JP2011521152A - ガスタービンエンジンにおいて燃料を制御するための方法及び装置 - Google Patents

Abstract

【課題】燃焼器（１０）に燃料を送る燃料供給システムを備えたガスタービンエンジン（１０）において燃料を制御するための方法及びシステムを提供する。
【解決手段】本システムは、エンジン潤滑オイルのような作動流体及び空気のような第１の冷却媒体間で熱を伝達するように構成された第１の熱交換器（３０２）を含む。本システムはまた、第１の熱交換器（３０２）と直列流れ連通状態になった第２の熱交換器を含み、その場合に、第２の熱交換器（３０４）は、作動流体及びエンジン燃料のような第２の冷却媒体間で熱を伝達するように構成される。本システムはさらに、第１及び第２の冷却媒体の少なくとも１つの流れを制御して、例えばエンジン燃料のような第１又は第２の冷却媒体の温度を所定の限界値にほぼ等しく維持するように構成された調整弁（３０６、４０６）を含む。
【選択図】 図３

Description

本発明は、総括的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンにおいて燃料を制御するための方法及び装置に関する。

ガスタービンエンジンは一般的に、吸気口、ファン、低圧及び高圧圧縮機、燃焼器、並びに少なくとも１つのタービンを含む。圧縮機は空気を加圧し、この加圧空気は燃焼器に送られ、そこで燃料と混合される。混合気は次に、点火燃焼されて高温の燃焼ガスを発生するようになる。燃焼ガスは、１つ又は複数のタービンに送られ、タービンは、燃焼ガスからエネルギーを取出して、１つ又は複数の圧縮機に動力を与えると同時に、飛行中の航空機を推進する又は発電機などの負荷に動力を与えるような有用な仕事を行なう。

エンジン運転時に、エンジンシステムの温度を許容不能なレベルにまで上昇させる大量の熱が生成される。これらのシステムは、その寿命及び信頼性を向上させるために冷却しなければならない。１つの実施例は、ガスタービンエンジン内の構成要素を潤滑するのを可能にするために利用される潤滑システムである。潤滑システムは、潤滑流体をガスタービンエンジン内の様々な軸受組立体に送るように構成される。運転時に、熱は、２つの供給源により、すなわちサンプ内の軸受及びシールのような構成要素の摺動及び転がり摩擦によって発生した熱により並びにサンプエンクロージャを囲む高温空気によるサンプ壁を通しての熱伝導により、潤滑流体に伝達される。潤滑流体の作動温度を低下させるのを可能にするために、ガスタービンエンジンは一般的に、エンジンを通して送られる空気ストリーム内に配置した従来型のラジエータを利用して、該ラジエータを通って流れる空気がその中を循環する潤滑流体を冷却するのを可能にする。

潤滑流体から廃熱を除去することに加えて、ガスタービン設計者は、燃料効率を高める機会を絶えず捜し求めている。ガスタービンの燃料消費率は、温度の上昇と共に増大する燃料の特性である燃料の低位発熱量に逆比例する。しかしながら、少なくとも幾つかの公知のガスタービンの熱管理システムは、オイル及び燃料温度を制御する熱交換器を組入れており、そのような熱交換器は、航空機エンジンにおける離陸のような最高エンジン運転温度条件に合わせた寸法にされている。主熱源はエンジン潤滑オイルであり、またヒートシンクは、燃料システム及び周囲空気である。ガスタービン燃料システムは、燃焼器燃料ノズルに流入することが許容される最大燃料温度の限界値を有している。最大燃料温度限界値は一般的に、燃焼器燃料回路のコークス化又はシール損傷を防止するレベルに設定される。一般的に最高エンジン運転温度条件に合わせた寸法にされている熱交換器がその他のより良好な条件にある場合には、熱交換器はアクティブ制御されておらずかつ従ってエンジンはそれが可能である極めて効率的な状態では運転されていないので、燃料温度は、最大限界値よりもかなり低くなっている。

欧州特許出願第１７８８３０９号公報

１つの実施形態では、エンジン熱管理システムは、作動流体及び第１の冷却媒体間で熱を伝達するように構成された第１の熱交換器を含む。本システムはまた、第１の熱交換器と直列流れ連通状態になった第２の熱交換器を含み、この場合に、第２の熱交換器は、作動流体及び第２の冷却媒体間で熱を伝達するように構成される。本システムはさらに、第１及び第２の冷却媒体の少なくとも１つの流れを制御して、該第１又は第２の冷却媒体の温度を所定の限界値にほぼ等しく維持するように構成された調整弁を含む。

別の実施形態では、燃焼器に燃料を送る燃料供給システムを備えたガスタービンエンジンにおいて燃料を制御する方法を提供する。本方法は、燃焼器に流入する燃料の流れの低位発熱量に関するパラメータを測定するステップと、エンジンからの廃熱を使用してパラメータを制御して、燃料の低位発熱量を高めるのを可能にするステップとを含む。

さらに別の実施形態では、ガスタービンエンジン組立体は、長手方向軸線の周りで回転可能であるロータと、回転時にロータを支持するように構成された複数の軸受を含むステータと、潤滑オイル供給システムとを含む。潤滑オイル供給システムは、オイル供給源と、軸受及びオイル供給源間でオイルを循環させるように構成された１つ又はそれ以上の循環ポンプとを含む。潤滑オイル供給システムはまた、オイル及び第１の冷却媒体間で熱を伝達するように構成された第１の熱交換器と、第１の熱交換器と直列流れ連通状態になった第２の熱交換器とを含み、
この場合に、第２の熱交換器は、オイル及び第２の冷却媒体間で熱を伝達するように構成される。潤滑オイル供給システムはさらに、第１及び第２の冷却媒体の少なくとも１つの流れを制御して、該第１又は第２の冷却媒体の温度を所定の限界値にほぼ等しく維持するように構成された調整弁を含む。

本発明の例示的な実施形態によるガスタービンエンジンの概略図。 図１に示すガスタービンエンジンで利用することができる例示的な潤滑システムの概略図。 本発明の例示的な実施形態による熱管理システムの概略ブロック図。 本発明の別の例示的な実施形態による熱管理システムの概略ブロック図。 ミッションの例示的な部分における燃料温度のグラフ。

以下の詳細な説明は、限定としてではなくかつ実施例として本発明の実施形態を示している。本発明は、商業、住宅及び産業用途における機械温度管理に対する一般的な用途を有することを意図している。

本明細書で用いる場合に、数詞を付していない状態で記載した要素又はステップは、そうでないことを明確に記載していない限り、複数の要素又はステップを除外するものではないものとして理解されたい。さらに、本発明の「１つの実施形態」という表現は、記載した特徴を同様に組入れた付加的な実施形態の存在を除外するものとして解釈されることを意図するものではない。

図１は、本発明の例示的な実施形態による、長手方向軸線１１を有するガスタービンエンジン組立体１０の概略図である。ガスタービンエンジン組立体１０は、ファン組立体１２及びコアガスタービンエンジン１３を含む。コアガスタービンエンジンは、高圧圧縮機１４、燃焼器１６及び高圧タービン１８を含む。この例示的な実施形態では、ガスタービンエンジン組立体１０はまた、低圧タービン２０を含むことができる。ファン組立体１２は、ロータディスク２６から半径方向外向きに延びるファンブレード２４のアレイを含む。エンジン組立体１０は、吸気側２８及び排気側３０を含む。ガスタービンエンジン組立体１０はまた、例えばファン組立体１２、圧縮機１４、高圧タービン１８及び低圧タービン２０に対して回転及び軸方向支持を与えるように利用される複数の軸受組立体（図１には図示せず）を含む。

運転中に、空気は、ファン組立体１２を通って流れ、また空気流の第１の部分５０は圧縮機１４を通して送られ、圧縮機１４において、空気流はさらに加圧されかつ燃焼器１６に送給される。燃焼器１６からの高温燃焼生成物（図１には図示せず）は、タービン１８及び２０を駆動するために利用され、従ってエンジン推力を生成する。ガスタービンエンジン組立体１０はまた、コアガスタービンエンジン１３の周りに、ファン組立体１２から吐出された空気流の第２の部分５２をバイパスさせるために利用されるバイパスダクト４０を含む。より具体的には、このバイパスダクト４０は、ファンケーシング又はシュラウド４２の内壁６０とスプリッタ４４の外壁６２との間に延びる。本明細書で使用する場合に、ガスタービンエンジンには、ノンギヤ構成又はギヤ構成のいずれかになったターボジェット、ターボファン、ターボプロップ、オープンロータ（オープンファン又はダクトなしファンとしても知られている）が含まれる。

図２は、ガスタービンエンジン組立体１０（図１に示す）で利用することができる例示的な潤滑オイルシステム１００の簡略概略図である。この例示的な実施形態では、潤滑オイルシステム１００は、潤滑オイル供給源１２０と、潤滑オイルを軸受１０４、１０６、１０８及びギヤボックス６０に循環させかつ高温潤滑オイルをより低い温度に冷却する熱交換器組立体１３０を介して該高温オイルをオイル供給源に還流させる１つ又はそれ以上のポンプ１１０及び１１２とを含む。任意選択的には、この例示的な実施形態におけるように、熱交換器組立体１３０は、手動的に又は電気的にかのいずれかで作動させることができる入口弁１３２及び出口弁１３４、並びにバイパス弁１３６を含む。

図３は、本発明の例示的な実施形態による熱管理システムの概略ブロック図である。この例示的な実施形態では、熱交換器組立体１３０は、下流の第２の熱交換器３０４と直列流れ連通状態になった第１の熱交換器３０２を含む。この例示的な実施形態では、第１の熱交換器３０２は、空気のような第１の冷却媒体の流れを使用してエンジン潤滑オイルのような作動流体の流れを冷却するように構成された空気冷却式熱交換器を含む。また、この例示的な実施形態では、第２の熱交換器３０４は、エンジン燃料のような第２の冷却媒体の流れを使用してエンジン潤滑オイルのような作動流体の流れを冷却するように構成された燃料冷却式熱交換器を含む。第１の熱交換器３０２は、バイパスダクト４０内に配置することができる。任意選択的に、第１の熱交換器３０２は、エンジン組立体１０上のどこかその他の場所に配置することができ、或いは航空機又は他の車両の外側の周りの若しくは定置サイト（図示せず）の周りの空気流（図示せず）内に配置することができる。より具体的には、本明細書では、熱交換器組立体１３０はエンジン軸受のためのオイルを冷却するものとして説明しているが、熱交換器組立体１３０は、代わりに又は同時にその他の流体を冷却することができる。例えば、熱交換器組立体１３０は、エンジン上で使用される発電機又はアクチュエータから熱を取出すために使用する流体を冷却することができる。熱交換器組立体１３０はまた、エンジン制御装置のような電子装置、別個のギヤボックス又はその他の熱発生構成要素から熱を取出す流体を冷却するために使用することもできる。ガスタービンエンジン組立体によって利用される多種多様な流体を冷却することに加えて、本明細書で説明する熱交換器組立体１３０及びその方法は、機体上に取付けられかつエンジンの一部でない装置を該熱交換器組立体１３０が冷却することもできることを示していることを理解されたい。他の用途では、熱交換器は、ガスタービンエンジンから遠く離れて、例えば航空機の外部表面上に取付けることができる。さらに、熱交換器組立体１３０は、それを通して送られる様々な流体を冷却するか又は加熱するかのいずれかを行なう多種多様なその他の用途において利用することができる。

熱交換器組立体１３０はまた、第１の熱交換器３０２の周りに流体３１０の流れの第１の部分３０８をバイパスさせて、該第１の部分３０８が第１の熱交換器３０２によって冷却されないようにするように配置した流量制御弁３０６を含む。流体３１０の流れの第２の部分３１２は、第１の熱交換器３０２を通って流れて、該第１の熱交換器３０２の外側を囲む空気と熱交換する。従って、第２の熱交換器３０４に流入する流体３１４の流れの温度は、流量制御弁３０６を使用して第１の部分３０８の流量を調整することによって制御することができる。

流体３１４の流れは、第２の熱交換器３０４に流入しかつ流体３１４の流れ及び例えば燃料タンク３１８からの燃料３１６の流れ間で熱を伝達する。温度センサ３１９が、第２の熱交換器３０４から流出する燃料３１６の流れの温度を監視する。温度センサ３１９は、監視温度を温度制御装置３２０に送信する。この例示的な実施形態では、温度制御装置３２０は、流量制御弁３０６と関連するタスクを実行して第２の熱交換器３０４から流出する燃料の所定の温度設定値を維持するようになったプロセッサ３２２を含む。温度制御装置３２０はまた、命令及びデータを記憶するようになったメモリ３２４を含む。温度制御装置３２０は、温度センサ３１９から受信した燃料３１６の流れの温度及び所定の温度限界値に基づいて制御信号を発生するように構成される。発生制御信号は、流量制御弁３０６に送信されて、第１の部分３０８の流れ（流量）を調整する。１つの実施形態では、所定の温度限界値は、燃焼器１６燃料回路のコークス化又はシール損傷を防止する最大燃料温度限界値に基づいた一定の値である。様々なその他の実施形態では、所定の温度限界値は、最大燃料温度限界値及び／又はその他の運転上の考慮事項に基づいて決定した値である。従って、所定の温度限界値は、飛行任務（ミッション）の過程にわたって変化させることができる。この例示的な実施形態では、温度制御装置３２０は、独立型制御装置であるとして示しているが、温度制御装置３２０はまた、それ限定されないが、エンジンの完全自動デジタルエンジン制御装置（ＦＡＤＥＣ）のような大型の制御装置又は制御システムの一部分として構成することもできる。

温度制御装置３２０により流量制御弁３０６を開くことによって、オイルは、それが下流の第２の熱交換器３０４に流入する時に高温に維持されて、第２の熱交換器３０４から流出する燃料温度を上昇させる（高める）。燃料温度は、オイルが全て第１の熱交換器３０２を直接通って流れる時に低温状態になって、第２の熱交換器３０４から流出する燃料温度を低下させることになる。この例示的な実施形態では、燃料３１６の流れの温度は、第２の熱交換器３０４内で高められる。燃料の低位発熱量は、温度に正比例する。ガスタービンの燃料消費率（ＳＦＣ）は、燃料の低位発熱量に逆比例するので、このＳＦＣは、燃料温度が最大温度限界値以下である場合には最適化されない。全ミッションにわたって熱交換器組立体１３０をアクティブ制御しかつ燃料温度を最大温度限界値に維持することによって、エンジン効率を高めることが可能になる。

図４は、本発明の別の例示的な実施形態による熱管理システムの概略ブロック図である。この例示的な実施形態では、熱交換器組立体１３０は、下流の第２の熱交換器３０４と直列流れ連通状態になった第１の熱交換器３０２を含む。第１の熱交換器３０２は、バイパスダクト４０内に配置することができる。任意選択的に、第１の熱交換器３０２は、エンジン組立体１０上のどこか他の場所に配置することができ、或いは航空機又はその他の車両の外側の周りの若しくは定置サイト（図示せず）の周りの空気流（図示せず）内に配置することができる。

熱交換器組立体１３０はまた、第２の熱交換器３０４の下流における燃料ライン４０４内にリターン−ツー−タンク（ＲＴＴ）回路４０２を含む。ＲＴＴ回路４０２は、リターン−ツー−タンク弁４０６を含み、このリターン−ツー−タンク弁４０６は、該リターン−ツー−タンク弁４０６が開いている時には第２の熱交換器３０４を通るより多くの燃料流れを可能にするように構成されて、下流の燃焼器１６に流入するより低い燃料温度が生じるようにする。

様々な別の実施形態では、熱交換器組立体１３０は、空気−オイル熱交換器バイパス（図３に示す）及びＲＴＴ回路４０２（図４に示す）を組合せて有するように構成される。

図５は、ミッションの例示的な部分における燃料温度のグラフ５００である。この例示的な実施形態では、グラフ５００は、時間の単位で目盛付けしたｘ軸５０２と温度の単位で目盛付けしたｙ軸５０４とを含む。第１のトレース５０６は、熱管理をしていない状態での燃料冷却式熱交換器から流出する燃料の温度を示している。第２のトレース５０８は、本発明の実施形態による熱管理を使用した状態での第２の熱交換器３０４から流出する燃料の温度を示している。

ｔ_０において、トレース５０６は、熱管理がない状態での燃料冷却式熱交換器から流出する燃料の温度が、周囲温度Ｔ_ａｍｂ（Ｔ_周囲）にほぼ等しいことを示している。ｔ_０において、エンジン組立体１０が始動しかつ潤滑オイルシステム１００内の流体に熱が加えられるので、燃料冷却式熱交換器から流出する燃料の温度は上昇する。およそｔ_１において、燃料冷却式熱交換器から流出する燃料の温度は、アイドル暖機期間の間に定常状態に達する。ｔ_２において、燃料冷却式熱交換器から流出する燃料の温度は、発電機負荷がグリッドに同調しかつ該発電機が負荷への適応を開始した時或いは航空機が離陸に備えて地上走行を開始した時のようにエンジン組立体１０への負荷が加わるにつれて、上昇する。離陸時において、エンジンは、最大負荷を受けかつ燃料冷却式熱交換器から流出する燃料の温度は、燃料温度限界値Ｔ_{ｌｉｍｉｔ}に近づくことになる。時間ｔ_３の後には、燃料冷却式熱交換器から流出する燃料の温度は、ミッションの残りの部分におけるエンジン組立体１０への負荷にほぼ応じて変化する。燃料冷却式熱交換器のみから流出する燃料の温度が、離陸時においてのみＴ_{ｌｉｍｉｔ}（Ｔ_限界値）にほぼ等しい場合には、ミッションにおけるＳＦＣは、全ミッション時における最適状態よりも大きくなる。

ｔ_０において、トレース５０８は、第２の熱交換器３０４から流出する燃料の温度が、周囲温度Ｔ_ａｍｂにほぼ等しいことを示している。ｔ_０において、エンジン組立体１０が始動しかつ潤滑オイルシステム１００内の流体に熱が加えられるので、燃料冷却式熱交換器から流出する燃料の温度は上昇する。およそｔ_４において、燃料冷却式熱交換器から流出する燃料の温度は、流量制御弁３０６及び／又はＲＴＴ弁４０６の調整によりほぼ燃料温度限界値Ｔ_{ｌｉｍｉｔ}で定常状態に達する。ｔ_４以降からは、制御装置３２０が、燃料への熱入力を管理して燃料冷却式熱交換器から流出する燃料の温度をほぼＴ_{ｌｉｍｉｔ}に等しく維持すると同時にさらに、潤滑オイルシステム１００の適切な冷却も維持する。燃料冷却式熱交換器から流出する燃料の温度をほぼＴ_{ｌｉｍｉｔ}に等しく維持することにより、ＳＦＣを許容可能な最大値に高めることが可能になり、そのことにより、全ミッションを通してエンジン組立体１０の効率が高まることになる。

本明細書で使用する場合に、プロセッサという用語は、中央処理装置、マイクロプロセッサ、マイクロコントローラ、縮小命令セット回路（ＲＩＳＣ）、特定用途向け集積回路（ＡＳＩＣ）、論理回路、並びに本明細書で説明する機能を実行することができるあらゆるその他の回路又はプロセッサを意味している。

本明細書で使用する場合に、「ソフトウェア」及び「ファームウェア」という用語は、交換性があり、かつプロセッサ３２２によって実行するようになった、ＲＡＭメモリ、ＲＯＭメモリ、ＥＰＲＯＭメモリ、ＥＥＰＲＯＭメモリ及び不揮発性ＲＡＭ（ＮＶＲＡＭ）メモリを含むメモリ３２４のようなメモリ内に記憶させたあらゆるコンピュータプログラムを含む。上記のメモリ形式は、単なる例示に過ぎず、従ってコンピュータプログラムの記憶のために使用可能なメモリの形式に関して限定されるものではない。

前述の明細書に基づいて分かるように、本開示の上述の実施形態は、コンピュータソフトウェア、ファームウェア、ハードウェア、或いはそれらのあらゆる組合せ又はサブセットを含むコンピュータプログラミング又はエンジニアリング技法を使用して実施することができ、その場合に、技術的な効果は、エンジンにおける熱管理システムのアクティブ制御を使用してミッションにわたって燃料温度の状態を最大限界値に維持して、現行の構成と比較して全体燃料消費を減少させることができるように、該エンジンの燃料消費率を制御することである。コンピュータ可読コード手段を有するあらゆるそのような得られたプログラムは、１つ又はそれ以上のコンピュータ可読媒体内に具体化又は構成し、それによって本開示の上述実施形態によるコンピュータプログラム製作物、すなわち製品を製作することができる。コンピュータ可読媒体は、それに限定されないが、例えば固定（ハード）ドライブ、ディスケット、光学ディスク、磁気テープ、読出し専用メモリ（ＲＯＭ）のような半導体メモリ、並びに／或いはインターネット又はその他の通信ネットワーク又はリンクのようなあらゆる送信／受信媒体とすることができる。コンピュータコードを含む製品は、１つの媒体からコードを直接実行することによって、１つの媒体から別の媒体にコードをコピーすることによって、或いはネットワークを介してコードを送信することによって製作しかつ／又は使用することができる。

エンジン燃料システムによって吸収される熱の量をアクティブ制御する方法及びシステムの上述の実施形態は、燃料温度を最大限界値に維持するための費用効果がありかつ信頼性がある手段を提供する。より具体的には、本明細書で説明した方法及びシステムは、燃料温度を最大限界値に連続的に制御して、燃料の低位発熱量がピーク値に維持されるようにするのを可能にする。加えて、上述の方法及びシステムは、全ミッションにわたってエンジンの燃料消費率を最適化した状態に維持するのを可能にする。その結果、本明細書で説明した方法及びシステムにより、費用効果がありかつ信頼性がある方法でエンジンの燃料消費率を制御することが可能になる。

様々な特定の実施形態に関して本発明を説明してきたが、本開示は特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の改良で実施することができることが、分かるであろう。

１０ ガスタービンエンジン組立体
１１ 長手方向軸線
１２ ファン組立体
１３ コアガスタービンエンジン
１４ 高圧圧縮機
１６ 燃焼器
１８ 高圧タービン
２０ 低圧タービン
２４ ファンブレード
２６ ロータディスク
２８ 吸気側
３０ 排気側
４０ バイパスダクト
４２ ファンケーシング又はシュラウド
４４ スプリッタ
５０ 空気流の第１の部分
５２ 空気流の第２の部分
６０ ギヤボックス
１００ 潤滑オイルシステム
１０４、１０６、１０８ 軸受
１１０、１１２ ポンプ
１２０ オイル供給源
１３０ 熱交換器組立体
１３２ 入口弁
１３４ 出口弁
１３６ バイパス弁
３０２ 第１の熱交換器
３０４ 第２の熱交換器
３０６ 流量制御弁
３０８ 流体の流れの第１の部分
３１０、３１４ 流体の流れ
３１２ 流体の流れの第２の部分
３１６ 燃料の流れ
３１８ 燃料タンク
３１９ 温度センサ
３２０ 温度制御装置
３２２ プロセッサ
３２４ メモリ
４０２ リターン−ツー−タンク（ＲＴＴ）回路
４０４ 燃料ライン
４０６ リターン−ツー−タンク弁
５００ 燃料温度のグラフ
５０２ ｘ軸
５０４ ｙ軸
５０６ 第１のトレース
５０８ 第２のトレース

Claims (20)

1. エンジン熱管理システムであって、
   作動流体及び第１の冷却媒体間で熱を伝達するように構成された第１の熱交換器と、
   前記第１の熱交換器と直列流れ連通状態になっておりかつ前記作動流体及び第２の冷却媒体間で熱を伝達するように構成された第２の熱交換器と、
   前記第１及び前記第２の冷却媒体の少なくとも１つの流れを制御して該第２の冷却媒体の温度を所定の限界値にほぼ等しく維持するように構成された調整弁と、を含む、
   システム。
2. 前記第２の冷却媒体の温度を示す出力を発生するように構成された温度センサと、
   前記調整弁に通信接続されかつ前記発生出力を使用して弁動作命令を発生するように構成された制御装置と、をさらに含む、
   請求項１記載のシステム。
3. 前記調整弁が、前記制御装置からの命令に応答して前記第１の冷却媒体の流れを調整するように構成される、請求項２記載のシステム。
4. 前記調整弁が、前記制御装置からの命令に応答して前記第２の冷却媒体の流れを調整するように構成される、請求項２記載のシステム。
5. 前記調整弁が、前記第１の熱交換器の周りに前記作動流体の流れをバイパスさせるように構成される、請求項１記載のシステム。
6. 前記調整弁が、前記第２の冷却媒体の流れを該第２の冷却媒体の供給源に還流させるように構成される、請求項１記載のシステム。
7. 前記第２の冷却媒体が、前記エンジンに供給される燃料を含む、請求項１記載のシステム。
8. 燃焼器に燃料を送る燃料供給システムを備えたガスタービンエンジンにおいて燃料を制御する方法であって、
   前記燃焼器に流入する燃料の流れの低位発熱量に関するパラメータを測定するステップと、
   前記エンジンからの廃熱を使用して前記パラメータを制御して、前記燃料の低位発熱量を高めるのを可能にするステップと、を含む、
   方法。
9. 前記パラメータを測定するステップが、前記燃焼器に流入する前記燃料の温度を測定するステップを含む、請求項８記載の方法。
10. 前記パラメータを制御するステップが、
    前記燃焼器に流入する前記燃料の温度を燃料温度センサから受信するステップと、
    前記受信温度を所定の温度限界値と比較するステップと、
    前記燃焼器に流入する前記燃料の温度を前記所定の温度限界値にほぼ等しくなるようにする廃熱熱交換器弁動作命令を発生するステップと、を含む、
    請求項８記載の方法。
11. 前記パラメータを制御するステップが、廃熱熱交換器の周りに流体をバイパスさせて前記燃料の温度を変化させるステップを含む、請求項８記載の方法。
12. 前記パラメータを制御するステップが、前記燃料の一部分を燃料供給源に還流させて該燃料の温度を変化させるステップを含む、請求項８記載の方法。
13. ガスタービンエンジン組立体であって、
    長手方向軸線の周りで回転可能であるロータと、
    回転時に前記ロータを支持するように構成された複数の軸受を含むステータと、
    潤滑オイル供給システムと、
    を含み、前記潤滑オイル供給システムが、
    オイル供給源と、
    前記軸受及びオイル供給源間でオイルを循環させるように構成された１つ又はそれ以上の循環ポンプと、
    前記オイル及び第１の冷却媒体間で熱を伝達するように構成された第１の熱交換器と、
    前記第１の熱交換器と直列流れ連通状態になっておりかつ前記オイル及び第２の冷却媒体間で熱を伝達するように構成された第２の熱交換器と、
    前記第１及び前記第２の冷却媒体の少なくとも１つの流れを制御して該第２の冷却媒体の温度を所定の限界値にほぼ等しく維持するように構成された調整弁と、を含む、
    組立体。
14. 前記第２の冷却媒体の温度を示す出力を発生するように構成された温度センサと、
    前記調整弁に通信接続されかつ前記発生出力を使用して弁動作命令を発生するように構成された制御装置と、
    をさらに含む、請求項１３記載の組立体。
15. 前記調整弁が、前記制御装置からの命令に応答して前記第１の冷却媒体の流れを調整するように構成される、請求項１４記載の組立体。
16. 前記調整弁が、前記制御装置からの命令に応答して前記第２の冷却媒体の流れを調整するように構成される、請求項１４記載の組立体。
17. 前記調整弁が、前記第１の熱交換器の周りに前記オイルの流れをバイパスさせるように構成される、請求項１３記載の組立体。
18. 前記調整弁が、前記第２の冷却媒体の流れを該第２の冷却媒体の供給源に還流させるように構成される、請求項１３記載の組立体。
19. 前記第２の冷却媒体が、前記ガスタービンエンジンに供給される燃料を含む、請求項１３記載の組立体。
20. コアエンジンを囲むバイパスダクトをさらに含み、
    前記第１の冷却媒体が、前記バイパスダクトを通る空気の流れの一部分を含む、
    請求項１３記載の組立体。

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