示的构造的不同之处在于，在排放流机器224和飞行器流组件230之间提供第二热交换组件240。例如，飞行器流组件230可以包括需要进一步控制超出参考排放流机器224和第一热交换组件238描述的流性质的一个或多个部件。然而，应当理解，第一热交换组件238和第二热交换组件240可以替代地提供。例如，在其中排放流机器224被构造用于高效且安全的高温操作的构造中，可以仅提供第二热交换组件240，而省略第一热交换组件238。

现在转向图4，提供了根据本公开的另一个示例性实施例的用于燃气涡轮发动机的排放组件300的示意图。图4的示例性燃气涡轮发动机可以以与上面参考图1描述的示例性燃气涡轮发动机10基本相同的方式构造。例如，图4的示例性排放组件300大体上包括涡轮机102，涡轮机102通过第一流龙头312被连接到第一排放流路径310。图4的实施例与图2和图3的实施例的不同之处在于，进一步提供了第二排放流路径311。

参考第一排放流路径310，并且如上面参考图2大体上所描述的，在某些操作条件下，例如当期望非常高的压缩机排放时和/或当存在来自各种排放流组件的相对较低的排放流需求时，在第一排放流路径310上游的次级压力源316可以作为来自第一流龙头312或另一源的压力的清除部或泄放部操作。次级龙头阀320可以是可操作的，以控制通过次级龙头318流入或流出次级压力源316的流。如参考图2所描述的，第一龙头阀314可以独立地控制第一流龙头312和第一排放流路径310之间的流。在某些实施例中，第一龙头阀314可以是止回阀，其被构造成防止回流。应当进一步理解，第二排放流路径311可以以类似的方式分开，并且可以进一步包括这种清除或泄放设施。

第一流龙头312和次级龙头318可以通过排放进入阀322被连接到第一排放流路径310。排放进入阀322可以作为用于通过第一排放流路径310的流的主控制器操作。在排放进入阀322的下游，第一排放流路径310继续到第一热交换组件338。第一热交换组件338可以是可操作，以控制在一个或多个排放流部件下游的排放流的性质。例如，第一热交换组件338可用于在通过第一流出口345进入第一飞行器流组件346之前，减少排放流中的热量。第一飞行器流组件346可以是座舱环境控制组件。例如，第一飞行器流组件346可以是大体上如上所述的座舱ECS。在各种实施例中，第一热交换组件338可以是空气对空气热交换组件，可以被液体冷却，和/或可以利用制冷剂循环来被蒸发冷却。可以在第一热交换组件338的上游提供第一热交换组件阀339，用于第一热交换组件338的独立控制。

仍然参考图4，第一排放流路径310和第二排放流路径311均被描绘为从涡轮机102汲取。例如，涡轮机102可以与第一流龙头312和第二流龙头313直接流体连通。如所描绘的，第一流龙头312和第二流龙头313分别从第一流源302和第二流源303汲取。这些第一流源302和第二流源303可以包括各种部件，例如涡轮机102的压缩机区段(参见图1-3)。在实施例中，第一流源302和第二流源303为相同源。例如，第一流龙头312和第二流龙头313可以各自从HP压缩机24(参见图1-3)汲取，甚至可以各自从相同级汲取，诸如HP压缩机24的第四级。然而，还应当理解，第一流源302可以表示涡轮机内与第二流源303不同的压力源。例如，第一流源302可以相对于通过涡轮机102的核心流，来自第二流源303上游或下游的部件。尽管图4中没有描绘，但是还应当理解，可以在涡轮机102的外部提供第一流源302和第二流源303中的至少一个，例如作为上面参考图2所描述的压缩机排出源。

第一流源302和第二流源303的分离可以促进第一排放流路径310和第二排放流路径311的分离。然而，还应当理解，第一排放流路径310和第二排放流路径311即使在第一流源302和第二流源303相同的示例中也可以分离。例如，一个或多个阀，诸如止回阀，可以有效地在第一排放流路径310和第二排放流路径311之间分离排放流。在第一流源302和第二流源303相同的实施例中，第一龙头阀314和第二龙头阀315可以协作，以彼此独立地分别有效地控制第一排放流路径310和第二排放流路径311中的下游流。

通过使第一排放流路径310与第二排放流路径311分离，可以控制整个排放组件300的排放流，以维持涡轮机102的高水平的可操作性，同时为各种排放流部件提供高水平的排放流。例如，上述第一排放流路径310可以被优化用于控制第一飞行器流组件346，包括优化所有流动导管、阀和第一热交换器338。当第一飞行器流组件346不需要排放流时，可以独立于第二排放流路径311切断流。

第二排放流路径311可以被操作，以控制第二飞行器流组件348。通过使第一飞行器流组件346的控制与第二飞行器流组件348的控制分离，第一排放流路径310和第二排放流路径311各自可以被构造成有效地处理其相应的任务。例如，第二飞行器流组件348可以被构造为防冰组件，诸如如上所述的WAI，并且与第一飞行器流组件346相比，可能需要相对较高的排放流的质量流率。考虑到这个差异，第二排放流路径311的各种特征可以被构造成与第一排放流路径310的对应特征不同。例如，与第一流源302相比，第二流源303可以是相对较热和/或较高的压力源。在实施例中，与第一流源302相比，第二流源303来自相同部件的更下游级。在另一实施例中，与第一流源302相比，第二流源303来自更下游的部件。

在第二排放流路径311中，提供第二热交换组件340。相对于第一热交换组件338，第二热交换组件340可以被不同地构造。例如，与第一热交换组件338相比，第二热交换组件340可以相对较大。在实施例中，第一热交换组件338使用与第二热交换组件340不同的热交换机构。例如，第一热交换组件338可以仅采用空气对空气热交换，而第二热交换组件采用液体和/或蒸发热交换。

第二热交换组件340可以与第二排放流路径311流体连通，其方式与第一热交换组件338与第一排放流路径310流体连通的方式非常相同。例如，如图4所示，第二热交换组件340通过第二热交换阀341与第二排放流路径311连接。进一步如图4所示，第二热交换组件340通过第二流出口347被连接到第二飞行器流组件348。

现在转向图5，提供了根据本公开的另一个示例性实施例的用于燃气涡轮发动机的排放组件400的示意图。图5的示例性燃气涡轮发动机可以以与上面参考图1描述的示例性燃气涡轮发动机10基本相同的方式构造。图5的示例性排放组件可以与图4中的类似地被构造。例如，图5的示例性排放组件400大体上包括通过第一流龙头412被连接到第一排放流路径410的涡轮机102，和通过第二流龙头413被连接到涡轮机102的第二排放流路径411。图5的实施例与图4的实施例的不同之处在于，第二排放流路径411在燃烧区段26的下游位置处通过第二流龙头413被连接到涡轮机102。通过从这个下游位置向第二流龙头413提供排放流，可以减少来自上游位置(诸如HP压缩机24)的排放流，同时维持各种排放流部件的期望操作。

第二流龙头413被描绘为从LP涡轮30汲取，然而，其可以进一步在各种其他位置被提供。例如，第二流龙头413可以被构造为布置在燃烧区段26下游的通气口(scoop)。在各种实施例中，第二流龙头413包括涡轮后框架通气口和/或涡轮中心框架通气口。

以与返回利用排放流机器74、124、224(参见图1-3)从排放流捕获到的能量相关的方式，可以从进一步的排放流路径(诸如第二排放流路径411)捕获能量，以减少由利用第一排放流路径410在压缩机区段处的排气所引起的可操作性问题。因此，来自燃烧区段26下游的引气可用于减少来自燃烧区段26上游的排放要求。如上面参考图4所讨论的，第一排放流路径410和第二排放流路径411可以被构造成管理它们的流源和相关联的排放流部件的要求。例如，图5中描绘的第一排放流路径410从HP压缩机24汲取，并且供给到第一飞行器流组件446，第一飞行器流组件446可以是座舱组件，诸如如上所述的座舱ECS。图5中描绘的第二排放流路径411从LP涡轮30汲取，并且供给到第二飞行器流组件448，第二飞行器流组件448可以是防冰组件，诸如如上所述的WAI。

参考第一排放流路径410，并且如上面参考图2大体上所描述的，在某些操作条件下，例如当期望非常高的压缩机排放时和/或当存在来自各种排放流部件的相对较低的排放流需求时，在第一排放流路径410上游的次级压力源416可以作为来自第一流龙头412或另一源的压力的清除部或泄放部操作。次级龙头阀420可以是可操作的，以控制通过次级龙头418流入或流出次级压力源416的流。如参考图2所描述的，第一龙头阀414可以独立地控制第一流龙头412和第一排放流路径410之间的流。在某些实施例中，第一龙头阀414可以是止回阀，其被构造成防止回流。可以提供第二龙头阀415，以控制第二流龙头413和第二排放流路径411之间的流。应当进一步理解，第二排放流路径411可以以与第一排放流路径410类似的方式分开，并且可以进一步包括这种清除或泄放设施。

第一流龙头412和次级龙头418可以通过排放进入阀422被连接到第一排放流路径410。排放进入阀422可以作为用于通过第一排放流路径410的流的主控制器操作。在排放进入阀422的下游，第一排放流路径410继续到第一热交换组件438。第一热交换组件438可以是可操作，以控制在一个或多个排放流部件下游的排放流的性质。例如，第一热交换组件438可用于在通过第一流出口445进入第一飞行器流组件446之前，减少排放流中的热量。第一飞行器流组件446可以是座舱环境控制组件。例如，第一飞行器流组件446可以是大体上如上所述的座舱ECS。在各种实施例中，第一热交换组件438可以是空气对空气热交换组件，可以被液体冷却，和/或可以利用制冷剂循环来被蒸发冷却。可以在第一热交换组件438的下游提供第一热交换组件阀439，用于第一热交换组件438的独立控制。

仍然参考图5，第一排放流路径410和第二排放流路径411均被描绘为从涡轮机102汲取。如上面简要描绘和描述的，第一流龙头412和第二流龙头413分别从相对于核心流在燃烧区段26上游的第一流源和相对于核心流在燃烧区段26下游的第二流源汲取。尽管在图5中没有描绘，但是还应当理解，第一流龙头412和第二流龙头314中的至少一个可以从涡轮机102的外部汲取，例如作为上面参考图2所描述的压缩机排出源。如上所述，图5的实施例可以被构造成使得第一排放流路径410和第二排放流路径411中的一个或两者包括来自涡轮机102外部的压力源，例如第二压力源416。

第一流源(在图5中显示为HP压缩机24)和第二流源(在图5中显示为LP涡轮30)的分离促进了第一排放流路径410和第二排放流路径411的分离。通过使第一排放流路径410与第二排放流路径411分离，可以相对于彼此限定各种排放流性质。例如，可以预期来自第二排放流路径411的相对较高的压力和温度流，第二排放流路径411从燃烧区段26的下游获得流。附加地，由于第二排放流路径411中的燃烧产物，可能需要不同的流处理。例如，第二排放流路径411可以优选地用于对燃烧产物不太敏感的系统，诸如WAI和/或NAI操作。

通过第一排放流路径410的第一质量流率可以相对于通过第二排放流路径411的第二质量流率来被限定。在各种实施例中，第二质量流率可以例如由于来自其供给源的较高压力而大于第一质量流率。在实施例中，第二质量流率是第一质量流率的至少两倍。还可以为第一排放流路径410和第二排放流路径411中的相应排放流路径内的排放流限定温度。例如，与第二排放流路径411的温度相比，第一排放流路径410可以具有相对较低的温度。与质量流率一样，这些相对温度差异也可以来自相应供给源，特别不管是燃烧区段26的下游或上游。

不同的第一排放流路径410和第二排放流路径411的各种特征可以被设定大小、成形和构造，以考虑到流率和温度的这种差异。例如，第一排放流路径410可以被构造用于如上所述的相对较低的压力操作。在实施例中，沿第一排放流路径410的各种流动导管的横截面面积可以大于沿第二排放流路径411的各种流动导管的相应横截面面积。在实施例中，第一排放流路径410的第一流出口445的横截面面积至少是第二排放流路径411的第二流出口447的横截面面积的两倍。

仍然参考图5，第一排放流路径410的第一流出口445被显示为供给在第一热交换组件438下游的第一飞行器流组件446。如上面参考图4所描述的，第一飞行器流组件446可以是座舱环境控制系统(ECS)，使用相对较低的排放流。图5的实施例通过维持第一排放流路径410和第二排放流路径411之间的分离来使第一飞行器流组件446与燃烧产物分离。如上所述，这种平行流路径分离促进了使用来自燃烧区段26下游的流能量，同时避免了燃烧产物污染诸如座舱ECS的部件。

图5的第二流出口447通过由第二热交换组件阀441控制的第二热交换组件440来供给第二飞行器流组件448。如上面参考图4所描述的，第二飞行器流组件448可以是防冰组件，诸如WAI和/或NAI。第二热交换组件440可以相对于第一热交换组件438被不同地设定大小、成形和构造，例如以考虑到来自相应流源的温度差异。应当理解，至少基于流向第二热交换组件440的燃烧热能，第二热交换组件440可能需要比第一热交换组件438大得多的尺寸。在实施例中，第二热交换组件440具有热交换表面面积，该热交换表面面积至少是第一热交换组件438的两倍。在另一个实施例中，第二热交换组件440具有热交换体积，该热交换体积至少是第一热交换组件438的两倍。第二热交换组件440还可以包括如上所述的不同的热交换机构，以充分冷却通过其中的流。在实施例中，第二热交换组件440被构造成通过一个或多个上述构造来管理燃烧产物。此外，可以提供更大的清洁通路和/或耐腐蚀性，以促进管理燃烧产物流。

第二飞行器流组件448也可以被构造成比第一飞行器流组件446安全地管理更多热量。例如，第二飞行器流组件448可以被构造成具有相对较大的流分散体积，与WAI布置一样。相对于第一飞行器流组件446，第二飞行器流组件448中也可以采用更耐热的材料。

现在转向图6，提供了根据本公开的另一个示例性实施例的用于燃气涡轮发动机的排放组件500的示意图。图6的示例性燃气涡轮发动机可以以与上面参考图1描述的示例性涡轮风扇发动机10基本相同的方式构造，并且图6的示例性排放组件500可以以与图2的示例性排放组件100和/或图3的示例性排放组件200类似的方式构造。例如，图6的示例性排放组件500大体上包括涡轮机102，涡轮机102通过流龙头512被连接到排放流路径510。

图6中描绘的实施例与图2和图3中的实施例的不同之处在于，提供了排放调节器550。如图所示，在涡轮机102的下游和排放流机器524的上游提供排放调节器550。流龙头512通过龙头阀514和排放进入阀522与排放调节器550流体连通。应当理解，可以提供到排放调节器550的各种其他流构造。例如，次级压力源516可以进一步通过由次级龙头阀520控制的次级龙头518供给排放调节器550，如上面参考图2和图3所描述的。

如上大体所述，相对较高的排放流可以在恶劣条件下和/或具有相对较大的要除冰的表面面积的情况下，实现诸如有效除冰的操作。如图6所示，来自排放流机器524的机器出口525可以供给各种排放流部件。如图所示，排放流机器524下游的排放流路径510通过飞行器流量阀532延伸到飞行器流组件530。飞行器流组件530可以包括各种部件，诸如WAI或座舱ECS部件。

排放流机器524可以被构造成在类似于上面参考图2和图3所描述的各种实施例中供给这种部件。例如，排放流机器524可以被构造成通过机器传动装置528驱动机器负载526，其中机器负载526是可操作的，以向涡轮机102提供扭矩。如上所述，排放流机器524可以在高旁通流需求下可操作，以使得涡轮机能够在期望的可操作性范围内操作。然而，也可能存在排放流机器524不会提供此类益处的情况，例如当排放流需求相对较低时或当涡轮机102中存在大的可操作性裕度时。在这种情况下，排放调节器550可以控制排放流机器524的输出，并且随后控制机器负载526。

如图6所示，排放调节器550可以促进排放流机器524周围的旁路。例如，离散流路径可以提供有排放调节器550，排放调节器550将机器入口523上游的排放流路径510连接到机器出口525的下游。在该示例中，排放调节器550可以包括阀，例如可变流量阀，其可以无限地调节发送到排放流机器524的流的比例。如图6所示，排放调节器550的这种布置利用机器入口523上游的分流阀(diversion valve)554实现，使得其可以调节提供给机器入口和分流路径552的流量。分流路径552在机器出口525的下游退出，以供给各种排放流部件。如下所述，排放调节器550也可以以各种替代构造提供。

在实施例中，排放调节器550可以被构造为排放流机器524的部件。例如，排放调节器550可以集成到排放流机器524。在实施例中，排放调节器550包括排放流机器524的可变部件。例如，排放调节器550可以控制排放流机器524对排放流的捕获率。如本文所用，捕获率是指排放流机器524如上所述的每质量流率所捕获到的能量的量。在实施例中，排放调节器550可以控制这种捕获率，同时维持通过排放流机器524的机器出口525的排放流的质量流率。因此，排放调节器550可以有效地控制排放流机器524内的流动阻力。还应当理解，排放流调节器550大体上可以控制处于其各种构造的排放流机器524下游的总流率。

排放调节器550与排放流机器524的集成构造可以包括如上面大体描述的排放流机器524的引气膨胀涡轮构造的定子的可变调节。附加地，诸如排放流机器524的出口面积的特征可以在排放调节器550的操作中被控制。在该示例中，出口面积可以是可变出口面积(由可变面积喷嘴实现)，假定其余部件保持不变，其可以增加，以减少捕获率。应当理解，控制捕获率的各种方法落在本公开的范围内，以有效地控制多少能量保留在排放流中以及多少能量被捕获，例如以机械方式和/或电气方式返回到涡轮机。

图2和图6表明可以设计这种构造，使得不需要不同的热交换组件。例如，排放流机器124、524的使用可以充分降低温度和压力，使得它们在进行下游任务时是安全和有效的。参考图6，机器出口525和/或排放调节器550可以在没有进一步的热交换操作的情况下供给如上所述的各种排放流部件。如所描绘的，该下游流通过飞行器流量阀532供给飞行器流组件530，并且通过启动器组件阀536供给启动器组件534。然而，应当理解，可以提供如本文别处所述的各种其他组件。

现在转向图7，提供了根据本公开的另一个示例性实施例的用于燃气涡轮发动机的排放组件600的示意图。图7的示例性燃气涡轮发动机10可以以与上面参考图1描述的示例性涡轮风扇发动机10基本相同的方式构造，并且图7的示例性排放组件600可以以与图2的示例性排放组件100和/或图3的示例性排放组件200类似的方式构造。例如，图7的示例性排放组件600大体上包括涡轮机102，涡轮机102通过流龙头612被连接到排放流路径610。

图7与图6的不同之处在于，提供了第一热交换组件638和第二热交换组件640。应当理解，第一热交换组件638和第二热交换组件640仅仅是示例性的并且可以以各种其他数量和布置来提供。如图6所示，在流龙头612和次级压力源616的下游提供第一热交换组件638。如上面参考图2所描述的，在某些操作条件下，例如当期望非常高的压缩机排放时和/或当存在来自各种排放流部件的相对较低的排放流需求时，次级压力源616可以作为来自流龙头612或另一源的压力的清除部或泄放部操作。次级龙头阀620可以是可操作的，以控制通过次级龙头618流入或流出次级压力源616的流。如参考图2所描述的，龙头阀614可以独立地控制流龙头612和排放流路径610之间的流。在某些实施例中，龙头阀614可以是止回阀，其被构造成防止回流。

流龙头612和次级龙头618可以通过排放进入阀622被连接到排放流路径610。排放进入阀622可以作为用于通过排放流路径610的流的主控制器操作。在排放进入阀622的下游，排放流路径610继续到第一热交换组件638。第一热交换组件638可以是可操作的，以在通过机器入口623进入排放流机器624之前，控制排放流的性质。例如，第一热交换组件638可用于在进入排放流机器624之前减少排放流中的热量。在各种实施例中，第一热交换组件638可以是空气对空气热交换组件，可以被液体冷却，和/或可以利用制冷剂循环来被蒸发冷却。

在进入第一热交换组件638之前，一个或多个排放流部件可以被构造成在进行任何热交换操作之前接收流。例如，某些排放流组件可能受益于相对较高的温度。在所示的实施例中，并且大体上参考图3所讨论的，可以在排放流路径610中的第一热交换组件638的上游提供预交换出口642。预交换出口642可操作，以将未冷却的排放流供应到阻力部件644。

仍然参考图7，第一热交换组件638可以由第二热交换组件640补充或替代。如上所述，也可以独立于第一热交换组件638提供第二热交换组件640。如果任何热交换组件638、640可以至少基于排放流机器624的能力和/或通过排放流传动装置628与排放流机器624连接的机器负载626的期望输出来制造，则选择该热交换组件。

如上面参考图6所描述的，机器出口625和/或排放调节器650可以供给各种排放流部件。如所描绘的，该下游流通过飞行器流量阀632供给飞行器流组件630，并且通过启动器组件阀636供给启动器组件634。然而，可以进一步提供图7中所示的第二热交换组件640，作为飞行器流组件630的上游。在实施例中，第二热交换组件640可以在飞行器流组件的仅一部分(例如这种组件的座舱ECS部件)的上游被提供，同时在另一部分(例如这种组件的WAI部件)的下游或相对于另一部分在分离分支上。

也如上面参考图6所描述的，可以在涡轮机102的下游提供图7的分流路径652。如图所示，分流路径652通过第一热交换组件638下游的分流阀654被连接到排放流路径610。然而，还应当理解，可以在第一热交换组件638的上游提供分流阀654。在实施例中，在第一热交换组件638的上游提供第二分流阀(未示出)。在这种构造中，促进了进一步的操作，以控制在不同发动机操作条件下提供给下游部件(例如飞行器流组件630)的流的能量水平。

现在参考图8，提供了根据本公开的第一示例性方面的用于操作燃气涡轮发动机的方法的流程图。图8的方法可以与本文所述的一个或多个示例性燃气涡轮发动机(例如，图2或图3的示例性燃气涡轮发动机)一起使用。然而，在其他示例性方面，图8的方法可以替代地与任何其他合适的燃气涡轮发动机一起使用。

图8所示的方法包括在701处，排放来自核心流并通过排放组件的排放流。在该方法中使用的排放组件可以是如上所述的排放组件100、200、300、400、500、600中的任何，或者可以以另一方式构造，例如组合多个这些排放组件的特征。在702处，该方法提供了利用排放流机器驱动机器负载。机器负载可以是如上所述的机器负载126、226、526、626中的任何，或者可以以另一方式构造，例如组合多个那些机器负载的特征。同样地，在该方法中使用的排放流机器可以是排放流机器124、224、524、624中的任何，或者可以以另一方式构造，例如组合多个那些排放流机器的特征。如上，应当理解，在702处的排放流机器被构造成接收来自701的排放流。

仍然参考图8的方法，在703处，该方法提供了引导排放流通过与飞行器流组件流体连通的机器出口。机器出口可以是如上所述的机器出口125、225、525、625中的任何，或者可以以另一方式构造，例如组合多个那些机器出口的特征。同样地，飞行器流组件可以是如上所述的飞行器流组件130、230、530、630中的任何，或者可以以另一方式构造，例如组合多个那些飞行器流组件的特征。在各种实施例中，703中的飞行器流组件可以包括第一飞行器流组件和第二飞行器流组件，例如以提供如上面更详细描述的WAI和座舱ECS。

仍然参考图8的方法，在703处，引导排放流通过机器出口可以包括至少在某些操作条件下，将给定量的排放流引导到飞行器流组件。例如，如上所述，例如当接收到指示防冰条件的数据时，排放流的排放质量流率可以是核心质量流率的至少百分之十二(12％)或至少百分之二十(20％)。

现在参考图9，提供了根据本公开的第二示例性方面的用于操作燃气涡轮发动机的方法的流程图。图9的方法可以与本文所述的一个或多个示例性燃气涡轮发动机(例如，图4或图5的示例性燃气涡轮发动机)一起使用。然而，在其他示例性方面，图9的方法可以替代地与任何其他合适的燃气涡轮发动机一起使用。

图9所示的方法包括在801处，操作具有核心流通过其中的涡轮机。在该方法中使用的涡轮机可以是示例性涡轮机102或者可以以各种其他方式构造。在802处，利用第一热交换组件接收第一排放流。在804处，利用第二热交换组件接收第二排放流。应当理解，第一热交换组件和第二热交换组件可以对应于上述那些，例如热交换组件238、240、338、340、438、440、638、640中的任何；或者可以构造为任何其他合适的热交换组件。

仍然参考图9的方法，在803处，第一排放流被引导到第一飞行器流组件。在805处，第二排放流被引导到第二飞行器流组件。803和805处的飞行器流组件可以是如上所述的飞行器流组件130、230、530、630中的任何，或者可以以另一方式构造，例如组合多个那些飞行器流组件的特征。在各种实施例中，803处的第一飞行器流组件可以包括座舱ECS，并且805处的第二飞行器流组件可以包括WAI和/或NAI系统，如上面更详细描述的。

现在参考图10，提供了根据本公开的第三示例性方面的用于操作燃气涡轮发动机的方法的流程图。图10的方法可以与本文所述的一个或多个示例性燃气涡轮发动机(例如，图4或图5的示例性燃气涡轮发动机)一起使用。然而，在其他示例性方面，图10的方法可以替代地与任何其他合适的燃气涡轮发动机一起使用。

图10所示的方法包括在901处，操作具有核心流通过其中的涡轮机。在该方法中使用的涡轮机可以是示例性涡轮机102或者可以以各种其他方式构造。在902处，利用第一流龙头接收来自燃烧区段上游的第一排放流。在904处，利用第二流龙头接收来自燃烧区段下游的第二排放流。应当理解，第一流龙头和第二流龙头可以对应于上述那些，例如流龙头112、212、312、313、412、413、512、612中的任何；或者可以构造为任何其他合适的流龙头。

仍然参考图10的方法，在903处，利用第一流出口从第一流龙头引导第一排放流。在905处，利用第二流出口从第二流龙头引导第二排放流。903和905处的流出口可以是如上所述的流出口345、347、445、447中的任何，或者可以以另一方式构造，例如组合多个那些飞行器流组件的特征。

仍然参考图10的方法，在906处，该方法提供了利用至少一个飞行器流组件接收第一排放流和第二排放流。906处的至少一个飞行器流组件可以是如上所述的飞行器流组件130、230、530、630中的任何，或者可以以另一方式构造，例如组合多个那些飞行器流组件的特征。在各种实施例中，906处的至少一个飞行器流组件可以包括如上面例如参考图9的方法更详细地描述的第一飞行器流组件和第二飞行器流组件。

现在参考图11，提供了根据本公开的第四示例性方面的用于操作燃气涡轮发动机的方法的流程图。图11的方法可以与本文所述的一个或多个示例性燃气涡轮发动机(例如，图6或图7的示例性燃气涡轮发动机)一起使用。然而，在其他示例性方面，图11的方法可以替代地与任何其他合适的燃气涡轮发动机一起使用。

图11所示的方法包括在1001处，利用流龙头，例如从上述示例性涡轮机102或其他合适的涡轮机或压力源，接收一部分核心流，排放流。应当理解，1001处的流龙头可以对应于上述那些中的一个或多个，例如流龙头112、212、312、313、412、413、512、612中的任何；或者可以构造为任何其他合适的流龙头。

仍然参考图11，在1002处，该方法提供了利用通过排放流机器的排放输出来驱动机器负载。1002处的机器负载可以是如上所述的机器负载126、226、526、626中的任何，或者可以以另一方式构造，例如组合多个那些机器负载的特征。同样地，在该方法中使用的排放流机器可以是排放流机器124、224、524、624中的任何，或者可以以另一方式构造，例如组合多个那些排放流机器的特征。如上所述，应当理解，1002处的排放流机器被构造成接收来自1001的排放流。

仍然参考图11，在1003处，该方法提供了利用排放调节器调节在1002处驱动机器负载的排放输出。应当理解，1003处的排放调节器可以是排放调节器550、650中的一个；或者可以如参考图6和图7更详细地描述的以其他方式构造。同样地，控制排放流机器对排放流的捕获率可以包括任何上述构造，例如在1003处，使用定子的可变调节或排放流机器的引气膨胀涡轮构造的出口面积的可变调节。

该书面描述使用示例来公开本公开，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公开，包括制造和使用任何装置或系统以及进行任何结合的方法。本公开的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落入权利要求的范围内。

进一步的方面由以下条款的主题提供：

一种燃气涡轮发动机，包括：涡轮机，所述涡轮机以串行流动顺序包括压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段，所述涡轮机限定在操作期间通过其中的核心流，所述核心流限定核心质量流率；排放组件，所述排放组件包括排放流机器和机器负载，所述排放流机器与所述涡轮机的所述压缩机区段流体连通，并且被构造成驱动所述机器负载；和机器出口，所述机器出口与所述排放组件流体连通，所述机器出口提供在所述燃气涡轮发动机的操作期间通过其中的排放流，所述排放流限定排放质量流率，其中所述压缩机区段被构造成通过所述排放流机器和所述机器出口向飞行器流组件提供所述排放流，其中所述排放质量流率是所述核心质量流率的至少百分之十二(12％)。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述机器负载被构造成驱动所述涡轮机。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述机器出口提供在飞行器机翼结冰操作期间通过其中的所述排放流，其中在所述飞行器机翼结冰操作期间，所述排放质量流率是所述核心质量流率的至少百分之十二(12％)，并且其中所述飞行器流组件包括机翼防冰组件。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述排放质量流率是所述核心质量流率的至少百分之二十(20％)。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述飞行器流组件包括飞行器环境控制系统、机翼防冰组件或两者。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述机器负载包括与所述涡轮机的可驱动机械连接。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述机器负载包括发电机，所述发电机被构造成将电力传输到电机，所述电机被构造成驱动所述涡轮机。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述燃气涡轮发动机进一步包括第一热交换组件，所述第一热交换组件以串行流动顺序设置在所述涡轮机和所述排放流机器之间。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述燃气涡轮发动机进一步包括第二热交换组件，所述第二热交换组件以串行流动顺序设置在所述排放流机器和所述飞行器流组件之间。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述机器出口被构造成向空气启动器组件提供所述排放流的至少一部分。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述燃气涡轮发动机进一步包括排放调节器，所述排放调节器被构造成从所述涡轮机到所述机器出口，利用所述排放流的至少一部分来绕过所述排放流机器。

一种操作燃气涡轮发动机的方法，包括：操作涡轮机，以通过所述涡轮机提供核心流，所述核心流限定核心质量流率，并且所述涡轮机以串行流动顺序包括压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段；排放来自所述核心流并通过排放组件的排放流，所述排放流限定排放质量流率，并且所述排放组件包括排放流机器和机器负载，所述排放流机器与所述涡轮机的所述压缩机区段流体连通；利用所述排放流机器驱动所述机器负载；和引导所述排放流通过与所述排放组件流体连通的机器出口，所述机器出口被构造成向飞行器流组件提供所述排放流，其中所述排放质量流率是所述核心质量流率的至少百分之十二(12％)。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述方法进一步包括利用所述机器负载驱动所述涡轮机。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述方法进一步包括：接收指示飞行器防冰条件的数据；和响应于接收到指示所述飞行器防冰条件的数据，将具有所述核心质量流率的至少百分之十二(12％)的所述排放质量流率的所述排放流引导到所述飞行器流组件，其中所述飞行器流组件包括机翼防冰组件。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述排放质量流率是所述核心质量流率的至少百分之二十(20％)。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述方法进一步包括：利用所述机器负载通过机械连接来驱动所述涡轮机。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述方法进一步包括：利用所述机器负载的发电机生成电力；将电力从所述发电机传输到电机；和利用所述电机驱动所述涡轮机。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述方法进一步包括：利用第一热交换组件冷却所述排放流，所述第一热交换组件以串行流动顺序设置在所述涡轮机和所述排放流机器之间。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述机器出口被构造成向空气启动器组件提供所述排放流的至少一部分。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述方法进一步包括：使用排放调节器，从所述涡轮机到所述机器出口，利用所述排放流的至少一部分来绕过所述排放流机器。

一种燃气涡轮发动机，包括：涡轮机，所述涡轮机以串行流动顺序包括压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段，所述涡轮机限定在操作期间通过其中的核心流；第一热交换组件，所述第一热交换组件与所述涡轮机流体连通，用于接收来自所述涡轮机的第一排放流；第一流出口，所述第一流出口与所述第一热交换组件流体连通，用于接收来自所述第一热交换组件的所述第一排放流，并且向第一飞行器流组件提供所述第一排放流；第二热交换组件，所述第二热交换组件与所述涡轮机流体连通，用于接收来自所述涡轮机的第二排放流；和第二流出口，所述第二流出口与所述第二热交换组件流体连通，用于接收所述第二排放流，并且向第二飞行器流组件提供来自所述第二热交换组件的所述第二排放流。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述第一飞行器流组件包括座舱环境控制组件，并且所述第二飞行器流组件包括防冰组件。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述防冰组件包括机翼防冰组件。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述防冰组件包括机舱防冰组件。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述第一热交换组件被构造成接收来自所述涡轮机的所述燃烧区段上游的所述第一排放流，并且其中所述第二热交换组件被构造成接收来自所述涡轮机的所述燃烧区段下游的所述第二排放流。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述第一热交换组件被构造成接收来自所述涡轮机的所述压缩机区段的高压压缩机的所述第一排放流。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述第二热交换组件被构造成接收来自所述涡轮机的所述涡轮区段的低压涡轮的所述第二排放流。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述第一排放流在所述燃气涡轮发动机的操作期间限定第一质量流率，并且所述第二排放流在所述燃气涡轮发动机的操作期间限定第二质量流率，其中所述第二质量流率大于所述第一质量流率。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述第二质量流率是所述第一质量流率的至少两倍。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述第一流出口包括第一横截面面积，并且所述第二流出口包括第二横截面面积，其中所述第一横截面面积大于所述第二横截面面积。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述第一横截面面积是所述第二横截面面积的至少两倍。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述第一热交换组件包括第一热交换体积，并且所述第二热交换组件包括第二热交换体积，所述第二热交换体积大于所述第一热交换体积。

一种用于操作燃气涡轮发动机的方法，所述燃气涡轮发动机包括具有核心流通过其中的涡轮机，所述涡轮机以串行流动顺序包括压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段，所述方法包括：利用第一热交换组件，接收来自所述涡轮机的第一排放流；利用第一流出口，将来自所述第一热交换组件的所述第一排放流引导到第一飞行器流组件；利用第二热交换组件，接收来自所述涡轮机的第二排放流；利用第二流出口，将来自所述第二热交换组件的所述第二排放流引导到第二飞行器流组件。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述第一飞行器流组件包括座舱环境控制组件，并且所述第二飞行器流组件包括防冰组件。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述方法进一步包括：利用所述第一热交换组件，接收来自所述涡轮机的所述燃烧区段上游的所述第一排放流；和利用所述第二热交换组件，接收来自所述涡轮机的所述燃烧区段下游的所述第二排放流。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述方法进一步包括：利用所述第一热交换组件，接收来自所述涡轮机的所述压缩机区段的高压压缩机的所述第一排放流。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述方法进一步包括：利用所述第二热交换组件，接收来自所述涡轮机的所述涡轮区段的低压涡轮的所述第二排放流。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述第一排放流包括第一质量流率，并且所述第二排放流包括第二质量流率，其中所述第二质量流率大于所述第一质量流率。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述第二质量流率是所述第一质量流率的至少两倍。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述第一热交换组件包括第一热交换体积，并且所述第二热交换组件包括第二热交换体积，所述第二热交换体积大于所述第一热交换体积。

一种燃气涡轮发动机，包括：涡轮机，所述涡轮机以串行流动顺序包括压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段，所述涡轮机限定通过其中的核心流；第一流龙头，所述第一流龙头被构造成接收来自所述燃烧区段上游的第一排放流；第一流出口，所述第一流出口与所述第一流龙头流体连通；第二流龙头，所述第二流龙头被构造成接收来自所述燃烧区段下游的第二排放流；和第二流出口，所述第二流出口与所述第二流龙头流体连通；其中所述第一流出口和所述第二流出口被构造成将所述第一排放流和所述第二排放流引导到至少一个飞行器流组件。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述第一流出口被构造成将所述第一排放流引导到第一飞行器流组件，并且所述第二流出口被构造成将所述第二排放流引导到第二飞行器流组件。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述第一飞行器流组件包括座舱环境控制组件，并且其中所述第二飞行器流组件包括防冰组件。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述防冰组件是机翼防冰组件。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述防冰组件是机舱防冰组件。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述燃气涡轮发动机进一步包括：第一热交换组件，所述第一热交换组件被构造成接收来自所述第一流龙头的所述第一排放流；和第二热交换组件，所述第二热交换组件被构造成接收来自所述第二流龙头的所述第二排放流。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述第一流龙头被构造成接收来自所述涡轮机的所述压缩机区段的高压压缩机的所述第一排放流。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述第二流龙头被构造成接收来自所述涡轮机的所述涡轮区段的低压涡轮的所述第二排放流。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中来自所述燃烧区段上游的所述第一排放流在操作期间限定第一质量流率，并且来自所述燃烧区段下游的所述第二排放流在操作期间限定第二质量流率，其中所述第二质量流率大于所述第一质量流率。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述第二质量流率是所述第一质量流率的至少两倍。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述第一流出口包括第一横截面面积，并且所述第二流出口包括第二横截面面积，其中所述第一横截面面积大于所述第二横截面面积。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述第一横截面面积是所述第二横截面面积的至少两倍。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述第一热交换组件包括第一热交换体积，并且所述第二热交换组件包括第二热交换体积，所述第二热交换体积大于所述第一热交换体积。

一种用于操作燃气涡轮发动机的方法，所述燃气涡轮发动机包括具有核心流通过其中的涡轮机，所述涡轮机以串行流动顺序包括压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段，所述方法包括：利用第一流龙头，接收来自所述燃烧区段上游的第一排放流；利用第一流出口，将来自所述第一流龙头的所述第一排放流引导到至少一个飞行器流组件；利用第二流龙头，接收来自所述燃烧区段下游的第二排放流；利用第二流出口，将来自所述第二流龙头的所述第二排放流引导到所述至少一个飞行器流组件。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述方法进一步包括：利用所述第一流出口，将来自所述第一流龙头的所述第一排放流引导到第一飞行器流组件；利用所述第二流出口，将来自所述第二流龙头的所述第二排放流引导到第二飞行器流组件。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述方法进一步包括：利用所述第一流龙头，接收来自所述涡轮机的所述压缩机区段的高压压缩机的所述第一排放流。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述方法进一步包括：利用所述第二流龙头，接收来自所述涡轮机的所述涡轮区段的低压涡轮的所述第二排放流。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述第一飞行器流组件包括座舱环境控制组件，并且所述第二飞行器流组件包括防冰组件。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述防冰组件是机翼防冰组件。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述防冰组件是机舱防冰组件。

一种燃气涡轮发动机，包括：涡轮机，所述涡轮机以串行流动顺序包括压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段，所述涡轮机限定在操作期间通过其中的核心流；流龙头，所述流龙头与所述涡轮机流体连通，所述流龙头被构造成接收通过其中的所述核心流的一部分，作为排放流；和排放组件，所述排放组件包括：机器负载；排放流机器，所述排放流机器设置成通过所述流龙头与所述涡轮机流体连通，所述排放流机器被构造成驱动所述机器负载；和排放调节器，所述排放调节器被构造成通过控制所述排放流机器对所述排放流的捕获率来调节提供给所述排放流机器的排放输出。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述燃气涡轮发动机进一步包括在所述排放流机器下游的流出口，其中所述排放调节器进一步被构造成控制所述排放流机器对所述排放流的所述捕获率，同时维持通过所述流出口的所述排放流的质量流率。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述排放调节器包括：分流路径，所述分流路径流体地连接所述流龙头和所述流出口，并且绕过所述排放流机器；和分流阀，所述分流阀设置在所述排放流机器的上游，所述分流阀被构造成控制通过所述分流路径的分流。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述排放调节器包括至少一个可变排放特征，所述至少一个可变排放特征被构造成控制所述排放流机器对所述排放流的所述捕获率。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述至少一个可变排放特征被构造为所述排放流机器的部件，所述部件被构造成调节流出所述排放流机器的流。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述排放流包括排放流质量流率，并且所述核心流包括核心质量流率，其中所述排放质量流率是所述核心质量流率的至少百分之十二(12％)。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述燃气涡轮发动机进一步包括与所述排放组件流体连通的飞行器流组件，其中所述流组件包括以下中的至少一个：机翼防冰组件；机舱防冰组件；或者座舱环境控制组件。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述机器负载包括与所述涡轮机的可驱动机械连接。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述机器负载包括发电机，所述发电机被构造成将电力传输到电机，所述电机被构造成驱动所述涡轮机。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述燃气涡轮发动机进一步包括第一热交换组件，所述第一热交换组件以串行流动顺序设置在所述涡轮机和所述排放流机器之间。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述燃气涡轮发动机进一步包括第二热交换组件，所述第二热交换组件以串行流动顺序设置在所述排放流机器和所述流出口之间。

根据前述条款中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述流出口被构造成向空气启动器组件提供所述排放流的至少一部分。

一种操作燃气涡轮发动机的方法，所述燃气涡轮发动机包括具有核心流通过其中的涡轮机，所述涡轮机以串行流动顺序包括压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段，所述方法包括：利用与所述涡轮机流体连通的流龙头，接收限定排放流的所述核心流的一部分；利用通过排放流机器的排放输出驱动机器负载，所述排放流机器设置成通过所述流龙头与所述涡轮机流体连通；和利用排放调节器，通过控制所述排放流机器对所述排放流的捕获率来调节所述排放输出。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述方法进一步包括利用所述排放调节器，控制所述排放流机器对所述排放流的所述捕获率，同时维持通过流出口的所述排放流的排放质量流率，所述流出口设置在所述排放流机器的下游。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述方法进一步包括利用设置在所述排放流机器上游的分流阀，控制通过分流路径的分流，所述分流路径流体连接所述流龙头和所述流出口并且绕过所述排放流机器。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述方法进一步包括利用所述排放调节器的至少一个可变排放特征，控制所述排放流机器对所述排放流的所述捕获率。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述至少一个可变排放特征被构造为所述排放流机器的部件。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述方法进一步包括：利用所述至少一个可变排放特征，调节流出所述排放流机器的流体流。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述排放流包括排放流质量流率，并且所述核心流包括核心质量流率，其中所述排放质量流率是所述核心质量流率的至少百分之十二(12％)。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述方法进一步包括：利用所述机器负载的发电机生成电力；将所述电力传输到电机；和利用所述电机驱动所述涡轮机。

Claims (10)

1.一种燃气涡轮发动机，其特征在于，包括：

涡轮机，所述涡轮机以串行流动顺序包括压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段，所述涡轮机限定在操作期间通过其中的核心流，所述核心流限定核心质量流率；

排放组件，所述排放组件包括排放流机器和机器负载，所述排放流机器与所述涡轮机的所述压缩机区段流体连通，并且被构造成驱动所述机器负载；和

机器出口，所述机器出口与所述排放组件流体连通，所述机器出口提供在所述燃气涡轮发动机的操作期间通过其中的排放流，所述排放流限定排放质量流率，其中所述压缩机区段被构造成通过所述排放流机器和所述机器出口向飞行器流组件提供所述排放流，其中所述排放质量流率是所述核心质量流率的至少百分之十二(12％)。

2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述机器负载被构造成驱动所述涡轮机。

3.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述机器出口提供在飞行器机翼结冰操作期间通过其中的所述排放流，其中在所述飞行器机翼结冰操作期间，所述排放质量流率是所述核心质量流率的至少百分之十二(12％)，并且其中所述飞行器流组件包括机翼防冰组件。

4.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述排放质量流率是所述核心质量流率的至少百分之二十(20％)。

5.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述飞行器流组件包括飞行器环境控制系统、机翼防冰组件或两者。

6.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述机器负载包括与所述涡轮机的可驱动机械连接。

7.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述机器负载包括发电机，所述发电机被构造成将电力传输到电机，所述电机被构造成驱动所述涡轮机。

8.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，进一步包括第一热交换组件，所述第一热交换组件以串行流动顺序设置在所述涡轮机和所述排放流机器之间。

9.根据权利要求8所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，进一步包括第二热交换组件，所述第二热交换组件以串行流动顺序设置在所述排放流机器和所述飞行器流组件之间。

10.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述机器出口被构造成向空气启动器组件提供所述排放流的至少一部分。