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JP2000097048A - 昇圧式圧縮機冷却システム - Google Patents

昇圧式圧縮機冷却システム

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JP2000097048A
JP2000097048A JP11227018A JP22701899A JP2000097048A JP 2000097048 A JP2000097048 A JP 2000097048A JP 11227018 A JP11227018 A JP 11227018A JP 22701899 A JP22701899 A JP 22701899A JP 2000097048 A JP2000097048 A JP 2000097048A
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compressor
cooling
turbine
cooling air
air
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George Giffin Lorin Iii
ローリン・ジョージ・ギフィン，ザ・サード
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General Electric Co
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General Electric Co
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Publication date
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Abstract

(57)【要約】 （修正有） 【課題】パワーを浪費することなく高圧冷却空気を高圧
圧縮機構成部と高圧タービン構成部に効率良く供給し得
るガスタービンエンジン冷却システムを提供する。 【解決手段】 冷却空気６０を複数のエンジン構成部に
送給するガスタービンエンジン冷却システム５であり、
コアエンジン１０を貫通するコア流路１１、高圧圧縮機
１４、燃焼器１６と高圧タービン１８とを有する。第１
導流手段が、圧縮空気Ｆの一部分を熱交換器５８に流し
て冷却して、冷却空気を生成するために用いられ、第２
導流手段が、冷却空気の第１部分７２を高圧圧縮機の圧
縮機ディスク７７に作動自在に連結された圧縮機インペ
ラ７４に流して冷却空気の第１部分７２の圧力を高め
る。冷却空気の第２部分７８がタービン冷却装置８０、
例えば、タービンインペラに供給されて高圧タービンの
構成部を冷却する。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はガスタービンエンジン構
成部の冷却に関し、特に、調整された昇圧冷却流を高圧
圧縮機構成部と高圧タービン構成部に送給するシステム
に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンには通例冷却シス
テムが含まれ、冷却空気をタービンロータ構成部、例え
ばタービン動翼に送給することにより、このような構成
部に生じる材料温度を制限する。先行技術の冷却システ
ムは通常タービン構成部冷却用の空気をエンジンの圧縮
機から取出し、その後空気は分けられた後軸方向通路を
経てエンジンのタービン部に向けられる。通常インデュ
ーサとして知られている装置が一般に通路の端に用いら
れて空気流を加速しそして回転中のロータに対して接線
方向かつ同方向に向ける。このようなインデューサはし
ばしば周方向に配列された羽根の形態を取り、空気流の
接線方向速度と方向をタービンロータのそれとほぼ等し
くなるように制御するために用いられる。このような目
的に利用されるインデューサの一例は、「タービン冷却
空気移送装置」と題したレイゲル（James R. Reigel)等
の米国特許第４８８２９０２号に開示されている。羽根
型インデューサと同様の機能を果たす他のインデューサ
が、「ステータからロータへの流れインデューサ」と題
したセオドア・ティー・トーマス・ジュニア（Theodore
T. Thomas Jr.）等の米国特許第５２４５８２１号に開
示されており、この例では、複数の筒形空気流路がエン
ジン中心線の周囲に周方向に配置され、そしてロータの
回転方向に対して接線状に鋭角をなす複数の冷却空気流
孔または通路を有する。これらの通路は、ロータの回転
方向に傾斜した開路の形態の下流方向傾斜出口を有し、
また、ロータの中心線に垂直な平面に対して小さな鋭角
をなす背壁を有する。
【０００３】最新の航空機ガスタービンエンジンは、エ
ンジン効率を高めるために全体的に高い圧力比をもつよ
うに設計されている。このようなエンジンは、構成部材
料の運転温度能力を超え得る１６００゜Ｆ以上の領域の
圧縮機吐出しまたは出口温度を有し得る。従って、圧縮
機吐出し空気を用いる従来の冷却は、この空気の高温の
故に必ずしも実行可能ではない。冷却用の圧縮機吐出し
空気の温度を減らす一つの技術は、この空気を米国特許
第５６１９８５５号に示してあるように熱交換器内で比
較的低温の流体、例えば燃料で冷却することである。
【０００４】航空機ガスタービンエンジンの設計者はガ
スタービンエンジンの効率を高めようと常に努力してい
る。冷却空気の使用は燃料消費を増すので、冷却空気発
生用のエンジン仕事量を最少にすることが大いに望まし
い。高圧圧縮機構成部の冷却に関する所要圧力値はター
ビン構成部のそれより大きいが、はるかに小さな割合の
冷却空気流、多分、全冷却空気流の約１０％を用いる。
先行技術は、エンジンケーシングの外側に配置された空
気付勢ターボ圧縮機または他種の補助圧縮機で全ての冷
却空気流の圧力を高めることを教示している。これは、
タービン構成部に流れる冷却空気流部分の圧力を過度の
レベルに高めることにより燃料を浪費する。ターボ圧縮
機は重いのでエンジンの重量と複雑さを増す。従って、
エンジンのパワーを浪費することなく高圧冷却空気を航
空機ガスタービンエンジンの高圧圧縮機構成部と高圧タ
ービン構成部に効率良く供給し得るエンジン冷却システ
ムを設けることが大いに望ましい。
【０００５】
【発明の概要】冷却空気を複数のエンジン構成部に送給
するガスタービンエンジン冷却システムにコアエンジン
が含まれ、それを貫通しているコア流路と、下流方向直
流関係にある高圧圧縮機と燃焼器と高圧圧縮機に連結さ
れてそれを駆動する高圧タービンとを有する。第１導流
手段が、高圧圧縮機からの圧縮空気の一部分を熱交換器
に流して圧縮空気を冷却しそして冷却空気を生成するた
めに設けられる。第２導流手段が、熱交換器からの冷却
空気の第１部分を圧縮機インペラに流して冷却空気の第
１部分の圧力を高める。第２導流手段はまた、冷却空気
の第２部分をタービン冷却手段に流して高圧タービンの
構成部を冷却するために用いられる。圧縮機インペラは
高圧圧縮機の圧縮機ディスクに作動自在に連結される。
【０００６】圧縮機インペラは好ましくは第１複数の圧
縮機半径方向インペラ通路を有し、これらのインペラ通
路は、圧縮機ディスクの下流方向に面する側に連結され
た高圧ロータの下流方向テ−パ付き円錐形軸部分の下流
方向に面する側に配置された圧縮機インペラ入口を有す
る。圧縮機インデューサが、冷却空気の第１部分を圧縮
機インペラ入口内に圧縮機ディスクに対して実質的に接
線方向に導く作用をなし得るように配置されている。熱
交換器は第１導流手段からの圧縮空気部分を燃料で冷却
するための燃料対空気熱交換器でよい。燃焼器は熱交換
器に連結され、燃料が第１導流手段からの圧縮空気部分
の冷却に用いられた後、熱交換器から燃料を受入れ得
る。
【０００７】本発明の一実施例には第１複数の羽根が含
まれ、コア流路の周沿いに配置されかつそれを半径方向
に横切って延在しそして軸方向にコア圧縮機と燃焼器と
の間に配置される。第２導流手段は、第１複数の羽根そ
れぞれを貫通している少なくとも一つの半径方向羽根空
気流路を含んでいる。また、中空域が羽根の少なくとも
幾つかの中に設けられ、燃料を受入れて、幾つかの羽根
の側部を横切って配設された噴霧口を通してコア流路内
に噴射するように作用し得る。
【０００８】タービン冷却手段は、冷却空気の第２部分
の圧力を高めるためのタービンインペラを含み得る。そ
してこのタービンインペラは第２複数の半径方向インペ
ラ通路を含み得る。これらのインペラ通路は、タービン
ディスクの上流方向に面する側に配置されたタービンイ
ンペラ入口を有し、そして第２インデューサが、冷却空
気の第２部分をタービンインペラ入口内にタービンディ
スクに対して実質的に接線方向に導くように作用し得
る。
【０００９】
【発明の利点】本発明は、高圧圧縮機と高圧タービンの
ある部分の冷却に用いる冷却空気流を調整してガスター
ビンエンジンの総合効率を最大にし得るという利点を有
する。本発明は、外部に装着したターボ圧縮機を用いて
冷却空気の圧力を高めることに比べて、製造費と整備費
を安くしかつ複雑さを少なくする。本発明は、高圧圧縮
機部と高圧タービン部それぞれのある部分に向けられる
相異なる圧力レベルの冷却流を供給する装置を提供し、
こうして管路損失または導流損失と、タービン部に向け
られる冷却空気の不必要な圧縮を最少にする。これらの
損失は、空気をエンジンケーシングの外側に導くこと
と、空気を過度のレベルに圧縮することと、空気を冷却
することと、高圧圧縮機に要する冷却空気の圧力より低
いタービン部に要する冷却空気の圧力を高め過ぎること
に用いられるエネルギーの浪費とによる。ターボ圧縮機
はまた比較的多くのエネルギーを使用し、従って、本発
明の装置は、高圧圧縮機と高圧タービンの構成部に向け
られる冷却空気流の昇圧を調整し得るので、燃料使用効
率がより高くそして運転費がより安い。
【００１０】本発明に特有のものと考えられる新規な特
徴は特許請求の範囲に記載してある。以下に、本発明を
他の目的および利点とともに添付図面によってさらに詳
しく説明する。
【００１１】
【実施例の記載】図１と図２には軸流ガスタービンコア
エンジン１０の一部分が示され、このコアエンジンはそ
れを貫通しているコア流路１１と、総括的に符号５で示
した冷却システムとを有する。コアエンジン１０は、下
流方向直流関係にある高圧圧縮機１４とディフューザ部
１５と燃焼器１６と高圧タービン１８を含んでいる。燃
焼器１６は１４００゜Ｆ以上の領域で働くように設計さ
れた高入口温度燃焼器であり（出口温度は４０００゜Ｆ
に接近可能）、そして内部に燃焼室１２を画成している
中空体を有する。燃焼器１６は一般にエンジン中心線Ｃ
Ｌを中心として環状であり、外側ライナ１７と、内側ラ
イナ１９と、総体的に符号２０で示したドーム入口モジ
ュールとを含んでいる。エンジンケーシング２２が燃焼
器１６を囲んでいるので外側半径方向通路２４がエンジ
ンケーシング２２と外側ライナ１７との間に形成されて
おり、また内側半径方向通路２６が内側燃焼器ケーシン
グ２５と内側ライナ１９との間に画成されている。燃焼
器の外側ライナ１７と内側ライナ１９は、参照によりこ
こに包含された米国特許第５６１９８５５号に開示され
ているように渦捕捉空洞５６を備えている。
【００１２】ドーム入口モジュール２０は、その上流に
配置された高圧圧縮機１４の圧縮機吐出し端２８と連通
している。ドーム入口モジュール２０は、圧縮機１４に
より発生した圧縮空気流Ｆのかなり多い第１圧縮空気部
分である燃焼器空気流３０を圧縮機吐出し圧力（ＣＤ
Ｐ）と呼ばれる圧力で受入れるように設計されている。
ＣＤＰは従来のように、通例圧縮機出口案内翼５０で表
される高圧圧縮機１４の最終段２７の出口における圧縮
空気流Ｆの圧力と定義される。上流の圧縮機により発生
した圧縮空気流Ｆの第２部分Ｆ２は、外側半径方向通路
２４と内側半径方向通路２６を通って外側ライナ１７と
内側ライナ１９の周りに流される。
【００１３】第１複数の短いディフューザ羽根３４（図
３と図５に例示）と第２複数の延長ディフューザ羽根８
８（図１と図２と図４と図５に例示）がディフューザ部
１５内に周方向に配列されそしてディフューザ部のディ
フューザ流路３６を半径方向に横切って延在する。ディ
フューザ流路３６はディフューザの外側部材３８と内側
部材４０とにより画成されコア流路１１の一部分をなし
ている。第２複数の延長ディフューザ羽根８８は第１複
数の短いディフューザ羽根３４と交互に配置され、図５
に示すように２枚毎の延長ディフューザ羽根の間に１枚
の短いディフューザ羽根という割合で配置されている。
短いディフューザ羽根３４と延長ディフューザ羽根８８
は、ある程度の残留旋回を燃焼器空気流３０に与えそし
てディフューザ流路３６を横切る機械的荷重路をなすよ
うに設計されている。
【００１４】燃料がドーム入口モジュール２０に送給さ
れ、そこで、通流中の燃焼器空気流３０と混ぜられる。
短いディフューザ羽根３４と延長ディフューザ羽根８８
の全てそして少なくとも幾つかが、中空域の形態の燃料
室３９を有し、燃料室３９は、ドーム入口モジュール２
０の外側部材３８に隣接しかつその周囲に配置された燃
料マニホルド４４と連通している。燃料は燃料マニホル
ド４４に後述のように管路により送給される。燃料マニ
ホルド４４からの燃料は燃料室３９に入った後、噴霧口
４８のような開口を経てディフューザ流路３６内に噴射
され、噴霧口４８は短いディフューザ羽根３４と延長デ
ィフューザ羽根８８の吸引側５３と圧力側５５に形成さ
れた複数の開口５２内に配設されている。
【００１５】短いディフューザ羽根３４と延長ディフュ
ーザ羽根８８の後縁５４は好ましくは幾分鈍い形であり
ディフューザ流路３６内にせん断層を生成して燃料と燃
焼器空気流３０との混合を良くする。ドーム入口モジュ
ール２０のディフューザ流路３６内の空気と燃料の所望
程度の混合をもたらすために、短いディフューザ羽根３
４と延長ディフューザ羽根８８の数の圧縮機出口案内翼
５０の数に対する比は１対１ないし１対２とし得る（例
えば、出口案内翼の数は約１００〜１２０枚）。ここに
示した実施例において存在する短いディフューザ羽根３
４と延長ディフューザ羽根８８の数は圧縮機出口案内翼
５０の数の半分である。
【００１６】冷却システム５は、比較的高温の回転中の
第１段タービンロータディスク２１とタービン動翼２３
に生じる温度を下げるために、また高圧圧縮機１４の最
終段２７（または最後の複数段）のある部分のために被
冷却空気を供給するように使用される。冷却システム５
は相異なるエンジン構成部への冷却空気流を相異なる要
件、例えば、タービン構成部と圧縮機構成部の要件に合
わせて調整するように設計される。例えば、圧縮機構成
部への冷却流を冷却システムにより供給される全冷却流
のわずか１０％にしそしてタービン構成部への冷却流を
９０％にし得る。圧縮機構成部とタービン構成部への冷
却流の圧力もかなり相違し得る。
【００１７】図１と図２について説明すると、冷却シス
テム５は、総体的に符号６２で示した第１導流手段を含
み、これにより、圧縮空気流Ｆの第２部分Ｆ２の一部分
である冷却空気６０を熱交換器５８に流して冷却空気６
０を冷却する。第１導流手段は多種のものが当該技術に
おいて周知であり、ここでは複数の管で構成し得る抽出
管路６４として例示され、燃焼器１６を囲んでいるエン
ジンケーシング２２に装着され、外側半径方向通路２４
内の高圧圧縮機１４からの圧縮空気流Ｆから冷却空気６
０を抽出するように作用し得る。抽出管路６４はマニホ
ルドにされて冷却空気６０を一つ以上の熱交換器５８内
に流し得る。あるいは抽出管路６４を次のように、すな
わち、その複数の管がそれぞれ対応する量の冷却空気６
０を単一熱交換器に流し込むべく配置されるように構成
し得る。明らかに、外側半径方向通路２４内の圧縮空気
流Ｆの冷却空気６０の圧力はディフューザ部１５の端に
おけるよりわずかに低い。
【００１８】第２導流手段７０が、冷却空気６０の第１
部分７２を圧縮機インペラ７４に流して冷却空気の第１
部分７２の圧力を高め、また冷却空気の第２部分７８を
タービン冷却手段８０に流して高圧タービン１８の構成
部あるいはエンジンの他のタービン部分、例えば低圧タ
ービン（図示せず）のある部分を冷却するために設けら
れている。インペラは、当該技術においては、インペラ
を通る流体の圧力を高めるために用いるポンプと考えら
れている。
【００１９】第２導流手段７０は、図２に示すように、
延長羽根８８を貫通している半径方向羽根空気流路８６
を含んでいる。冷却空気６０は、冷却された後、熱交換
器５８から戻り管路９０を通りそしてエンジンケーシン
グ２２を貫通してプレナム９２に達する。半径方向羽根
空気流路８６は半径方向外端がプレナム９２に通じてお
り、そして内側燃焼器ケーシング２５と、さらに半径方
向内方の室壁１０１との間に形成された半径方向内側の
一室１００に通じている。圧縮機冷却マニホルド１０４
が内室１００から、圧縮機冷却マニホルドの上流端１０
２に位置する圧縮機インデューサ８４まで延びている。
【００２０】圧縮機インペラ７４は、高圧圧縮機１４の
最終段圧縮機ディスク７７に直接ボルト止めされた下流
方向テ−パ付き円錐形軸部分７５の下流方向に面する側
８２に配置されている。円錐形部分７５は高圧ロータ７
６の一部分であり、最終段圧縮機ディスク７７を第１段
タービンロータディスク２１に連結するために用いられ
ている。圧縮機インペラ７４は複数の半径方向圧縮機イ
ンペラ通路７９を有し、インペラ通路７９は、下流方向
８３に開いておりそして円錐形部分７５の下流方向に面
する側８２に配置された圧縮機インペラ入口８１を有す
る。圧縮機インデューサ８４が、冷却空気６０の第１部
分７２を受入れそして第１部分７２を圧縮機インペラ入
口８１内に圧縮機ディスク７７に対して実質的に接線方
向に向ける作用をなし得るように配置されている。相対
的に静止している圧縮機インデューサ８４は圧縮機イン
ペラ入口８１のすぐ近くに配置され、第１部分７２を圧
縮機インペラ入口内に、エンジン中心線ＣＬを中心とし
て回転自在圧縮機ディスク７７の回転方向にかつディス
ク７７に対して実質的に接線方向に噴射する。冷却空気
６０の第１部分７２は圧縮機インペラ７４により圧力を
実質的に圧縮機吐出し圧力ＣＤＰより高くされそして高
圧圧縮機１４の最終段２７を冷却するように向けられ
る。このように、エンジンは冷却空気６０の第１部分７
２だけの圧力を高めるための動力量だけを消費する。
【００２１】高圧タービン１８の構成部を冷却するため
にタービン冷却手段８０に向けられる冷却空気の第２部
分７８は、（圧力を高められるにしても）冷却空気の第
１部分７２と同じ高圧レベルまで高められる必要はな
い。なぜなら第２部分７８はエンジンの比較的低圧の区
域に流されるからである。通常、高圧タービン１８の冷
却を達成するには、冷却空気を高圧タービンを通る様々
な冷却路に流し、こうして例えば高圧タービン動翼２３
を冷却する。タービン冷却マニホルド１１０が内室１０
０から、タービン冷却マニホルドの下流端１１６に位置
する第２インデューサ１１４まで延びている。タービン
冷却手段８０にはタービンインペラ１１７が含まれ、回
転自在なタービンディスク２１の上流面１１５に装着さ
れている。タービンインペラ１１７は第２複数の半径方
向インペラ通路１１９を有し、これらのインペラ通路
は、上流面１１５に配置されたタービンインペラ入口１
２０を有する。相対的に静止している第２インデューサ
１１４は回転自在なタービンディスク２１のタービンイ
ンペラ入口１２０のすぐ近くに配置され、第２部分７８
をタービンインペラ入口１２０内に、エンジン中心線Ｃ
Ｌを中心として回転自在タービンディスク２１の回転方
向にかつディスク２１に対して実質的に接線方向に噴射
する。これにより圧縮機インペラとタービンインペラは
それぞれの流量および圧力要件に対して調整され得るの
で、エンジンは冷却空気６０の第１部分７２と第２部分
７８の圧力の上昇に必要な動力量だけを消費し、従って
エンジンの効率は最大になる。
【００２２】熱交換器５８は好ましくは、熱交換器に入
る入口燃料管路１２２と、熱交換器から出て燃料マニホ
ルド４４まで延びており羽根３４内の燃料室３９それぞ
れへの燃料分配に役立つ出口燃料管路１２３とを有する
ものとして例示されている燃料対空気熱交換器である。
安全のために、中間流体熱交換器を用いて、熱を第１導
流手段からの圧縮空気の部分から管路により供給される
燃料流に伝達し得る。タービン冷却手段は、冷却空気の
第２部分を高圧および低圧タービンの他域に流すための
他の装置を含み得る。
【００２３】本発明の原理を説明するために本発明の好
適実施例を十分説明したが、本発明の範囲から逸脱する
ことなく好適実施例に対して様々な改変または変更をな
し得ることはもちろんである。
【図面の簡単な説明】
【図１】高圧圧縮機部と燃焼器部と高圧タービン部を含
むとともに、本発明による高圧圧縮機およびタービン冷
却システムを備えたガスタービンエンジンのコアエンジ
ンの一部分の概略断面図である。
【図２】図１におけるディフューザ部の拡大図である。
【図３】図１におけるエンジンのディフューザ部内の短
いディフューザ羽根の半径方向延在部分の概略斜視図で
ある。
【図４】図１におけるエンジンのディフューザ部内の延
長ディフューザ羽根の半径方向延在部分の概略斜視図で
ある。
【図５】図１におけるエンジンのディフューザ部内の図
３と図４のディフューザ羽根の構成を示す断面展開概略
図である。
【符号の説明】
５ 冷却システム １０ コアエンジン １１ コア流路 １４ 高圧圧縮機 １６ 燃焼器 １８ 高圧タービン ３４ 短いディフューザ羽根 ３９ 燃料室 ４８ 噴霧口 ５８ 熱交換器 ６２ 第１導流手段 ７０ 第２導流手段 ７４ 圧縮機インペラ ７５ 下流方向テ−パ付き円錐形軸部分 ７７ 最終段圧縮機ディスク ７９ 半径方向インペラ通路 ８０ タービン冷却手段 ８１ 圧縮機インペラ入口 ８４ 圧縮機インデューサ ８６ 半径方向羽根空気流路 ８８ 延長ディフューザ羽根 １１４ 第２インデューサ １１７ タービンインペラ

Claims (5)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 冷却空気（６０）を複数のエンジン構成
    部に送給するガスタービンエンジン冷却システム（５）
    であって、下流方向直流関係にある高圧圧縮機（１４）
    と燃焼器（１６）と前記高圧圧縮機（１４）に連結され
    てそれを駆動する高圧タービン（１８）と、コアエンジ
    ン貫通路であるコア流路（１１）とを有するコアエンジ
    ン（１０）を含み、前記高圧圧縮機（１４）は圧縮空気
    （Ｆ）を供給するように作用し、また、前記圧縮空気
    （Ｆ）の一部分を熱交換器（５８）に流して前記圧縮空
    気（Ｆ）の前記一部分を冷却しそして前記冷却空気（６
    ０）を生成するための第１導流手段（６２）と、前記冷
    却空気（６０）の第１部分（７２）を圧縮機インペラ
    （７４）に流して前記冷却空気（６０）の前記第１部分
    （７２）の圧力を高めるためのものでありかつ前記冷却
    空気（６０）の第２部分（７８）をタービン冷却手段に
    流して前記高圧タービン（１８）の構成部を冷却するよ
    うに作用し得る第２導流手段（７０）とを含み、前記圧
    縮機インペラ（７４）は前記高圧圧縮機（１４）の圧縮
    機ディスク（７７）に作動自在に連結されている、ガス
    タービンエンジン冷却システム（５）。
  2. 【請求項２】 前記圧縮機インペラ（７４）は第１複数
    の半径方向インペラ通路（７９）を含み、これらのイン
    ペラ通路は、前記圧縮機ディスク（７７）から離れて下
    流方向（８３）に開いているように配置された圧縮機イ
    ンペラ入口（８１）を有し、そして圧縮機インデューサ
    （８４）が前記冷却空気（６０）の前記第１部分（７
    ２）を前記圧縮機インペラ入口（８１）内に前記圧縮機
    ディスク（７７）に対して実質的に接線方向に導くよう
    に作用する、請求項１記載のシステム。
  3. 【請求項３】 前記コア流路（１１）の周沿いに配置さ
    れかつそれを半径方向に横切って延在しそして軸方向に
    前記コア圧縮機と前記燃焼器（１６）との間に配置され
    た第１複数の羽根（３４）をさらに含み、前記第２導流
    手段（７０）は前記第１複数の羽根（３４）それぞれを
    貫通している少なくとも一つの半径方向羽根空気流路
    （８６）を含み、また、前記羽根（３４）の少なくとも
    幾つかの中に燃料室（３９）を有し、前記燃料室は燃料
    を受入れて、前記の幾つかの羽根（３４）の側部を横切
    って配設された開口（４８）を通して前記コア流路（１
    １）内に噴射するように作用する、請求項２記載のシス
    テム。
  4. 【請求項４】 前記熱交換器（５８）は前記第１導流手
    段（６２）からの前記圧縮空気（Ｆ）の前記部分を燃料
    で冷却するための燃料対空気熱交換器（５８）であり、
    そして前記燃焼器（１６）は前記熱交換器（５８）に連
    結されており、燃料が前記第１導流手段（６２）からの
    前記圧縮空気（Ｆ）の前記部分の冷却に用いられた後、
    前記熱交換器（５８）から燃料を受入れる、請求項３記
    載のシステム。
  5. 【請求項５】 前記圧縮機インペラ（７４）を下流方向
    テ−パ付き円錐形軸部分（７５）の下流方向に面する側
    （８２）に配置した請求項１記載のシステム。
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