JP2021127731A - ガスタービンエンジン - Google Patents

Abstract

【課題】航空機に搭載されるガスタービンエンジンの小型化を図るとともに、低温環境下でのエネルギー効率の低下を防止する。【解決手段】ガスタービンエンジンは、ケーシングの外部に配置された少なくとも１つの燃料ポンプ３１と、前記ケーシングの外部に配置され、前記少なくとも１つの燃料ポンプ３１を駆動する少なくとも１つの電動モータ３２と、前記燃料ポンプ３１に吸引される燃料Ｆが流れる燃料流入路Ｐが設けられた燃料流入部材２４と、前記燃料ポンプ３１から吐出された燃料Ｆが燃焼器に向けて流れる燃料流出路Ｑが設けられた燃料流出部材２５と、を備える。前記燃料流入部材２４は、前記電動モータ３２に熱的に接続された熱交換部を有する。前記熱交換部は、前記電動モータ３２と隣接し、前記電動モータ３２と前記熱交換部を流れる前記燃料Ｆとの間の熱交換によって前記電動モータ３２を冷却する。【選択図】図３

Description

本発明は、圧縮機、燃焼器及びタービンが回転軸に沿って並んで配置され、航空機に搭載されるガスタービンエンジンに関する。

航空機用ガスタービンエンジンでは、そのケーシングの外周面に、発電機、燃料ポンプ、潤滑オイルポンプ等の補機及びアクセサリギヤボックス等が取り付けられている（例えば、特許文献１参照）。補機は、ガスタービンエンジンの回転軸の回転動力を利用して機械的に駆動される。具体的には、ケーシング内の回転軸から動力伝達機構を介してケーシングの外部に回転動力が取り出され、その回転動力がアクセサリギヤボックスで減速されて補機に伝達される。

特開２００４−１３２３５９号公報

航空機用ガスタービンエンジンには、機体搭載時の空気抵抗を抑えるために、前面投影面積を極力小さくして小型化を図ることが求められる。しかし、現状の航空機用ガスタービンエンジンでは、ケーシングの外周面に設けられる補機が大きいために、ガスタービンエンジンの前面投影面積が大きくなる。また、低温環境下では燃料の温度が下がるため、エネルギー効率や燃焼性能が低下し得る。

そこで本発明は、航空機に搭載されるガスタービンエンジンの小型化を図るとともに、低温環境下でのエネルギー効率や燃焼性能の低下を防止することを目的とする。

本発明の一態様に係るガスタービンエンジンは、圧縮機、燃焼器及びタービンが回転軸に沿って並んで配置され、航空機に搭載されるガスタービンエンジンであって、前記圧縮機、前記燃焼器及び前記タービンが収容されるケーシングと、前記ケーシングの外部に配置された少なくとも１つの燃料ポンプと、前記ケーシングの外部に配置され、前記少なくとも１つの燃料ポンプを駆動する少なくとも１つの電動モータと、前記燃料ポンプに吸引される燃料が流れる燃料流入路が設けられた燃料流入部材と、前記燃料ポンプから吐出された燃料が前記燃焼器に向けて流れる燃料流出路が設けられた燃料流出部材と、を備え、前記燃料流入部材は、前記電動モータに熱的に接続された熱交換部を有し、前記熱交換部は、前記電動モータと隣接し、前記電動モータと前記熱交換部を流れる前記燃料との間の熱交換によって前記電動モータを冷却する。

前記構成によれば、燃料ポンプを電動式にしてエンジンの小型化を図るとともに電動モータを燃料によって冷却することで、発熱によって電動モータの出力が制限されて電動モータを増加させる必要が生じる事態を回避できる。即ち、電動モータが駆動されて燃料ポンプに吸引されるように燃料流入路を流れる燃料が電動モータを冷却するので、電動モータの冷却専用に冷媒及びポンプを設けることなく、動作中の電動モータを冷却できる。よって、部品削減及び電動モータの増加防止が図られ、ガスタービンエンジンを小型化できる。更に、動作中の電動モータとの熱交換によって燃料が昇温するため、低温環境下においてエネルギー効率や燃焼性能の低下も防止できる。

本発明によれば、ガスタービンエンジンを小型化できるとともに、低温環境下でのエネルギー効率や燃焼性能の低下を防止できる。

図１は、第１実施形態に係る航空機用ガスタービンエンジンの断面図である。 図２は、図１に示すガスタービンエンジンの前方から見た正面図である。 図３は、図１に示すガスタービンエンジンの燃料供給系のブロック図である。 図４は、第２実施形態の燃料供給系のブロック図である。 図５は、第３実施形態の燃料供給系のブロック図である。

以下、図面を参照して実施形態を説明する。なお、以下の説明では、「前方」はエンジン内で空気が流れる方向における上流側を意味し、「後方」は、エンジン内で空気が流れる方向における下流側を意味する。即ち、「前方」は、エンジンの回転軸の軸線方向において、ファンが設けられている側を意味し、「後方」は、エンジンの回転軸の軸線方向において、ファンが設けられている側と反対側を意味する。「径方向」は、エンジンの回転軸の回転軸線に直交する方向を意味する。「周方向」は、エンジンの回転軸の回転軸線周りの方向を意味する。

（第１実施形態）
図１は、第１実施形態に係る航空機用ガスタービンエンジン１の断面図である。図２は、図１に示すガスタービンエンジン１の前方から見た正面図である。図１に示すように、航空機用ガスタービンエンジン１は、回転軸２、ファン３、圧縮機４、燃焼器５、タービン６及びケーシング７を備える。回転軸２は、ガスタービンエンジン１の前後方向に延びる。ファン３は、回転軸２の前部に接続され、回転軸２と共に回転する。圧縮機４、燃焼器５及びタービン６は、この順に前方から後方に向けて回転軸２に沿って並んでいる。ケーシング７は、回転軸２の回転軸線Ｘと一致する軸線を有する筒状物であり、回転軸２、ファン３、圧縮機４、燃焼器５及びタービン６を収容している。なお、ガスタービンエンジン１は航空機の推進用に限られず、航空機における推進以外の用途の動力源として用いられてもよい。

具体的には、ガスタービンエンジン１は、二軸ガスタービンエンジンである。圧縮機４は、低圧圧縮機１３と、低圧圧縮機１３の後方に配置された高圧圧縮機１４とを有する。例えば、低圧圧縮機１３が軸流圧縮機であり、高圧圧縮機１４は遠心圧縮機である。但し、低圧圧縮機１３及び高圧圧縮機１４の種類はこれに限られない。タービン６は、低圧タービン１５と、低圧タービン１５の前方に配置された高圧タービン１６とを有する。回転軸２は、低圧圧縮機１３を低圧タービン１５に連結する低圧軸１１と、高圧圧縮機１４を高圧タービン１６に連結する高圧軸１２とを有する。高圧軸１２は、内部に中空空間を有する筒状軸である。低圧軸１１は、高圧軸１２の中空空間に挿通されている。低圧タービン１６は、圧縮機４の前方に配置されたファン３に低圧軸１１を介して連結されている。

ケーシング７は、内殻１７及び外殻１８を有する。内殻１７及び外殻１８は、それぞれ略円筒形状を有する。内殻１７は、圧縮機４、燃焼器５及びタービン６を収容する。外殻１８は、内殻１７から径方向外側に離間した状態で内殻１７と同心円状に配置されている。内殻１７と外殻１８との間には、円筒状のバイパス路Ｂが形成されている。ファン３により吸い込まれた空気は、バイパス路Ｂを流れて後方に排出される。

図１及び２に示すように、ケーシング７の外周面は、複数の電動補機８が設置される第１筒領域１８ａと、第１筒領域１８ａの後側に設けられた第２筒領域１８ｂと、第１筒領域１８ａ及び第２筒領域１８ｂを互いに接続する第３筒領域１８ｃを有する。第１筒領域１８ａは、第２筒領域１８ｂよりも小径である。第３筒領域１８ｃは、後方に向けて徐々に拡径する傾斜筒領域である。第１筒領域１８ａは、前後方向（回転軸線方向）において、少なくとも低圧圧縮機１３に対応する位置に設けられている。第２筒領域１８ｂは、前後方向（回転軸線方向）において、少なくとも燃焼器５に対応する位置に設けられている。

電動補機８は、外殻１８の第１筒領域１８ａの外周面に沿って配置されている。電動補機８は、前方から見て第２筒領域１８ｂの外周面よりも径方向内側に配置されている。なお、電動補機８は、前方から見て第２筒領域１８ｂの外周面よりも径方向外側に食み出してもよいし、第２筒領域１８ｂに設けられ、第２筒領域１８ｂから突出したフランジ（図示せず）などの前方から見て最大投影面積を有する部材よりも径方向内側に配置されてもよい。電動補機８は、燃料ポンプユニット２１、モータコントローラ２２等を含む。燃料ポンプユニット２１は、燃料を燃焼器５に供給する。モータコントローラ２２は、所定のセンサデータ及び外部運転指令に応じて燃料ポンプユニット２１を制御する。

図３は、図１に示すガスタービンエンジン１の燃料供給系のブロック図である。図２及び３に示すように、燃料ポンプユニット２１は、複数の燃料ポンプ３１と、複数の電動モータ３２と、ユニットハウジング３３と、を備える。燃料ポンプ３１は、例えば容積型である。なお、図３では、燃料ポンプ３１及び電動モータ３２を２つずつ設けたものが例示されているが、それぞれ３つ以上でもよい。或いは、燃料ポンプ３１及び電動モータ３２はそれぞれ１つずつであってもよい。

複数の燃料ポンプ３１は、外殻１８の第１筒領域１８ａの外周面に沿って周方向に並べられている。燃料ポンプ３１は、その回転軸線Ｙが回転軸２の回転軸線Ｘに平行となるように並んでいる。複数の燃料ポンプ３１は、１つのユニットハウジング３３に収容されている。ユニットハウジング３３は、例えば、外殻１８の第１筒領域１８ａの外周面に沿ったアーチ形状を有する。燃料ポンプ３１を収容したユニットハウジング３３は、外殻１８の第３筒領域１８ｃ（図１及び２参照）に前側から対向している。なお、ユニットハウジング３３は、無くてもよい。

複数の電動モータ３２は、複数の燃料ポンプ３１とそれぞれ一対一に接続されている。電動モータ３２は、燃料ポンプ３１の回転軸線Ｙが延びる方向において、対応する燃料ポンプ３１に隣接し、当該対応する燃料ポンプ３１を駆動する。電動モータ３２も、外殻１８の第１筒領域１８ａの外周面に沿って周方向に並べられている。電動モータ３２の回転軸線は、例えば、対応する燃料ポンプ３１の回転軸線Ｙと一致している。

複数の電動モータ３２は、ユニットハウジング３３の外部に配置されている。電動モータ３２は、例えば、前方から見て略円形の外形を有する。複数の電動モータ３２は、外殻１８の第１筒領域１８ａの外周面に沿って周方向に並べられて互いに並列接続される。電動モータ３２は、燃料ポンプ３１に対して前側に配置されている。

燃料ポンプ３１の吸入口３１ａは、回転軸線Ｙ方向において燃料ポンプ３１のうち電動モータ３２に近接する側（前側）に設けられている。燃料ポンプ３１の吐出口３１ｂは、燃料ポンプ３１のうち吸入口３１ａとは反対側（後側）に設けられている。なお、燃料ポンプ３１における吸入口３１ａ及び吐出口３１ｂの位置は、これに限定されない。

燃料ポンプ３１は、燃料流入部材２４を通じて、燃料タンク２３に貯留された燃料を吸入する。燃料流入部材２４は、燃料ポンプ３１に吸入される燃料Ｆが流れる燃料流入路Ｐを有する。燃料ポンプ３１が吐出する燃料Ｆは、燃料流出部材２５を通じて燃焼器５に供給される。燃料流出部材２５は、燃料ポンプ３１から吐出された燃料が燃焼器５に向けて流れる燃料流出路Ｑを有する。

燃料流入部材２４は、燃料ポンプ３１で生じる負圧によって燃料タンク２３に貯留された燃料を燃料ポンプ３１の吸入口３１ａに導く。燃料流入部材２４は、燃料タンク２３に接続される流入管部２４ａと、流入管部２４ａに直列に接続された共通バッファタンク部２４ｂ（熱交換部）とを有する。共通バッファタンク部２４ｂは、電動モータ３２に隣接している。共通バッファタンク部２４ｂは、電動モータ３２に熱的に接続された熱交換部の機能を果たす。

共通バッファタンク部２４ｂは、共通バッファ空間Ｐ１と、流入管部２４ａから供給される燃料Ｆを共通バッファ空間Ｐ１に流入させる燃料入口Ｉとを有する。燃料入口Ｉは、共通バッファタンク部２４ｂの前側に配置されている。電動モータ３２は、その回転軸線方向において燃料入口Ｉと燃料ポンプ３１との間に配置されている。即ち、燃料入口Ｉから燃料ポンプ３１の吸入口３１ａに向けて流れる燃料Ｆは、電動モータ３２に沿って流れることになる。なお、燃料Ｆは、電動モータ３２に沿って流れることが望ましいが、燃料入口Ｉは共通バッファタンク部２４ｂのエンジン周方向の端面側に配置されてもよい。

具体的には、共通バッファタンク部２４ｂは、１つの共通バッファ空間Ｐ１に複数の電動モータ３２を収容するように複数の電動モータ３２の全体を覆っている。即ち、複数の電動モータ３２は、共通バッファタンク部２４ｂの内部の共通バッファ空間Ｐ１に存在する燃料Ｆに浸漬される。電動モータ３２の外面の全体は、共通バッファタンク部２４ｂの内壁面から離間している。なお、電動モータ３２の外面の一部が、共通バッファタンク部２４ｂの内壁面に接触していてもよい。また、電動モータ３２の一部のみがバッファタンク部１２４ｂの内部の燃料Ｆに浸漬される構成としてもよい。

共通バッファタンク部２４ｂは、外殻１８の第１筒領域１８ａの外周面に沿ったアーチ形状を有する。例えば、共通バッファタンク部２４ｂは、前方から見てユニットハウジング３３と相似形状を有する。共通バッファタンク部２４ｂは、ユニットハウジング３３（又は燃料ポンプ３１）に直接的に接続されている。なお、共通バッファタンク部２４ｂは、ユニットハウジング３３（又は燃料ポンプ３１）に配管を介して接続されていてもよい。

燃料流出部材２５は、複数の燃料ポンプ３１の吐出口３１ｂから吐出された燃料を集合させて燃焼器５に導く。燃料流出部材２５は、燃料ポンプ３１に対して電動モータ３２とは反対側に配置されている。燃料流出部材２５は、例えば、配管である。燃料流出部材２５は、外殻１８の第３領域１８ｃを貫通し、燃焼器５に向けて延びている。

ガスタービンエンジン１が始動すると、燃料タンク２３に貯留された燃料は、流入管部２４ａを流れた後に共通バッファタンク部２４ｂを流れて燃料ポンプ３１の吸入口３１ａに吸い込まれる。その際、共通バッファタンク部２４ｂは、共通バッファタンク部２４ｂを流れる燃料Ｆと電動モータ３２との間の熱交換によって電動モータ３２を冷却する。電動モータ３２が発熱するときには、燃料ポンプ３１が駆動されて共通バッファ空間Ｐ１に燃料Ｆの流れが生じ且つ共通バッファ空間Ｐ１の燃料Ｆが入れ替わるため、電動モータ３２の冷却性能が安定する。

複数の電動モータ３２には、モータコントローラ２２の出力側が電気的に接続されている。モータコントローラ２２の入力側には、回転軸２の回転数を検出する回転数センサ２６と、パイロットの運転操作が入力される飛行コントローラ２７とに接続されている。モータコントローラ２２は、回転数センサ２６で検出される回転数と、飛行コントローラ２７からの運転指令値とを含む入力に応じて、燃料ポンプユニット２１の電動モータ３２の各々を制御する。なお、回転数センサ２６は、回転軸２の回転を直接検出するものに限られず、回転軸２と連動する発電機（図示せず）などの電圧から回転軸２の回転数を検出するものでもよい。

モータコントローラ２２は、例えば、前記入力に所定条件が成立すると、複数の電動モータ３２のうち停止させる電動モータ３２を決定する。動作中の電動モータ３２の数が減って発熱の総量が減ると、共通バッファ空間Ｐ１における燃料Ｆの流量も減るため、冷却のための無駄なエネルギー消費も防止される。

以上に説明した構成によれば、燃料ポンプ３１を電動式にしてガスタービンエンジン１の小型化を図るとともに電動モータ３２を燃料Ｆによって冷却することで、発熱によって電動モータ３２の出力が制限されて電動モータ３２を増加させる必要が生じる事態を回避できる。即ち、電動モータ３２が駆動されて燃料ポンプ３１に吸引されるように燃料流入路Ｐを流れる燃料Ｆが電動モータ３２を冷却するので、電動モータ３２の冷却専用に冷媒及びポンプを設けることなく、動作中の電動モータ３２を冷却できる。よって、部品削減及び電動モータ３２の増加防止が図られ、ガスタービンエンジン１を小型化できる。

更に、動作中の電動モータ３２との熱交換によって燃料Ｆが昇温するため、低温環境下おいて、燃料噴霧状態の悪化等による燃焼性能の低下、粘度増加に起因した圧損等によるエネルギー効率の低下等を防止できる。

また、燃料流入部材２４の共通バッファタンク部２４ｂは、電動モータ３２に隣接し、電動モータ３２を覆っているので、簡素な構成にて燃料流入部材２４を流れる燃料Ｆと電動モータ３２との間で効率良く熱交換できる。具体的には、電動モータ３２は、共通バッファタンク部２４ｂの内部の燃料Ｆに浸漬されるので、燃料流入部材２４を流れる燃料Ｆと電動モータ３２との間の熱交換を促進できる。

また、共通バッファタンク部２４ｂは、複数の電動モータ３２を収容するので、共通バッファタンク部２４ｂの内部の燃料Ｆが複数の電動モータ３２の各々と熱交換できるため、構造を簡素化することができる。また、複数の電動モータ３２の駆動状態（出力）が互いに異なって各電動モータ３２の間に温度の違いがある場合にも、共通バッファタンク部２４ｂの燃料Ｆが複数の電動モータ３２のうち高温の電動モータ３２と効率良く熱交換でき、運転状態にかかわらず効率の良い熱交換を実現できる。

また、複数の電動モータ３２は、ケーシング７の外周面に沿って周方向に並べられ、共通バッファタンク部２４ｂは、ケーシング７の外周面に沿ったアーチ形状を有するので、共通バッファ空間Ｐ１を十分な容量としながらも、ケーシング７から径方向外方への共通バッファタンク部２４ｂの突出量を小さく又はゼロにでき、ガスタービンエンジン１の前面投影面積を低減できる。

また、共通バッファタンク部２４ｂの燃料入口Ｉは、電動モータ３２を基準として燃料ポンプ３１の位置とは反対側に配置されているので、共通バッファ空間Ｐ１において燃料入口Ｉから燃料ポンプ３１に向かう燃料Ｆの流れによって、燃料Ｆと電動モータ３２との間の熱交換を効率良く行うことができる。

（第２実施形態）
図４は、第２実施形態の燃料供給系のブロック図である。なお、第１実施形態と共通する構成については同一符号を付して説明を省略する。図４に示すように、第２実施形態では、燃料流入部材１２４は、燃料タンク２３に接続される流入管部１２４ａと、流入管部１２４ａに直列に接続された複数のバッファタンク部１２４ｂ（熱交換部）とを有する。複数のバッファタンク部１２４ｂは、互いに並列に配置されている。複数のバッファタンク部１２４ｂは、複数の燃料ポンプ３１にそれぞれ連通している。なお、バッファタンク部１２４ｂは、燃料ポンプ３１に配管を介して接続されていてもよい。

複数のバッファタンク部１２４ｂは、複数の電動モータ３２をそれぞれ収容し、複数の電動モータ３２を１つずつ覆っている。即ち、複数の電動モータ３２は、対応するバッファタンク部１２４ｂの内部の燃料Ｆにそれぞれ浸漬される。なお、電動モータ３２の一部のみがバッファタンク部１２４ｂの内部の燃料Ｆに浸漬される構成としてもよい。

このような構成によっても、電動モータ３２が燃料Ｆによって冷却され、部品削減及び電動モータ３２の増加防止が図られ、ガスタービンエンジンを小型化できる。更に、動作中の電動モータ３２との熱交換によって燃料Ｆが昇温するため、低温環境下において燃料ポンプ３１の吐出に要するエネルギーの増加も防止できる。なお、他の構成は前述した第１実施形態と同様であるため説明を省略する。

（第３実施形態）
図５は、第３実施形態の燃料供給系のブロック図である。なお、第１実施形態と共通する構成については同一符号を付して説明を省略する。図５に示すように、第３実施形態では、燃料流入部材２２４は、燃料タンク２３に接続される第１流入管部２２４ａと、第１流入管部２２４ａに直列に接続された複数の第２流入管部２２４ｂ（熱交換部）とを有する。複数の第２流入管部２２４ｂは、互いに並列に配置されている。複数の第２流入管部２２４ｂは、複数の燃料ポンプ３１にそれぞれ連通している。

複数の第２流入管部２２４ｂは、複数の電動モータ３２の外面にそれぞれ隣接し、複数の電動モータ３２をそれぞれ覆っている。具体的には、複数の第２流入管部２２４ｂは、複数の電動モータ３２の外面にそれぞれ巻き付けられて接触している。即ち、第２流入管部２２４ｂが電動モータ３２に対する熱交換器の役目を果たす。

このような構成によっても、第２流入管部２２４ｂを流れる燃料Ｆによって電動モータ３２が冷却され、部品削減及び電動モータ３２の増加防止が図られ、ガスタービンエンジンを小型化できる。更に、動作中の電動モータ３２との熱交換によって燃料Ｆが昇温するため、低温環境下において燃料ポンプ３１の吐出に要するエネルギーの増加も防止できる。なお、他の構成は前述した第１実施形態と同様であるため説明を省略する。

本発明は前述した実施形態に限定されるものではなく、その構成を変更、追加、又は削除することができる。例えば、１つの実施形態中の一部の構成は、その実施形態中の他の構成から分離して任意に抽出可能であり、１つの実施形態中の一部の構成を他の実施形態に適用してもよい。

１ ガスタービンエンジン
２ 回転軸
４ 圧縮機
５ 燃焼器
６ タービン
７ ケーシング
８ 電動補機
２１ 燃料ポンプユニット
２２ モータコントローラ
２３ 燃料タンク
２４，１２４，２２４ 燃料流入部材
２４ａ 流入管部
２４ｂ 共通バッファタンク部（熱交換部）
２５ 燃料流出部材
３１ 燃料ポンプ
３２ 電動モータ
１２４ｂ バッファタンク部（熱交換部）
２２４ｂ 第２流入管部（熱交換部）
Ｆ 燃料
Ｉ 燃料入口
Ｐ 燃料流入路
Ｐ１ 共通バッファ空間
Ｑ 燃料流出路

Claims (6)

1. 圧縮機、燃焼器及びタービンが回転軸に沿って並んで配置され、航空機に搭載されるガスタービンエンジンであって、
   前記圧縮機、前記燃焼器及び前記タービンが収容されるケーシングと、
   前記ケーシングの外部に配置された少なくとも１つの燃料ポンプと、
   前記ケーシングの外部に配置され、前記少なくとも１つの燃料ポンプを駆動する少なくとも１つの電動モータと、
   前記燃料ポンプに吸引される燃料が流れる燃料流入路が設けられた燃料流入部材と、
   前記燃料ポンプから吐出された燃料が前記燃焼器に向けて流れる燃料流出路が設けられた燃料流出部材と、を備え、
   前記燃料流入部材は、前記電動モータに熱的に接続された熱交換部を有し、
   前記熱交換部は、前記電動モータと隣接し、前記電動モータと前記熱交換部を流れる前記燃料との間の熱交換によって前記電動モータを冷却する、ガスタービンエンジン。
2. 前記燃料流入部材の前記熱交換部は、前記電動モータを覆っている、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
3. 前記電動モータは、前記熱交換部の内部の前記燃料に浸漬されている、請求項２に記載のガスタービンエンジン。
4. 前記少なくとも１つの電動モータは、複数の電動モータを含み、
   前記熱交換部は、前記複数の電動モータが収容された共通バッファタンク部である、請求項３に記載のガスタービンエンジン。
5. 前記複数の電動モータは、前記ケーシングの外周面に沿って周方向に並べられ、
   前記共通バッファタンク部は、前記ケーシングの前記外周面に沿ったアーチ形状を有する、請求項３又は４に記載のガスタービンエンジン。
6. 前記共通バッファタンク部は、バッファ空間と、燃料タンクを前記バッファ空間に連通させる燃料入口と、を有し、
   前記燃料入口は、前記電動モータを基準として前記燃料ポンプの位置とは反対側に配置されている、請求項３乃至５のいずれか１項に記載のガスタービンエンジン。

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