JPH0323728B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、軸流型ガスタービンエンジンに係
り、更に詳細にはガスタービンエンジンに於て冷
却されることを要する構成要素と加熱されること
を要する構成要素との間に於ける熱平衡を維持す
る方法及び装置に係る。

本発明はガスタービンエンジンの燃料制御装置
及び発電機の互いに相反する加熱要件及び冷却要
件に適合すべくガスタービンエンジン工業界に於
て開発されたものであるが、本発明は同様の熱負
荷要件を有する他の構成要素にも広く適用可能な
ものである。

軸流型ガスタービンエンジンは典型的には圧縮
セクシヨンと燃焼セクシヨンとタービンセクシヨ
ンとよりなつている。作動媒体ガスが圧縮セクシ
ヨン内へ導入され、作動媒体ガスは該圧縮セクシ
ヨン内に於て幾つかの圧縮段を通過しその温度及
び圧力が上昇する。作動媒体ガスは燃焼セクシヨ
ンに於て燃料と混合され且燃焼されて高温の加圧
されたガスを発生する。そのガスはエンジンのエ
ネルギ源となる。それらのガスはタービンセクシ
ヨンを通過する際膨張して仕事をする。圧縮セク
シヨン及びタービンセクシヨンは軸受の如き可動
の構成要素を含んでいる。これらの構成要素には
潤滑オイルが供給されて、それらの構成要素が潤
滑されまたそれらの構成要素より熱が除去され
る。潤滑オイルに伝達された熱は、燃料が燃料源
より燃料制御装置を経てエンジンの燃料セクシヨ
ンへ供給される際、燃料系へ伝達される。

固定翼航空機に於ては、エンジンは航空機の翼
に取付けられたハウジング内に装着される。ハウ
ジングは航空機に対しエンジンを支持し且位置決
めする。かかる航空機は−65〓（−53℃）程度の
低温度にある高高度域を長期間に亙り飛行する。
かかる高高度域に於ける低温度により燃料供給タ
ンク内の燃料が低温度に冷却される。従つて燃料
制御装置の如き燃料供給系内に於ける重要な構成
要素に於て氷が発生することを防止すべく、高温
の作動媒体ガスが圧縮セクシヨンの作動媒体ガス
流路より取出され、ヒータにより加熱されること
により、燃料が加熱されるようになつている。か
かるヒータは一般にはナセルのコアコンパートメ
ントの如きコンパートメント内に配置されてい
る。

ナセルのコンパートメント内に配置されている
他の一つの補助装置として航空機に電力を供給す
る発電機がある。電力の発生には必然的に熱の発
生が伴い、かかる熱は発電機の作動寿命を延ばす
ためには除去されなければならない。かかる熱を
除去するための一つの装置が「Lubrication
Cooling System for Aircraft Engine
Accessory」と題する米国特許第4151710号に記
載されている。この米国特許に於いては、熱は発
電機内を流れる潤滑オイルにより除去される。潤
滑オイルに伝達された熱はエンジンの作動媒体ガ
ス流路内に配置された一次熱交換器により冷却空
気に伝達され、また燃焼室へ供給される燃料と連
通する二次熱交換器により燃料に伝達されるよう
になつている。

発電機を冷却する他の一つの方法が本願出願人
と同一の出願人の出願に係る特願昭57−54755号
に記載されている。この特許出願に於ては、熱は
一次的には燃焼室へ供給される燃料と連通する熱
交換器を経て燃料へ伝達され、二次的には作動媒
体ガス流路より離れた位置にてナセルコンパート
メント内に配置されたオン−オフ熱交換器を経て
作動媒体ガス流路より取出された空気に伝達され
る。一次冷媒として燃料を使用することにより、
エンジンによる発電機からの熱の回収が行なわれ
ることとなる。更に一次冷媒として燃料を使用す
ることにより、冷却空気熱交換器の大きさが低減
され、また空気流より離れたコンパートメント内
に熱交換器を設置することが可能となり、これに
より熱交換器が空気流内へ突出する量を最小限に
抑えることができる。

本発明の目的は、燃料制御装置内に於て氷が発
生することを防止し且これと同時に発電機を冷却
する目的で、ガスタービンエンジンにより駆動さ
れる発電機からの熱をエンジンへ供給される燃料
の流量を制御する燃料制御装置へ伝達することに
より、ガスタービンエンジンとその付属構成要素
との間に於ける熱平衡を維持する方法を提供する
ことを目的としている。

本発明の一つの詳細な実施例によれば、エンジ
ンの出力が急激に低下したことにより燃料供給系
に於ける過渡的な熱非平衡中に、燃料制御装置の
下流側に於ける燃料系より発電機の冷却系へ伝達
された熱が、燃料制御装置の上流側に於て燃料系
へ戻され、これにより冷却系が冷却され且燃料制
御装置が加熱される。

本発明は、発電機からの熱を作動媒体ガス流路
よりバイパスされた冷却空気へ伝達するのではな
く、発電機からの熱を追加のエネルギとして回収
することにより、冷却系が改善されるという着想
に基くものである。熱の形で回収された追加のエ
ネルギは、加熱の目的で一次流路よりバイパスさ
れた高温の作動媒体ガスより先に得られた燃料制
御装置のための熱と置換えるために使用される。

本発明の主要な特徴は、廃熱を発生し従つて熱
源として機能し得る発電機である。本発明の他の
一つの特徴は、低温度に於て加熱されることを要
する燃料制御装置である。熱交換器は発電機を経
て流れる冷却流体と連通しており且燃料制御装置
を経て流れる燃料と連通している。本発明の一つ
の詳細な実施例に於ては、かかる熱交換器は燃料
制御装置の出口より液圧式ステータベーンコント
ローラを経て燃料制御装置の入口へ加圧された燃
料を再循環させるための導管と流体的に連通して
いる。本発明の他の一つの実施例に於ては、第一
の熱交換器が燃料制御装置の下流側に於ける燃料
導管内に配置されており、これによりエンジンオ
イルからの熱がエンジンへ供給される燃料へ伝達
されるようになつている。また第二の熱交換器が
第一の熱交換器の下流側の燃料導管内に配置され
ており、これにより冷却流体からの熱がエンジン
へ供給される燃料へ伝達されるようになつてい
る。更に冷却流体からの熱を低温の作動媒体ガス
へ伝達するための第四の熱交換器が発電機と流体
的に連通している。

本発明の主要な利点は、エンジンの作動媒体ガ
ス流路からの熱を用いて燃料制御装置内に氷が発
生することを防止するのではなく、発電機からの
廃熱を用いて燃料制御装置内に氷が発生すること
を防止することにより、エンジンの効率が改善さ
れることである。本発明の他の一つの利点は、フ
アン空気により冷却される熱交換器内に於て発電
機用冷却流体より等量の熱を除去することによる
のではなく、飛行アイドル運転時に燃料制御装置
を経て流れる燃料を熱シンクとして使用すること
により、エンジンの効率が改善されることであ
る。

本発明の一つの詳細な実施例に於ては、一時的
な温度非平衡により燃料制御装置の下流側に於け
る燃料が燃料と冷却流体との間に設けられた熱交
換器を経て冷却流体へ熱を伝達すると、急激に出
力が低下された後に於ける過渡的な運転条件下に
於て、燃料制御装置へ流入する燃料に熱を伝達す
ることにより、エンジンの効率が改善される。

以下に添付の図を参照しつつ、本発明を実施例
について詳細に説明する。

添付の第１図に軸流ターボフアン型のガスター
ビンエンジン１０が図示されている。エンジン１
０はナセル１２にて囲繞されている。ナセル１２
は航空機の翼の如き支持構造体にエンジンを支持
し且位置決めするよう構成されている。またナセ
ル１２はナセルフアンコンパートメント１４及び
ナセルコアコンパートメント１６の如き補助装置
を収納するためのコンパートメントを含んでい
る。

第２図に解図的に図示されている如く、コアコ
ンパートメント１６はフアンコンパートメント１
４より半径方向内方に隔置されており、それらの
間にフアンバイパスダクト１８が郭定されてい
る。作動媒体ガス２０′のための二次流路２０が
このバイパスダクト１８を貫通して延在してい
る。また作動媒体ガス２０′のめの一次流路２２
がフアンセクシヨン２４と圧縮機セクシヨン２６
と燃焼セクシヨン２８とタービンセクシヨン３０
とよりなるエンジンを貫通して後方へ延在してい
る。燃焼セクシヨン２８には燃料供給系３２が流
体的に連通接続されている。

フアンセクシヨン２４及び圧縮機セクシヨン２
６は一般に圧縮セクシヨンと呼ばれる。圧縮セク
シヨン及びタービンセクシヨン３０はロータ構成
要素３４とステータ構成要素３６とを含んでい
る。ステータ構成要素３６は作動媒体ガスのため
の一次流路２２を横切つて延在する可変ステータ
ベーン３８を含んでいる。ステータベーン３８に
は該ステータベーンを位置決めするための液圧式
ステータベーンコントローラ４０がリンク接続さ
れている。液圧式ステータベーンコントローラ４
０にはそれに液圧動力を与える燃料再循環系４２
が流体的に連通接続されている。またロータ構成
要素３４を支持する軸受の如き回転構成要素を潤
滑するためのエンジンオイル系４４が設けられて
いる。

一定の周波数にて航空機へ電力を供給する発電
機４６の如く、余剰の熱を発生する構成要素もコ
アコンパートメント１６内に収納されている。発
電機４６はガスタービンエンジン１０により駆動
されるようになつている。また発電機４６には該
発電機を冷却する冷却系４８が流体的に連通接続
されている。

第３図は冷却系４８、燃料再循環系４２、燃料
供給系３２を詳細に示す解図である。燃料供給系
３２は典型的には航空機の翼内に配置された燃料
タンク５０と、主燃料ポンプ５２と、燃料制御装
置５４と、燃料ノズル５６の如きエンジンの燃焼
室内へ燃料を噴射する燃料噴射装置とを含んでい
る。燃料を導く燃料導管５８が燃焼タンク５０よ
り主燃料ポンプ５２及び燃料制御装置５４を経て
燃料ノズル５６まで延在している。

燃料供給系３２は上流側部分６０と下流側部分
６２とを含んでいる。上流側部分６０は燃料タン
ク５０と燃料制御装置５４との間の部分であり、
下流側部分６２は燃料ノズル５６と燃料制御装置
５４との間の部分である。燃料制御装置５４は出
口６４により燃料供給系３２の下流側部分６２内
へ燃料を吐出するよう構成されており、また入口
６６により燃料供給系３２の上流側部分６０より
燃料を受取るようになつている。上流側部分６０
はフイルタ６８と、熱交換器７０の如きエンジン
燃料を加熱する加熱装置とを含んでいる。熱交換
器７０は一次流路２２より流れてくる高温の作動
媒体ガスの如き熱源と流体的に連通している。例
えばかかる高温の作動媒体ガスは圧縮機セクシヨ
ン２６のリアステージより引出されてよい。熱交
換器７０内を流れる高温の作動媒体ガスの流量を
制御する弁７２が設けられており、該弁は燃料制
御装置５４へ流入する燃料の温度（Tfu）に応答
するようになつている。燃料供給系３２の下流側
部分６２はエンジンオイルより燃料へ熱を伝達す
る第一の熱交換器７４の如き手段を含んでいる。
また下流側部分６２は燃料導管５８内の燃料と発
電機４６のための冷却系４８内の冷却流体との間
に熱伝達を行なわせる第二の熱交換器７６の如き
手段を含んでいる。

燃料再循環系４２は燃料供給系３２の下流側部
分６２と上流側部分６０との間に延在している。
この燃料再循環系４２は冷却系４８内の冷却流体
より燃料再循環系４２内の燃料へ熱を伝達する第
三の熱交換器７８の如き手段を含んでいる。また
燃料再循環系４２は導管８０を含んでいる。この
導管８０は燃料制御装置５４の出口６４、液圧式
ステータベーンコントローラ４０、第三の熱交換
器７８、燃料制御装置５４の入口６６と連通接続
されている。尚この導管８０はフイルタ６８の上
流側又は下流側若しくはポンプ５２の下流側にて
燃料導管５８の上流側部分を経て燃料制御装置５
４の入口と流体的に連通接続されてもよい。

発電機４６のための冷却系４８はその冷却流体
より冷却空気へ熱を伝達する第四の熱交換器８２
の如き手段を含んでいる。フアンバイパスダクト
１８と第四の熱交換器８２との間には導管８４が
延在しており、第四の熱交換器８２を冷却空気源
と流体的に連通接続している。冷却空気は熱交換
器８２より吐出され、ナセルフアンコンパートメ
ント１４又はナセルコアコンパートメント１６の
如きナセルコンパートメント内へ排出されるよう
になつている。導管８４には該導管内を流れるフ
アン空気の流量を制御する弁８６が設けられてお
り、該弁は発電機４６よりの吐出点に於ける冷却
４８内の冷却流体の温度（Toil）に応答するよ
うになつている。冷却系４８内の冷却流体を循環
させる手段８８が設けられており、この手段はポ
ンプ（図示せず）と導管９０とを含んでいる。尚
この場合、ポンプは発電機４６の一部であつてよ
い。また上述の冷却流体循環装置８８は冷却流体
を発電機４６、第四の熱交換器８２、第三の熱交
換器７８、第二の熱交換器７６と流体的及び熱交
換的に連通接続させるために使用されている。ま
た冷却流体循環装置８８はバイパス導管９２を含
んでおり、このバイパス導管は第三の熱交換器７
８の入口及び出口を接続し、過剰の熱が燃料へ伝
達されることを阻止するようになつている。導管
９０には燃料再循環系４２内の燃料の温度
（Tfu）に応答する弁９４が設けられており、こ
の弁は第三の熱交換器７８内を流れる冷却流体の
流量を制御するようになつている。第二のバイパ
ス導管９６が第二の熱交換器７６の入口ポートと
吐出ポートを接続しており、エンジンの冷間始動
時に冷却流体より熱が失われることを防止するよ
うになつている。また導管９０には冷却流体及び
冷却系の温度（Tfl）に応答する弁９８が設けら
れており、この弁は第二のバイパス導管９６を経
て第二熱交換器７６を迂回して流れる冷却流体の
流量を制御するようになつている。

ガスタービンエンジンの作動中、空気である作
動媒体ガスがガスタービンエンジン内へ導入さ
れ、圧縮機セクシヨン２６内に於て圧縮されるこ
とにより、作動媒体ガスの温度及び圧力が上昇せ
しめられる。次いで作動媒体ガスは燃焼セクシヨ
ン２８へ供給される。燃料タンク５０からの燃料
が燃料ノズル５６により燃焼セクシヨン２８内へ
噴射される。これらの燃料及び作動媒体ガスは互
いに混合され燃焼されて、作動媒体ガスの温度が
昇温し、作動媒体ガスはタービンセクシヨン３０
内に於て膨張せしめられ、エンジンが取付けられ
ている航空機を推進させる。

エンジンの運動する構成要素は、エンジンオイ
ル系４４を経てそれらの構成要素へ供給されるエ
ンジンオイルにより潤滑される。エンジンオイル
は各部材間の摩擦を低減するが、摩擦を完全に排
除する訳ではない。かかる摩擦により発生された
熱はエンジンオイルへ伝達され、そのエンジンオ
イルにより第一の熱交換器７４へ伝達される。そ
してその熱はエンジンオイルより燃料供給系３２
を経て燃料ノズル５６へ至る燃料へ伝達される。
また発電機４６によつても熱が発生される。かか
る熱は主に航空機用の電力を発生させる際に於け
る発電機構成要素の抵抗熱により生じ、副次的に
発電機の運転及び冷却流体のポンプ送りに伴う機
械的摩擦や粘性摩擦により生じる。かかる熱は冷
却系４８を経て流れる冷却流体へ伝達される。エ
ンジンの軸受については、冷却流体は潤滑オイル
であることが好ましい。冷却流体が発電機４６を
通過した後に於ては、その冷却流体からの熱は大
抵の運転条件下に於て第二の熱交換器７６を経て
燃料供給系３２の下流側部分６２内の燃焼燃料へ
伝達され、また第三の熱交換器７８を経て燃料再
循環系４２内の加圧された燃料へ伝達される。加
圧された燃料は燃料制御装置５４へ流れる。従つ
て燃料より燃料制御装置５４へ熱が伝達される。

低出力運転時には、下流側部分６２内の第一及
び第二の熱交換器７４，７６を通過する燃焼燃料
の流量は高出力運転時の場合に比して大きく低減
される。エンジンの高温の潤滑オイルより第一の
熱交換器７４を経て低出力運転時に於ける低流量
の燃焼燃料へ伝達される熱は燃料の温度を大きく
上昇させる。従つて低出力運転時に於ては、燃料
の温度が高くなり、第二の熱交換器７６が発電機
４６を通過する冷却流体より熱を除去する能力が
低下する。第三の熱交換器７８を経て燃料再循環
系４２内の燃料へ熱を伝達させることにより、第
四の熱交換器８２を使用する必要性が低減され、
大抵の場合その必要性が排除される。このこと
は、第四の熱交換器８２が冷却流体よりエンジン
の圧縮セクシヨンより流れる作動媒体ガスへ熱を
伝達させるために使用されているので、重要であ
る。例えば二次流路２０から作動媒体ガスの一部
が抜き取られるので、エンジンの効率が低下す
る。

高高度低出力運転時には、第三の熱交換器７８
を使用することも重要である。即ち高高度運転時
には、燃料タンク５０から流れる燃料は−65〓
（−53℃）程度の低温状態にある。燃料内に水分
が存在すれば、燃料内に氷が発生する。冷却系４
８内の冷却流体より再循環された燃料へ熱が伝達
されることにより、大抵の低出力運転条件下に於
て燃料制御装置内に氷が発生することが阻止され
る。また再循環された燃料は第三の熱交換器７８
から受けた熱をフイルタ６８へ流入する燃料へ搬
送する。この熱は、フイルタ６８上にワツクス状
のパラフインが付着することを防止し、従つてパ
ラフインの蓄積などに伴うフイルタの性能の低下
を回避する温度にまで燃料を温める。かくして第
三の熱交換器７８を使用することにより、燃料を
加熱すべく一次流路２２より熱交換器７０へ分流
された高温の作動媒体ガスを使用する必要性が低
出力運転時に於ては排除され、また高出力運転時
に於ては低減される。要するに、発電機４６より
燃料制御装置５４へ熱を伝達させ、これにより燃
料制御装置内に氷が発生することを防止し且低燃
料流量に於ても発電機４６を冷却させることによ
り、低出力運転時に於けるエンジンの熱平衡が維
持される。

高出力運転時に於ては、低出力運転時に比べ単
位時間当りより多量の熱が、エンジンオイル系４
４を経てエンジン内を流れる潤滑オイルにより冷
却されるエンジン構成要素により発生される。巡
航運転状態より飛行アイドリングへの出力低下の
場合の如く出力が急激に低下された場合は、その
ことによつて燃料供給系３２の下流側部分６２内
の第一及び第二の熱交換器７４，７６を流れる燃
料の流量が低減される。短時間の経過の後には、
エンジンの各構成要素及びエンジンオイル中に蓄
積した多量の熱が燃料流量の低減された第一の熱
交換器７４を経て除去されなければならなくな
る。従つて、燃料の温度は急激に上昇し、遂には
発電機４６のための冷却系４８内を流れる冷却流
体の温度以上となる。このことにより第二の熱交
換器７６を経て冷却流体へ熱が伝達されることと
なる。かくして短時間経過した後には、冷却流体
は燃料に熱を与えるのではなく、第二の熱交換器
７６を通過する燃料より熱を受ける。第三の熱交
換器７８を使用することにより、燃料供給系３２
の下流側部分６２よりの熱が冷却流体より燃料供
給系３２の上流側部分６０へ戻される。かくして
熱を燃料に戻すことにより、エンジンの出力が急
激に低下せしめられることにより生じる冷却流体
の温度及び熱容量に及ぼす過渡的影響が最小限に
抑えられ、このことは上述の燃料制御装置５４及
びフイルタ６８に有用な効果をもたらす。更に、
第三の熱交換器７８を使用することにより、過渡
的期間中に冷却流体より熱を除去するためにエン
ジンの効率低下をきたす第四の熱交換器８２を使
用する必要性が低減される。

以上に於ては本発明を特定の実施例について詳
細に説明したが、本発明はかかる実施例に限定さ
れるものではなく、本発明の範囲内にて種々の実
施例が可能であることは当業者にとつて明らかで
あろう。

【図面の簡単な説明】

第１図はエンジン及びその付属装置の一部を図
示すべくフアンコンパートメント及びコアコンパ
ートメントの一部が破断された状態にて、航空機
ナセル内に装着されたターボフアン型の軸流型ガ
スタービンエンジンを示す解図的斜視図である。
第２図はガスタービンエンジンの一次流路及び二
次流路、及びガスタービンエンジンの周りのナセ
ルコアコンパートメント内に配置された付属装置
の一部を示す解図的断面図である。第３図は燃料
供給系、燃料再循環系、及び発電機のための冷却
系の一部を示す解図である。 １０……ガスタービンエンジン、１２……ナセ
ル、１４……フアンコンパートメント、１６……
コアコンパートメント、１８……バイパスダク
ト、２０……二次流路、２０′……作動媒体ガス、
２２……一次流路、２４……フアンセクシヨン、
２６……圧縮機セクシヨン、２８……燃焼セクシ
ヨン、３０……タービンセクシヨン、３２……燃
料供給系、３４……ロータ構成要素、３６……ス
テータ構成要素、３８……ステータベーン、４０
……ステータベーンコントローラ、４２……燃料
再循環系、４４……エンジンオイル系、４６……
発電機、４８……冷却系、５０……燃料タンク、
５２……主燃料ポンプ、５４……燃料制御装置、
５６……燃料ノズル、５８……燃料導管、６０…
…上流側部分、６２……下流側部分、６４……出
口、６６……入口、６８……フイルタ、７０……
熱交換器、７２……弁、７４……第一の熱交換
器、７６……第二の熱交換器、７８……第三の熱
交換器、８０……導管、８２……第四の熱交換
器、８４……導管、８６……弁、８８……冷却流
体循環装置、９０……導管、９２……バイパス導
管、９４……弁、９６……第二のバイパス導管、
９８……弁。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 動力を発生させるために第一の燃料部分が燃
   焼される燃焼部を有し所定の運転条件下では水の
   凝固点よりも低い温度にある燃料を供給する燃料
   供給装置を有し可変運転条件にて運転されるガス
   タービンエンジンであつて、前記燃料供給装置内
   の燃料流量を制御するために入口と出口を有する
   燃料制御装置が使用され且電力を発生させる発電
   機がエンジンによつて駆動されているガスタービ
   ンエンジンの熱平衡を維持する方法にして、 前記発電機からの熱を前記燃料供給装置内の第
   二の燃料部分へ伝達させて前記燃料を加熱し且前
   記発電機を冷却しそれによつて前記発電機で発生
   した熱を前記燃料制御装置に伝達させることと、 前記燃料制御装置を加熱して前記燃料制御装置
   内に氷が発生することを防止するために前記加熱
   された燃料の全てを前記燃料制御装置の入口から
   前記燃料制御装置内を経由して前記燃料制御装置
   の出口まで流すことと、 前記第一の燃料部分より多く且前記第二の燃料
   部分よりも多い量の燃料を前記燃料制御装置を通
   過して流すことと、 を含むことを特徴とする方法。 ２ 動力を発生させるために燃料が燃焼される燃
   焼部を有し低出力にて運転される軸流型のガスタ
   ービンエンジンであつて、前記燃焼部に燃料を供
   給するために燃料供給装置が使われており前記燃
   料供給装置を通る燃料流量を制御するために前記
   燃料供給装置内に入口及び出口を有する燃料制御
   装置が使われており前記ガスタービンエンジン内
   を循環するオイルから前記燃料に熱を伝達するこ
   とによつてオイルを冷却するために前記燃料制御
   装置の下流の燃料供給装置内に設けられたエンジ
   ンオイル用熱交換器が使用されており電力と廃熱
   を発生させるために前記ガスタービンエンジンに
   よつて駆動される発電機が使用されているガスタ
   ービンエンジンの熱平衡を維持する方法にして、 前記発電機から冷却流体へ熱を伝達させること
   と、 前記エンジンオイル用熱交換器の下流に於て前
   記冷却流体と前記燃料供給装置の間で熱を伝達さ
   せることと、 前記燃料制御装置を通る燃料の一部分を前記エ
   ンジンオイル用熱交換器と前記燃料制御装置との
   間の一点から前記燃料制御装置の上流の一点にま
   で再循環させることと、 前記冷却流体から前記再循環する燃料へ熱を伝
   達させることと、 を含んでおり、出力が急激に減小するとき前記冷
   却流体から前記燃料制御装置の上流の燃料へ熱を
   伝達させることによつて前記燃料制御装置の下流
   の燃料から前記冷却流体への過渡的な熱移動によ
   る前記冷却流体の温度に及ぼす影響を減小させる
   ことを特徴とする方法。 ３ フアンから加圧空気を排出するためのフアン
   バイパスダクトを有し、入口と出口を有する燃料
   制御装置によつて燃料消費量が制御され、エンジ
   ン用ベアリングが使われており、前記エンジン用
   ベアリングを潤滑するためにエンジンオイルが使
   われ、電力を発生し且過剰な熱を発生する発電機
   が冷却流体によつて冷却されるように構成されて
   いるターボフアン型ガスタービンエンジンにし
   て、 (イ) 燃料供給系であつて、 (イ‐1) 前記燃料制御装置の前記入口と流体的に
   連通している上流側部分と、 (イ‐2) 前記燃料制御装置の前記出口と流体的に
   連通している下流側部分であつて、前記エン
   ジンオイルからの熱を前記燃料へ伝達するた
   めに前記燃料供給系の前記下流部分と流体的
   に連通している第一の熱交換器と、前記冷却
   流体と前記燃料との間で熱を伝達するために
   前記燃料供給系の前記下流側部分と流体的に
   連通している第二の熱交換器とを含む下流側
   部分と、 を含む燃料供給系と、 (ロ) 燃料再循環系であつて、 (ロ‐1) 前記燃料供給系の前記下流側部分と前記
   燃料供給系の前記上流側部分との間に延在し
   加圧された流体を再循環させるための導管
   と、 (ロ‐2) 前記燃料再循環系の前記導管と流体的に
   連通している液圧式ステータベーンコントロ
   ーラと、 (ロ‐3) 前記冷却流体から前記再循環された燃料
   へ熱を伝達するために前記燃料再循環系の前
   記導管と流体的に連通している第三の熱交換
   器と、 を含む燃料再循環系と、 (ハ) 前記発電機のための冷却系であつて、 (ハ‐1) 前記冷却流体からフアン空気へ熱を伝達
   するための第四の熱交換器と、 (ハ‐2) 前記フアンバイパスダクトから前記第四
   の熱交換器へフアン空気を導く導管と、 (ハ‐3) 前記発電機と前記第四の熱交換器と前記
   第三の熱交換器と前記第二の熱交換器と流体
   的に連結されており且熱交換関係を有する流
   体を冷却するための導管と、 を含む冷却系と、 を含んでおり、前記第三の熱交換器によつて前記
   冷却流体からの熱が前記燃料供給系の前記上流側
   部分の燃料へ伝達され、それによつて前記ガスタ
   ービンエンジンの出力設定が急激に低下するとき
   前記燃料供給系の前記下流側部分に於て前記エン
   ジンオイルより前記第一の熱交換器及び前記第二
   の熱交換器を経て前記冷却流体へ伝達される熱に
   よる過渡的な影響を最小化するよう構成されてい
   ることを特徴とするガスタービンエンジン。 ４ 動力を発生させるために水分子を含む燃料が
   燃焼され且燃料流量が入口及び出口を有する燃料
   制御装置によつて制御され、エンジンによつて駆
   動される発電機によつて熱が発生するよう構成さ
   れているガスタービンエンジンにして、 前記発電機から前記燃料制御御装置へ熱を伝達
   させる装置であつて、 前記発電機と熱交換関係にて接続された熱交換
   器と、 前記燃料制御装置を通る燃料を加圧するための
   燃料ポンプと、 前記燃料制御装置の出口と前記熱交換器と前記
   燃料制御装置の入口と流体的に連結された前記加
   圧された燃料を再循環させるための導管であつ
   て、前記導管を通る再循環された燃料が前記熱交
   換器を通るとき前記発電機からの熱を受入れ、前
   記燃料が前記燃料制御装置を通るとき前記燃料制
   御装置に熱を伝達しそれによつて前記燃料制御装
   置に於て氷の形成が防止され且前記発電機が冷却
   されるよう構成されている導管と、 を含む装置を含むことを特徴とするガスタービン
   エンジン。