JPS628615B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はガスタービン、特に高温のタービンロ
ータ羽根を冷却するのに用いる空気の温度を効率
的に低下する方法に関する。

タービン入口温度を上昇させることによつてガ
スタービンエンジン軸馬力および燃料消費率（単
位動力出力当りの燃料消費の割合）を改善できる
ことはよく知られている。しかし、現在のタービ
ンはその材料の物理的特性により入口温度が限定
されている。材料が通常耐え得る温度より高いガ
ス流温度でタービンを作動させるために、精巧な
タービン冷却方法の関発に多大な努力が払われて
きた。初期のガスタービンエンジン設計では、高
温部品の冷却は熱伝導により熱を低温部品へ伝達
することに限られており、また空冷技術はタービ
ンロータ円板の表面を横切らせて比較的冷い空気
を流すことに限られていた。高いタービン入口温
度に潜在的に付随する性能改善の利点を利用する
ために、現在のタービン冷却技術では、空冷中空
タービンノズル羽根（vane，blade）を用いて
2000〓（1094℃）以上の入口ガス温度での作動を
可能にする。種々の技術がこれらの中空羽根を冷
却するため考案された。これらの技術では、遭遇
するガス温度のレベルおよび許容し得る複雑さに
従つて、２つの基本的空冷形式を単独でまたは組
合せて用いる。かゝる基本的空冷形式は対流およ
び薄膜冷却として知られている。本出願人に譲渡
された米国特許第3700348号および第3715170号に
これらの基本的空冷形式を用いた進んだタービン
空冷技術の優れた例が記載されている。しかし、
精巧な空冷技術から得られる利益も、必要な冷却
空気を推進サイクルから抽出するので少くとも部
分的に相殺される。例えば、おそらく今日もつと
もよく用いられるタービン冷却材は空気であり、
ガスタービンエンジンの圧縮機部分から抽出され
た空気をタービン羽根の中空内部に導びく。ター
ビン流路のガス流の温度よりはるかに低い温度を
有する圧縮機の空気が、タービン羽根から熱を吸
収して羽根を許容温度に維持する。この加熱され
た冷却空気がタービン羽根から、おそらくは冷却
膜として外へ出ると、通常冷却空気は排気ガスと
混合されエンジンノズルから噴射されるので、加
熱された冷却空気の熱エネルギーは推進サイクル
に失なわれる。特に、圧縮機から抽出されタービ
ンロータ羽根用の冷却空気として用いられる空気
は、圧縮機により仕事を加えられている。しか
し、冷却空気は通常タービンノズルより下流の流
路のガス流に再導入されるので、タービン中を経
て膨張するにつれて仕事の全量をサイクルに戻す
わけではない。その上、ガス流への冷却空気の再
導入はガス流全圧に損失を生じる。これは比較的
低い全圧の冷却空気を高い全圧のガス流中に射出
することに伴なう運動量混合損失の結果である。
タービン羽根を通過する冷却空気の量が多ければ
多い程、推進サイクルへの損失が大きくなる。従
つてタービン羽根の冷却には固有の利点があるも
のの、タービンロータ羽根を冷却するのに用いる
冷却空気の量に従つて変化するある種の固有の欠
点も伴なわれている。

従つて、タービンロータ羽根に必要な冷却空気
の量を減らすことによりエンジン性能を高められ
ると考えられる。

従つて本発明の主要目的は、タービンロータ羽
根を高温の燃焼ガスに耐え得るように冷却するよ
うにした航空機ガスタービンエンジンを提供する
ことにある。

本発明の他の目的は、冷却効率を改善するため
に、タービンロータ羽根を通過する冷却空気の温
度を下げることによりロータ羽根に必要な冷却空
気の量を少くすることにある。

本発明のさらに他の目的は、タービン冷却に用
いられる圧縮空気部分に対して圧縮機がした仕事
をエンジン動力サイクルに有用なエネルギーとし
て戻すようにした航空機ガスタービンエンジンを
提供することにある。

簡単に説明すると、上記目的を達成するため
に、本発明の航空機ガスタービンエンジンは、ロ
ータ円板により複数個の中空空冷タービン羽根を
支持したタービンを具える。冷却空気はエンジン
の圧縮機部分から抽出され、半径方向内方へ送ら
れ、圧縮機に連結されこれと一緒に回転するコン
パクトな熱交換器中に入る。圧縮過適で冷却空気
中に導入された熱を熱交換器内で、同じく熱交換
器に冷却空気と熱交換関係で送られるエンジン潤
滑油によつて抽出する。かくして冷却された冷却
空気を熱交換器からタービンロータ羽根中に導び
いて羽根の効果的冷却を行う。潤滑油は通常のエ
ンジン潤滑を行うものであるから、航空機に追加
の冷却材を塔載する必要がない。この後、潤滑油
をタービンから比較的離れた固定熱交換器でエン
ジン燃料またはフアンバイパス空気流（ガスター
ボフアンエンジンの場合）によつて冷却する。

最終熱溜めとして燃料を用いると、圧縮空気か
ら除去された熱の大部分を加熱されたエンジン燃
料としてエンジンサイクルに再導入する再生式エ
ンジンが得られることになる。

本発明に係わる熱交換器（または冷却空気冷却
器）を航空機ガスタービンエンジンに組込むこと
によつてタービンロータ羽根を冷却するのに必要
な圧縮機空気量を減らすことができ、従つてエン
ジン性能を改善できる。逆に、元の冷却材流量を
維持しても冷却材の温度を下げることにより、エ
ンジン性能を本質的に損うことなく羽根寿命を長
くすることができる。

上述した本発明の目的および利点をさらに明確
にするために、以下に図面を参照しながら本発明
の実施例を説明する。以下の説明は本発明の代表
的なものについてであり、いかなる意味でも本発
明を限定せんとするものではない。図中同じ部材
には同一符号を付してある。第１図に本発明を具
体的に実現した航空機ガスターボフアンエンジン
を１０で総称して線図的に示す。ターボフアンエ
ンジン自体は今日までに当業界でよく知られてい
ると認められるが、エンジンの作動を簡単に説明
し、種々の構成部品の相互関係を明らかにして本
発明の理解を容易にしておこう。基本的に、エン
ジンはコアエンジン１２、フアン羽根１６（便宜
上１つだけを図示）の段を含むフアン集成体１
４、および回転シヤフト２０によりフアン集成体
１４に相互連結されたフアンタービン１８よりな
るものと考えることができる。コアエンジン１２
は軸流圧縮機２２を含み、この圧縮機２２は複数
個の回転羽根列（ロータ）２６を支持するロータ
２４と、ロータ羽根列２６と交互に配置された複
数個の固定羽根列（ステータ）３０を支持する圧
縮機ケーシング２８とを具える。空気は入口３２
に入り、最初にフアン集成体１４で圧縮される。
この圧縮空気の第１部分は、コアエンジン１２お
よび外周包囲フアンナセル３６により部分的に画
成されたフアンバイパスダクト３４に入り、フア
ンノズル（図示せず）を経て排出される。圧縮空
気の第２部分は入口４０に入り、軸流圧縮機２２
でさらに圧縮され、次いで燃焼器４２に送出さ
れ、ここで航空機燃料タンク４４および当業界で
よく知られたタイプの、パイロツトのスロツトル
入力に応答するエンジン燃料制御器４６のような
手段を介して供給される燃料と混合され、燃焼さ
れ、かくしてコアエンジンタービンロータ４８を
駆動する高エネルギーの燃焼ガスを得る。コアエ
ンジンタービンロータ４８（高圧タービン）は外
周に複数個の中空タービンロータ羽根５２（便宜
上１つだけ図示）を支持するタービン円板５０を
具え、ガスタービンエンジンの通常の態様で相互
連結シヤフト５４を介して圧縮機ロータ２４を駆
動する。１列の固定タービンノズル羽根５６は流
体流れを回転タービンロータ羽根に配向する作用
をなす。高温燃焼ガスは次にフアンタービン１８
を通過してこれを駆動し、フアンタービン１８は
フアン集成体１４を駆動する。フアン集成体１４
の作用により空気をフアンバイパスダクト３４を
経てフアンノズルから排出するとともに、燃焼ガ
スをコアエンジンノズル（図示せず、当業界で周
知のもの）から排出することによつて推進力を得
る。

基本的なガスタービンエンジンについて説明し
たので、次に第２図の説明に移る。第２図には６
２で総称されるタービン冷却系統を特に詳細に示
す。圧縮機２２からの圧縮空気を圧縮機内側流路
内の開口６４から抽出し、圧縮機ロータ２４を構
成する複数のロータ円板６８のうちの一つと関連
した半径方向流入インペラ６６により半径方向内
方に推進する（第１図参照）。インペラ６６は当
業界で周知の型式のもので、圧縮機から圧縮空気
の一部を抽出する装置の一例をなす。第１図およ
び第２図に示す通り、圧縮空気を第６段ロータの
後方で抽出しているが、これは例示にすぎない。
正確な抽気位置は、特定のガスタービンエンジン
において冷却空気を中空タービンロータブレード
５２に強制送給するのに要する加圧量によつて決
まる。抽出された圧縮空気は次に環状ダクト７０
のような手段を経て前方に案内され、新規でコン
パクトな回転熱交換器７２に入る。この熱交換器
について以下に詳述する。

熱交換器７２はほゞ円筒形の外側殼７４を具
え、殼の前端がフランジ連結部７６を介して前部
スタブシヤフト７８に、従つてコア圧縮機ロータ
２４に固着されている。外側殼７４の後端はコア
エンジンシヤト５４と関連しこれと一緒に回転す
る後部円錐台形支持部材８０により半径方向位置
に支持されている。円筒形内側殼８２は、円筒形
外側殼７４内にフアンシヤフト２０のまわりに
ほゞ同心配置され、外側殼７４と相まつて環状通
路８４を形成する。第４図に示すように、環状通
路８４内には複数個の押出管８６を円周方向に離
間配置してリングを形成する。各管８６には、管
の軸方向にほゞ全長にわたつて延在する複数個の
横方向延在フイン８８と、管の内部を貫通する複
数個の軸方向延在孔９０（図では４個）とを設け
る。各管８６を溶接またはろう付けなどにより前
記隔壁９２および後部隔壁９４間に固定する。熱
膨張の作用を補償するために、管および隔壁の組
立体は外側殼７４内で軸方向に移動自由とする。
この目的のために、外側殼７４の内面に摺動係合
状態で当接する複数個のスペーサ９６を各管８６
に設ける。さらに、内側殼８２の前端を前部スタ
ブシヤフト７８に形成された環状溝９８内に摺動
係合状態で収容する一方、内側殼８２の後端を後
部隔壁９４に形成された共働環状溝１００内に収
容する。従つて、内側殼８２は自由に熱膨張およ
び収縮できる。内側殼８２の前端と前部隔壁９２
との間に、また内側殼８２の後端と後部隔壁９４
との間にＯリング１０１を設けて流体が熱交換器
から洩れないようにする。

熱交換器７２はフアンシヤフト２０と同心で、
圧縮機ロータ２４内に最小許容直径で配置され、
従つて重量が最小で、応力が小さく、回転バラン
ス問題が軽減されたコンパクトな設計である。第
３図においては、圧縮空気は半径方向流入インペ
ラ６６により圧縮機１２から抽出され、環状ダク
ト７０を経て前方へ案内され、例えば外側殼７４
の前端に形成され且つ圧縮機と流体連通している
複数個の溝１０２よりなる第１入口を経て回転熱
交換機７２に入る。溝１０２を通過した後、圧縮
空気は各管８６に設けられたフイン８８（第４図
参照）の前方部分よりなる複数個の方向転換羽根
１０４により後方に方向転換される。かゝる羽根
１０４を作るには、各管からフイン８８の一部を
切断し、これらを所望の方向転換用輪郭に形づ
け、次いでこれらを各管の所定位置にろう付けま
たは溶接する。方向転換羽根１０４は、フイン８
８の共働対の間に形成された複数個の空気通路１
０６を経て、圧縮空気を後方へタービンロータに
向けて案内する作用をなす。圧縮空気は次に、熱
交換器７２から環状通路１０８のような出口手段
を経て流れ、しかる後タービン円板５０内の複数
個の半径方向延在穴通路１１０に入り、タービン
羽根５２に進む。タービン円板穴進入冷却系統の
構造および機能は、米国特許第3982852号に詳細
に記載されている。

第１図および第２図に示すガスターボフアンエ
ンジンには、米国特許第3844110号に代表される
ような種類のエンジン潤滑系統が設けられてい
る。具体的には、エンジン潤滑油を固定滑油供給
管１１２を経てフアンシヤフト２０の内部に配給
する。滑油はフアンシヤフト２０の回転による遠
心力の作用で半径方向外方へ押され、フアンシヤ
フト２０の末広テーパ１１４により前方に流れ、
例えばシヤフト２０に形成された複数個の半径方
向延在孔１１６よりなる熱交換器の第２入口を経
て熱交換器７２に入る。従つて、孔１１６を有す
るフアンシヤフト２０が滑油を潤滑系統から熱交
換器へ導入するのに都合のよい手段として働らく
ことが明らかである。シヤフト２０の内面から内
方に延在する半径方向堰１１８によつて、滑油が
孔１１６の区域を越えて流出するのを防止する。

滑油はシヤフトの回転に基づく遠心力により孔
１１６を通過し、熱交換器の滑油入口捕集部１２
０に達する。滑油入口捕集部１２０は、ほゞ円筒
形の部分１２２をフアンシヤフト２０と同心にか
つこれから離間配置してこれらの間に環状通路１
２４を画成した構成で、隔壁９４に１２６で固着
され一緒に回転するようになつている。第５図に
詳細に図示したように、滑油入口捕集部１２０の
前端は円筒形部分１２２から、この円筒形部分１
２２の軸方向延長部である波形壁１３２で画成さ
れた複数個の交互に並んだシユート１２８および
１３０へ移行している。シユート１２８は複数個
の等間隔配置された滑油入口通路であり、滑油を
環状通路１２４から押出管８６の軸方向延在小孔
９０（第４図）中に導びく作用をなす。これとは
互い違いのシユート１３０は押出管８６間の空気
通路１０６と流体連通しており、壁１３２で滑油
用シユート１２８から分離されている。遠心力に
よる強制送給作用により滑油はシユート１２８に
押入れられ、軸方向延在孔９０中を通路１０６中
の空気の流れとは反対方向に押し流される。従つ
て熱交換器７２内では、比較的低温の滑油と比較
的高温の圧縮機抽出空気が熱交換関係に置かれ、
空気からの熱がフイン８８を経て比較的低温の滑
油に伝達される。当然のことながら、２つの流体
が熱交換器中を熱交換関係で通過するにつれて、
滑油の温度が上がり、圧縮機抽出空気は冷たくな
る。

再び第２図および第４図に戻ると、滑油用孔９
０は前部隔壁９２を軸方向に貫通して隔壁９２の
上流端に形成された環状空所１３４に開口する。
前部スタブシヤフト７８に設けられたリング状堰
１３６が空所１３４に部分的に延在しており、こ
のリング状堰１３６は潤滑油が大直径位置の軸方
向延在孔だけでなく、すべての軸方向延在孔９０
に完全に流れるようにするために設けられてい
る。滑油はオリフイス１３８の位置で堰１３６を
越え、前部スタブシヤフト７８に設けられた孔１
４０に流入する。この後滑油は半径方向外方へ固
定捕集部１４２にとばされる。固定バツフル１４
４は、回転スタブシヤフト７８と固定支持構体１
４８との間のスラスト軸受１４６と関連した区域
に加熱滑油が入り込むのを防止する。熱交換器か
らの加熱滑油はこの後軸受油溜めから戻つてきた
滑油と混合され、通常の態様で排油系統に導びか
れる。堰１３６と隔壁９２との接合部に位置する
一連の小さい軸方向延在溝１５０はエンジン停止
時に熱交換器から油を抜くためのもので、これに
より流れ停止期間中のコークス化を防止する。

入口捕集部１２０に１対の逆巻きシール１５
２，１５４を設けて滑油が環状通路１２４から洩
れ出るのを防止する。しかし、滑油が逆巻きシー
ルを通過したとしても、その滑油は後方に流れて
後部軸受油溜め区域１５６に入り軸受滑油と一緒
に排油系統に送られるか、または前方に熱交換器
の内側殼８２に沿つて流れて、内側殼の前端とス
タブシヤフト７８の前方環状溝９８との接合部付
近の内側殼前端に設けられた複数個の溝１５８に
入る。当該滑油は次に前部スタブシヤフト７８内
の穴１４０に流入して熱交換器から出てくる滑油
と一緒になる。いずれの場合にも逆巻きシール１
５２，１５４を経ての滑油の洩れは何ら問題を起
さない。

万一滑油が熱交換器７２内で洩れた場合には、
管８６からの滑油は遠心力により半径方向外方へ
外側殼７４の内面に押付けられる。遠心力により
漏洩滑油を傾斜路１６０に沿つて前方へ、さらに
前部スタブシヤフト７８に設けられた複数個の未
広孔１６２に導びき、かくして滑油が圧縮機ロー
タ２４、コアエンジンシヤフト５４およびタービ
ン４８間の環状空所１６４に入るのを防止する。
環状空所１６４は熱交換器７２を囲み、ここに滑
油が入ると火災問題を惹起する。滑油が洩れて環
状空気ダクト７０に入るのを防止するために、複
数個の溝１０２それぞれのまわりで外側殼７４か
ら半径方向内方に延在するリツプ１６５を設け
る。従つて、外側殼７４の内面に沿つて流れてき
た滑油は、リツプ１６５が存在するので、溝１０
２をよけて通り、孔１６２を介して前方へ流れ
る。

かくして、作動中には、比較的高温の空気を圧
縮機２２から半径方向流入インペラ６６により抽
出し、環状ダクト７０を経て溝１０２から熱交換
器７２中に導びく。ひとたび熱交換器７２に入る
と、ここで加熱された空気は管８６間の空気通路
１０６を経て後方に送給され、その後交互配置シ
ユート１３０を通過し、タービン円板５０の中空
内部に連通した円筒形部分１２２に入る。比較的
低温のエンジン潤滑油を滑油タンク１７２からポ
ンプ１６７により導管１６９を経て固定注入ノズ
ル１１２に送給し、ここから滑油をシヤフト２０
の内部に送る。滑油は孔１１６を経て熱交換器７
２に進入した後、押出管８６の孔９０中に比較的
高温の圧縮機抽出空気に対して向流関係にて押入
れられる。向流流体間に熱交換が行なわれ、加熱
されエンジン潤滑油はこの後軸受油溜めから戻つ
て来る滑油と混合され、通常の態様で排油系統に
入る。圧縮機ロータ抽出空気から奪われた熱を回
収し、これをエンジン推進サイクルに戻し、かく
してエンジン性能全体を改善するために、排油系
統内の滑油を軸受油溜め区域から、第１図に線図
的に示した導管１６６およびポンプ１６８のよう
な手段を経て第２熱交換器１７０に導びく。第２
熱交換器１７０では、燃焼器４２で燃焼すべき燃
料と滑油とを熱交換関係に維持する。冷却された
滑油は次に導管１７４を経て滑油タンク１７２に
戻される。導管１７６は燃料供給タンク４４と第
２熱交換器１７０とを連通する手段であり、導管
１７８および１８０は加熱された燃料を燃焼器４
２に送る手段である。従つて、タービン羽根によ
り吸収された熱の少くとも一部は、加熱された燃
料として動力サイクルに再導入される。２個の熱
交換器、即ち空気−滑油熱交換器７２および滑油
−燃料熱交換器１７０を用いる本発明の思想は、
燃料を高熱タービンロータ部分から十分離れた距
離に維持し、これにより漏洩が起つた場合の重大
な火災の危険を少なくするという点で、従来の再
生式冷却系統より重要な利点を有する。さらに、
羽根冷却材、即ち空気は火災の危険をまつたく生
じない。

加熱された滑油を冷却するのに他の実施例を用
い得ることが理解できる。第１図は滑油−燃料熱
交換器１７０を用いて再生式エンジンの要領で圧
縮機抽出空気から取去られた熱の大部分を回収
し、これを加熱された燃料としてエンジンサイク
ルに戻すことを示しているが、再生の観点をなく
してもある種の用途には満足であり、これにより
エンジン系統全体を簡単にする。ガスターボフア
ンエンジンは、放熱器をフアンバイパスダクト３
４に適合させ、これをフアンバイパス空気流と熱
交換関係で設置することにより滑油から熱を除去
するよう構成するのに特に適当である。このよう
な滑油冷却器は当業界でよく知られており、本発
明に簡単に適合させることができる。しかし、こ
のような実施例では、推進サイクルから熱が一部
失なわれる。従つて、実用的には第１図に示した
再生系統を用いるのが好適である。

上述したタービン羽根冷却系統は従来の系統と
較べて多数の利点を有することは明らかである。
例えば、空気−滑油熱交換器７２は、これを設け
ない場合には何もない区域に配置されるので、付
近の形状または設計を実質的に変更せずに、エン
ジン内に設計、配置される。熱交換器７２は最小
許容直径で配置されるので、コンパクトで、軽量
でかつ高応力を受けない。その上、本発明では現
在の技術水準のタービン円板を用い、また普通の
安全な塔載された二次冷却材（滑油）を利用す
る。揮発性の高い燃料冷却材は高熱タービンロー
タ構造から分離される。この系統には比較的低コ
ストの長寿命のタービン羽根とともに通常の製造
技術を用いることができる。圧縮機抽出空気をタ
ービン羽根冷却材を用いる既に十分完成された方
法は信頼できるものである。しかし、圧縮機抽出
空気の必要量は著しく少く、従つて全サイクルの
性能は高められる。小径熱交換器設計は冷却され
た抽出空気を高速タービンロータ円板の穴に導入
するのに理想的である。そのほかに、この系統は
再生式エンジンの基礎となり得、その結果エンジ
ンの燃料消費率を減少させることができる。最後
に、エンジン潤滑油が圧縮機およびタービンロー
タの空所に入り込むと火災の危険があるが、滑油
が熱交換器からかゝる空所に洩れるのを阻止する
手段が設けられている。

本発明の要旨を逸脱せぬ範囲内で上述した実施
例に種々の変更を加え得ることは当業者にとつて
明らかである。例えば、本発明をガスターボフア
ンエンジンの一体部分として図示したが、本発明
はガスターボジエツト型のエンジン、三軸または
それ以上のガスターボフアンエンジン、または船
用および工業用ガスタービンにも等しく適用可能
である。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明を適用した航空機ガスターボフ
アンエンジンを付随の種々のエンジン系統の配置
とともに示す部分断面図、第２図は本発明の冷却
系統を分解拡大して示す部分的断面図、第３図は
冷却用圧縮空気を回転熱交換器に導びく部分を特
に詳しくしたタービン冷却系統の他の例を示す部
分的拡大断面図、第４図は第３図の４−４線に沿
つて見た、本願発明の熱交換器の内部構造を示す
部分的拡大断面図、および第５図は第３図の５−
５線に沿つて見た、本願発明の熱交換器の後端構
造を示す部分的拡大断面図である。 １０……ガスタービンエンジン、１２……コア
エンジン、１４……フアン集成体、１６……フア
ン羽根、１８……フアンタービン、２０……回転
シヤフト、２２……圧縮機、３４……バイパスダ
クト、４０……入口、４４……燃料タンク、４８
……タービンロータ、５０……タービン円板、５
２……ロータ羽根、５４……シヤフト、６２……
冷却系統、６４……開口、６６……インペラ、６
８……ロータ円板、７０……環状ダクト、７２…
…熱交換器、７４……外側殼、７８……スタブシ
ヤフト、８２……内側殼、８４……環状通路、８
６……管、８８……フイン、９０……孔、９２，
９４……隔壁、１０２……溝、１０６……空気通
路、１０８……環状通路、１１０……穴、１１２
……滑油供給管、１２０……捕集部、１２２……
円筒形部分、１２８，１３０……シユート、１３
２……波形壁、１７０……第２熱交換器、１７２
……潤滑油タンク。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 空気を圧縮する圧縮機および潤滑系統を具え
   るガスタービンエンジンのタービンを冷却する系
   統において、 該圧縮機から圧縮空気の一部を抽出する手段
   と、 前記圧縮機及びタービンに接続し且つ一緒に回
   転し得る熱交換器と、 抽出空気部分を該熱交換器に導びく手段と、 潤滑油を該抽出空気部分と熱交換関係に置くた
   めに、潤滑系統から該滑油を前記熱交換器に導び
   く手段と、 前記抽出空気部分を前記熱交換器から前記ター
   ビンに導びく手段を具えるタービン冷却系統。 ２ 前記熱交換器が、 中間に環状部分を画成するほゞ同心の内側およ
   び外側殻と、 該環状部分に円周方向に離間されて配置された
   複数個のフイン付中空管と、 前記内側および外側殻間に延在して前記中空管
   を支持するとともに前記環状部分を限定する１対
   の隔壁を具え、 抽出空気部分を熱交換器内の前記中空管の間の
   隙間に導びくとともに潤滑油を前記中空管の中空
   内部に導びく特許請求の範囲第１項記載のタービ
   ン冷却系統。 ３ 前記圧縮空気が前記圧縮機と一緒に回転する
   半径方向流入インペラを介して該圧縮機から抽出
   され、前記外側殻を取囲む環状ダクトに送られる
   特許請求の範囲第２項記載のタービン冷却系統。 ４ 前記環状ダクトが前記内側および外側殻間の
   環状部分と流体連通している特許請求の範囲第３
   項記載のタービン冷却系統。 ５ 各々の前記中空管が複数個の横方向および長
   さ方向延在フインを有し、これらフインの一端が
   抽出空気の流れを前記環状ダクトから外側殻を経
   て前記熱交換器中へ案内する形状を有する特許請
   求の範囲第４項記載のタービン冷却系統。 ６ 前記熱交換器の１端において、 複数個のシユートを画成するほゞ波形の壁を有
   する捕集部を具え、一つおきのシユートが前記中
   空管の中空内部と流体連通し、残りのシユートが
   該中空管の間の環状空間と流体連通する特許請求
   の範囲第５項記載のタービン冷却系統。 ７ 前記熱交換器は前記圧縮機と流体連通して該
   圧縮機から加熱された圧縮空気の一部を受取り、
   かつ前記潤滑系統と流体連通して潤滑系統から比
   較的低温の潤滑油を受取り、前記圧縮空気と潤滑
   油とを該熱交換器内で熱交換関係に置くことによ
   り潤滑油を加熱し空気を冷却する特許請求の範囲
   第１〜５項のいずれか一項記載のタービン冷却系
   統。 ８ 空気を圧縮する圧縮機および潤滑系統を具え
   るガスタービンエンジンのタービンを冷却する系
   統において、 該圧縮機から圧縮空気の一部を抽出する手段
   と、 前記圧縮機及びタービンに接続し且つ一緒に回
   転し得る熱交換器と、 抽出空気部分を該熱交換器に導びく手段と、 潤滑油を該抽出空気部分と熱交換関係に置くた
   めに、潤滑系統から潤滑油を前記熱交換器に導び
   く手段と、 前記抽出空気部分を前記熱交換器から前記ター
   ビンに導びく手段と、 前記圧縮機からの圧縮空気を燃料と混合し燃焼
   させる燃焼器と、 第２熱交換器と、 加熱された潤滑油を前記熱交換器から該第２熱
   交換器に導びく手段と、 燃料を前記第２熱交換器を経て前記燃焼器中に
   連続的に導びく手段とを具え、かくして燃料を燃
   焼に先立つて加熱するタービン冷却系統。