JPS64564B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はガスタービンエンジンに関し、特に、
回転機械部と外側シユラウドまたはシールとの間
の間隙制御に関する。

現代のガスタービンエンジンの性能を向上させ
るため、ガスタービンの熱気の漏れを減らすこと
によつて燃焼ガスのエネルギーをむだなく利用す
ることをめざして多くの開発がなされてきた。こ
のような漏洩区域の一つはタービン動翼の先端と
タービン隔室の外側シユラウドまたはシールとの
間であり、この区域の漏れはタービン効率のかな
りの損失をひき起こしそして燃料消費量を増大さ
せる。この漏れは、外側シユラウドまたはシール
を囲みかつ支持するタービンケースを冷却する制
御された手段をエンジンに設ければ減らすことが
できる。タービンケースを内部または外部手段に
よつて冷却すると、タービン動翼の先端の周辺に
熱収縮が生じ、動翼先端間隙が減る。この方法は
通常当業者に間隙制御として知られ、エンジンの
性能を高めるために航空機用先進エンジンに現在
導入されつつあるものである。

冷却空気流をタービンケースに向けるための間
隙制御系はガスタービンの性能を高めるが、この
冷却空気流を調節して間隙制御を変えることによ
つてさらに大きな利益が得られる。エンジンは
様々な回転速度と温度で作動するので、間隙制御
を行わないエンジンのタービン動翼と外側シユラ
ウドまたはシールとの間隙は動翼の回転およびエ
ンジン内のガス温度の変化と共に変わる。エンジ
ンの性能を最大にするには、様々なエンジン運転
中動翼とシユラウドとの間隙を最小値に保つこと
が望ましい。エンジンケースに向けられる冷却空
気の量を変えそして冷却空気量を当面するエンジ
ン運転状態と整合することによつて間隙を少なく
することができる。

間隙制御装置と、エンジン系における、低温で
有利となる他の装置または空間とに冷却空気流を
選択的に分配することにより、エンジンの運転を
さらに改良することができる。

簡略に述べると、本発明の装置態様において
は、ガスタービンエンジンに、タービンケースと
その内側のタービン回転機械部との間隙を制御す
るために冷却空気をタービンケースに設けた間隙
制御装置に導く手段を設ける。冷却空気は圧縮機
部からケース冷却流路を通つて供給される。ケー
ス冷却流路にはバイパス流路に連結された締切り
手段が設けられ、様々な量の冷却空気流部分を、
冷却空気流によつて有利となるエンジン隔室内の
他の区域に転向させ得る。間隙制御を変える機能
は、転向してバイパス流路を通る冷却空気の流量
を変えることによつて達成される。

本発明の一実施態様では、ケース冷却流路とバ
イパス流路の両方に冷却空気流制御用の弁が設け
られ、他の実施態様では、バイパス流路だけにこ
のような弁が設けられる。本発明を航空機エンジ
ンに適用する場合、バイパス流路に設けた弁は大
気圧測定装置に応動する。その目的は、航空機巡
航を含む高高度運転中に弁を閉ざすことにより冷
却空気のすべてまたはほとんどがケース冷却流路
を通つて間隙制御装置に達し間隙を減少させるよ
うにすることである。低高度では、バイパス流路
弁は開かれて冷却空気のかなりの部分を転向さ
せ、この転向空気はバイパス流路を通つてエンジ
ン隔室空間に流入し、様々なエンジン構成部品の
冷却と通気に役立つ。バイパス流路弁の開度を調
節すれば、抽出される冷却空気の流量を変えるこ
とができ、従つて、間隙制御装置への流れをさら
に変えることができる。ケース冷却流路内の弁は
回転速度のようなエンジンパラメータに応動し、
エンジンがアイドリング速度またはそれに近い速
度で作動する時ケース冷却空気流量を低い値また
はゼロにするように閉ざされる。なぜなら、この
時この運転状態からの変速は、タービン回転機械
部とタービンケースとの間に摩擦を起こすことな
く比較的短時間でなされ得るからである。

本発明の方法態様においては、間隙制御をかえ
るために、間隙制御流路から冷却空気流の一部分
と冷却空気を要するエンジン隔室の他域に転向さ
せる。この冷却空気の転向は、間隙を減らすこと
が望ましくないような適当な運転期間中、例え
ば、エンジンのアイドリング中または減速中に行
われる。

第１図は航空機用ガスターボフアンエンジン１
０に適用した本発明の一実施例を示す。本例で
は、エンジン１０の前部に配置したフアン１２か
ら出たバイパス空気から冷却空気が抽出される。
フアン１２は、比較的低温で、フアンの下流にあ
るタービンケースの冷却に好適な、十分に圧縮さ
れた空気の供給源として便利である。本発明を航
空機用ターボフアンエンジン以外のエンジンに適
用する場合、冷却空気はエンジンの圧縮機部か
ら、好ましくは、圧縮機の前段から抽出され得
る。

間隙制御 上記の冷却用圧縮空気はケース冷却流路１４を
通り、間隙制御のために冷却空気流を利用するエ
ンジン部分に設けられた間隙制御装置１５に達す
る。第１図に示す本発明の実施例では、エンジン
の冷却される部分はタービンケース１６であり、
このタービンケースはタービン動翼と、タービン
ケース内にあつて動翼を囲むタービンシユラウド
との間隙を変えるために冷却される。冷却空気は
タービンケース１６を囲む一連の管１８を通つて
タービンケースの周囲に導かれる。

第２図、すなわち、間隙制御装置１５の一部分
の断面図にはタービンケース１６とその周囲の管
１８が示されている。タービンケース１６を冷却
して間隙を減らすために、冷却空気が管１８の穴
１９を通つてケース１６の周面に衝突し、これに
よりケース１６とタービンシユラウド２２が収縮
して間隙を減らす。

この技術による間隙の減少は広範なエンジン速
度に対して役立つ。タービンケース１６の内側で
は高温のタービンガスが下流方向に流れてタービ
ン動翼２０を高速で回転させる。この回転により
動翼２０に半径方向の弾性膨張が生ずる。また、
タービンガスの高温により動翼が熱膨張する。エ
ンジン速度が高まるにつれ、半径方向弾性膨張と
熱膨張の効果が合わさつて、動翼２０の先端が半
径方向外方に膨張し、通常タービンシユラウドと
呼ばれる、動翼を囲むケース１６の部分との間隙
を減らす。しかし、エンジンの高速運転を続ける
と、タービンケース１６は温度が高くなつて半径
方向に膨張し、その結果、動翼２０とシユラウド
２２との間隙が増加する。

一般的な目標は、タービン動翼２０の先端とタ
ービンシユラウド２２との間隙を最小にすること
であるが、これは摩擦を防ぐような仕方で行われ
なければならない。摩擦の発生の可能性はエンジ
ンの運転方式によつて異なる。エンジンの運転方
式は基本的に３種あり、これらは間隙制御装置１
５の管１８を基本的に３段階の流量の冷却空気流
が通ることを必要とする。

第１に、エンジンはアイドリング速度、すなわ
ち比較的低い速度で運転される。これは、タービ
ン動翼２０を横切つて流れるタービンガスのエネ
ルギーを十分に利用することにほとんどあるいは
まつたく重点が置かれていない時である。この方
式では、タービン動翼２０の先端とシユラウド２
２との間隙を減らすことは比較的重要ではない。
従つて、間隙制御装置１５には間隙減少用の冷却
空気をほとんどあるいはまつたく供給しないでよ
い。

第２に、エンジンはフルスロツトル方式で運転
され、最大エンジン出力を発生する。フルスロツ
トルの時は、エンジンの性能と推力を高めるため
に動翼２０とシユラウド２２の間隙を少なくする
ことが望ましい。しかし、タービンケース１６は
高温タービンガスから幾分絶縁されているので、
フルスロツトル運転への変速中、タービンケース
１６は依然として比較的低温であり、十分に膨張
していない。従つて、動翼先端に摩擦を起こすこ
となく間隙を減らすためには間隙制御装置１５へ
公称流量または規制流量の冷却空気を供給するこ
とが望ましい。

第３方式は、エンジンが航空機巡航時のように
定常状態または比較的安定した状態でアイドリン
グ速度より高い回転速度で運転される時であり、
この時、タービンケース１６は十分に加熱されて
おりかつ半径方向に十分に膨張しているので、間
隙は比較的大きくなつている。この方式の運転中
最も有利な状態は、タービンケース１６に比較的
多量の冷却空気を供給してタービンケースとター
ビンシユラウド２２を冷却し、これによりタービ
ンシユラウドをかなり収縮させて動翼とシユラウ
ドとの間隙を減らすことである。この高程度のケ
ース冷却は、原動力を動翼に伝達せずに動翼の先
端を周つて逃げる高温ガスの量を極めて少なくす
る。この間隙減少により、ガスのほとんどすべて
が原動力をタービンに伝達し、エンジンの効率を
高める。

本発明の目的は、ケース冷却空気の流量を変え
てタービンケース１６の収縮をタービン動翼２０
の半径方向膨縮に整合し、かくして広範なエンジ
ン運転中動翼とシユラウドとの間に少ない間隙を
保つことである。

第１実施例 第１図を再び参照するに、バイパス流路３０が
冷却空気源と冷却管１８との間の１箇所において
ケース冷却流路１４に直接連結されている。この
バイパス流路３０は、ケース冷却流路１４から冷
却空気流の一部分を転向させかつこの転向冷却空
気部分を、冷却空気を必要とするエンジン隔室内
の他のエンジン構成部品または空間に導くために
設けられている。バイパス流路３０はタービンケ
ース１６へ向かう冷却空気の流量を減らす手段と
して望ましい。なぜなら、冷却空気の転向部分を
エンジン内で利用し得るからである。便利なこと
に、本発明を航空機エンジンに適用する代表的な
場合には、転向する冷却空気部分は低高度と高い
周囲温度での高スロツトル状態中様々なエンジン
構成部を冷却するのに特に望ましい。これは、タ
ービンケース１６における間隙制御のために最大
量の冷却空気を用いる必要がない時のエンジン運
転に相当する。

バイパス流路３０に入る冷却空気の流量はバイ
パス流路弁３２によつて制御される。タービンケ
ース１６に最大流量の冷却空気が必要な時は、バ
イパス流路弁３２が閉ざされ、バイパス流路３０
を通る転向空気は無くなる。ケース冷却流路１４
と空気供給系の残部の寸法は、最大流量状態中間
隙制御装置１５のケース冷却管１８に有効量の空
気流が十分な圧力で入ることを確保するように定
められている。タービンケース１６への冷却空気
流量は、バイパス流路弁３２を開いて冷却空気の
一部分をバイパス流路３０に流すことによつて公
称値に減らされる。バイパス流路弁３２はエンジ
ンの圧縮機部から圧縮機空気流路３４を通る圧縮
空気によつて制御される。第１図に示す実施例で
は、圧縮機空気流路３４を通る流れは、大気圧応
答制御弁３８と直列に連通されたエンジン速度応
答制御弁３６によつて制御される。大気圧応答制
御弁３８は、気圧計３７に結合されて、大気圧の
関数として位置を変えるアネロイド装置である。
大気圧応答制御弁３８は所定高度で完全に開き、
従つて、圧縮空気は開いた弁３８と高圧流路３４
を通つてバイパス流路弁３２を閉位置に動かし得
る。弁３２が閉ざされると、ケース冷却流路１４
を流れている冷却空気はすべてバイパス流路３０
に入らずに流れ続けて間隙制御装置１５に入り、
航空機の高高度巡航中タービンケース１６を冷却
する。

大気圧応答制御弁３８が高度に応動するのに対
し、エンジン速度応答制御弁３６は１種のエンジ
ンパラメータに応じてバイパス流路弁３２の位置
を変えるために設けられている、本発明の一実施
例においてこの機能を発揮させるため、エンジン
速度応答制御弁３６はエンジン圧縮機の可変静翼
制御装置の作動アーム３９に機械的に連結されて
いる。エンジン静翼の位置は、本発明の一部を構
成しない独立機構によつてエンジン速度の関数と
して変えられ、これらの機構により、作動アーム
３９はエンジン速度に直接応答してエンジンに対
する位置を変える。作動アーム３９は弁３６を機
械的に開くようエンジン速度応答制御弁３６に連
結されている。

弁３６を操作する他の手段、例えば、エンジン
速度に適切に関係するエンジンからの圧力信号ま
たは温度信号を利用し得る。弁３６が中程度また
は高いエンジン速度で開いている時、大気圧に応
動する弁３８はバイパス弁３２に対する唯一の制
御手段となり、弁３２を前述のように機能させ
る。逆に、比較的低いエンジン速度では、弁３６
が閉じ、エンジンの低速運転またはアイドリング
の時に弁３８の効果を皆無にしそして高圧空気流
路３４を通る圧縮機空気流を遮断する。弁３６の
こうした作用により、バイパス流路弁３２はその
休止開位置に戻つて冷却空気流をケース冷却流路
１４から転向させる。従つて、エンジン速度が低
く、エンジン構成部の効率が比較的重要でない
時、冷却空気は大気圧応答制御弁３８によつて間
隙制御装置１５から転向し得、間隙を増大させて
タービン動翼とタービンシユラウド間の摩擦を防
止する。

本実施例の他の態様では、弁３２は可変位置弁
であり、その開口の寸法はエンジン速度応答制御
弁３６によつて制御される。通常、弁３２の開口
の寸法はエンジン速度に反比例し、エンジン速度
が高まるにつれて、間隙制御装置１５への流量を
増加させる。

制御系は任意に取捨し得る別の特徴を備える。
それは第１図において高圧空気流路３４の分岐流
路に設けた弁４２によつて代表されるものであ
る。この弁４２は消火剤供給路４３に連通され、
火災の場合、消火剤がエンジン隔室に注入されつ
つある間バイパス流路弁３２を自動的に閉ざす。
弁４２は一方弁であり、この弁により、消火剤か
らの圧力が弁３２を自動的に閉ざし、弁３２の作
用が消火系に影響を与えないようにする。火災中
のバイパス流路３０内の空気の遮断は、この潜在
酸素源を火災域から隔絶することになる。

代替実施例 第３図は本発明の代替実施例を示す。本例で
は、間隙制御装置への冷却空気流を制御する手段
は第１図に示す実施例のものと異なる。第３図に
示す実施例の主な違いは、ケース冷却流路弁５０
をバイパス流路３０と間隙制御装置１５との間の
１箇所においてケース冷却流路１４に設けたこと
である。このケース冷却流路弁５０はケース冷却
流路１４を通る空気流を止めるため、あるいはそ
の空気の流量を非常に低いエンジン速度またはア
イドリング速度の期間中非常に低い値に減らすた
めに設けられている。前述のように、エンジンア
イドリング中はエンジン性能は軽視され、そして
低速からのエンジン加速中動翼２０がタービンシ
ユラウド２２と摩擦を起こすことを防止すること
の方が、その運転状態においてエンジン性能を高
めることよりはるかに望ましい。

本実施例の改変例では、ケース冷却流路弁５０
は可変開口弁でよく、ケース冷却流路１４を通つ
て間隙制御装置１５に向かう冷却空気流を直接制
御するために使用され得る。本発明のこの態様は
エンジン高度を考慮することなく間隙を単にエン
ジン速度の一フアクタとして制御すべき時に特に
望ましい。

第３図に示す装置の作用について説明すると、
バイパス流路弁３２を閉ざしかつケース冷却流路
弁５０を開くことによつて最大流量の空気流が間
隙制御装置１５に送給される。ケース冷却流路弁
５０とバイパス流路弁３２の両方を開くことによ
り、ケース冷却流路１４を通る冷却空気の流量は
中間または中程度の値となる。弁３２を開くと、
ケース冷却流路１４を通る冷却空気流の一部分が
転向してバイパス流路３０を通る。この転向冷却
流はその後、第１図に関して述べたように、冷却
空気流によつて有利となるエンジン隔室内の他の
空間域に向けられる。ケース冷却流路１４を通る
空気のこの中間流量範囲では、ケース冷却流路弁
５０の開度を調節することによつて空気流量をさ
らに調節し得、これにより様々な流量の冷却空気
流が弁５０を通つて間隙制御装置１５に流入す
る。最後に、ケース冷却流路弁すなわち主管弁５
０を閉ざすことにより、ケース冷却流路１４を通
る空気の流量は極めて少なくなるかゼロになる。

第３図に示す装置を航空機エンジンで使用する
場合、冷却空気は、通常の巡航状態を含む航空機
の高高度飛行中最大流量でケース冷却流路１４を
通つて間隙制御装置１５へ供給される。この方式
の運転は、陸上または海上原動機の高スロツトル
定常運転に相当し、このような定常運転でも最大
流量の冷却空気が間隙制御装置に供給される。冷
却空気流は、航空機用原動機の低高度運転中、ま
たはそれに相当する陸上あるいは海上原動機の比
較的低出力の運転中、中間流量または公称流量で
供給される。最後に、エンジンのアイドリング
中、および大きな過渡的伝熱がタービン動翼とそ
の周囲のシユラウドとの摩擦接触を最もひき起こ
しやすい、フルスロツトル運転への移行開始中
は、冷却空気流は非常に少ない流量で間隙制御装
置１５に供給されるかまたは遮断される。間隙制
御装置のこれら３種の主要作用方式により、エン
ジンは、動翼とその周囲の構造体との摩擦接触を
ひき起こす状態を発生させることなくエンジン速
度の全範囲にわたつて比較的少ない動翼先端間隙
を保ちながら作動し得る。

前述のように、タービン制御を最も良く冷却す
るには、ケース冷却流路弁５０が開かれるととも
にバイパス流路弁３２が閉ざされる。ケース冷却
流路弁５０はエンジン速度応答制御弁３６によつ
て制御される。エンジン速度制御弁３６は作動ア
ーム３９に機械的に連通され、第１図に関して既
に述べたようにエンジン速度に応動する。エンジ
ン速度が中程度または高い時は、エンジン速度応
答制御弁３６によつてケース冷却流路弁５０がそ
の常閉休止位置から開位置に移るので、冷却空気
が間隙制御装置１５に流れ、かくして間隙制御装
置はエンジン出力設定値が高い間、例えば、航空
機巡航中間隙を減らす。これに対応して、バイパ
ス流路弁３２は航空機巡航中、冷却空気が間隙制
御装置１５への流路から転向することを阻止する
かまたは大いに制限する。バイパス弁３２は大気
圧応答制御弁３８によつて操作される。弁３８は
航空機が所定高度を超えた時はいつでもバイパス
弁３２を閉ざすように働く。バイパス弁３２はそ
の休止位置において開いている。大気圧応答制御
弁３８は、気圧計３７によつて検知された大気圧
により航空機が所定高度以上にあることが示され
た時はいつでも圧縮空気が圧縮機空気流路３３を
通つて弁３２に達することを許容することによつ
て弁３２を閉ざす。

本発明は巡航運転中最大量の冷却空気を間隙制
御装置１５に供給するように構成されているが、
エンジン運転のある期間中、例えば、低高度運転
中または出力の比較的低い運転中は、流量を中間
値に減らすことが望ましい。バイパス流路弁３２
を開くことによつて中程度の流量が得られる。本
発明を第３図に示すように航空機エンジンに適用
する場合、空気流量の低減は大気圧応答制御弁３
８によつて部分的に達成される。弁３８は航空機
が所定高度以下である時バイパス弁３２をその休
止開位置に保つ。バイパス弁３２が開いている時
は、ケース冷却流路１４を通る冷却空気流のかな
りの部分が転向してバイパス流路３０を通り、エ
ンジン隔室装置を冷却する。これは特に、周囲空
気が比較的高温である低高度で行われる。前述の
ごとく、エンジン速度の変化に応じてケース冷却
流路弁５０の開度を変えるこそによつて空気流量
をさらに減らすことが可能である。

第３作用方式は、エンジンが非常に低い速度ま
たはアイドリング速度で作動している時に適用す
るのが望ましい。この方式では、ケース冷却流路
弁５０はエンジン速度応答制御弁３６によつて閉
ざされ、これにより間隙制御装置１５に達する冷
却空気は極めてわずかか皆無となる。バイパス流
路弁３２の位置は高度に依存し、航空機が地上に
あつて正常なアイドリング状態にある時開位置と
なり、その結果空気流の過剰分がバイパス流路３
０を通つて他のエンジン区域に向けられる。

エンジン運転の方式にかかわらず、本発明はス
ロツトルバーストに対する備えを包含する。スロ
ツトルバーストの時は、エンジンは回転速度を急
速に増しつつありそして大きな過渡的伝熱がエン
ジンのタービン部に生じつつある。こうした状態
では第２図に示すタービン動翼２０は高速で回転
し、この高速回転は動翼の弾性変形をひき起こ
す。また、タービンガスが急速に高温になつてタ
ービン動翼をタービンシユラウド２２より急速に
膨張させる。なぜなら、動翼よりシユラウドの方
が質量が大きいからであり、かつまた動翼の方が
高温ガスに直接さらされる度合が多いからであ
る。タービン内のこれらの状態により、冷却空気
のタービンケース１６への衝突を、スロツトルバ
ースト開始後ある時間径過し、タービンケース１
６とタービンシユラウド２２の温度が高くなつて
シユラウドを熱膨張させるまで遅らせることが望
ましい。この遅れはケース冷却流路弁５０と高圧
空気流路３４が次のような構造、すなわち、弁５
０がただちに開かず時間遅れ式に徐々に開くよう
な構造になつていることによりもたらされる。本
発明の一実施例では、弁５０は弁操作信号の発生
開始後短時間、例えば、２，３秒経過するまで全
開しない。すなわち、スロツトルバーストが発生
しそして作動アーム３９がエンジン速度応答制御
弁３６を開くように働く時、ケース冷却流路弁５
０はスロツトルバースト開始後短時間経過するま
で全開せず、こうして動翼２０とシユラウド２２
間の摩擦のおそれを極めて少なくする。

また、第３図に示す実施例は、第１図に示す実
施例のように、エンジン隔室内の火災に対する備
えを有する。火災が生じた場合、第１図の実施例
におけると同様に、バイパス流路３０を通る空気
流を無くすることが望ましい。なぜなら、冷却空
気内の酸素が燃焼を助けそして冷却空気がエンジ
ン隔室内の火災を消すために導入されつつある消
火剤を希釈するおそれがあるからである。消火剤
流路内の圧力によつて操作される逆止め弁４２
が、大気圧応答制御弁３８とバイパス弁３２との
間の流路３３に連結された流路４４に設けられて
いる。

【図面の簡単な説明】

第１図は航空機用ガスターボフアンエンジンに
装備された本発明の一実施例の概略図、第２図は
第１図に示す型の間隙制御装置の一部分の拡大断
面図、第３図は航空機用ガスターボフアンエンジ
ンに用いられた本発明の代替実施例の概略図であ
る。 １０……ガスターボフアンエンジン、１４……
ケース冷却流路、１５……間隙制御装置、１６…
…タービンケース、１８……管、１９……穴、２
０……タービン動翼、２２……タービンシユラウ
ド、３０……バイパス流路、３２……バイパス流
路弁、３３，３４……圧縮機空気流路、３６……
エンジン速度応答制御弁、３７……気圧計、３８
……大気圧応答制御弁、３９……作動アーム、４
３……消火剤供給路、５０……ケース冷却流路
弁。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ エンジンケースと、その中に回転自在に支持
   された回転機械部と、この回転機械部を周方向に
   囲みかつ前記エンジンケースに取付けられた漏止
   め手段と、前記エンジンケースにそれを冷却する
   ための空気を導き、これによつて前記回転機械部
   と前記漏止め手段との間隙を制御する手段を包含
   する間隙制御装置とを有するガスタービンエンジ
   ンにおいて、前記エンジンケースに向けられる冷
   却空気の量を変える冷却空気制御手段が、前記冷
   却空気の一部分をケース冷却流路外へ転向させ
   て、前記間隙制御装置に供給される空気量を変え
   るために、前記ケース冷却流路と連通するバイパ
   ス流路を含み、前記バイパス流路に、冷却空気流
   を該バイパス流路に入れるのが適当なエンジン運
   転中に開かれるバイパス流路弁を設け、前記バイ
   パス流路弁が流体圧力によつて制御される該冷却
   制御手段と、前記エンジンに装備された圧縮消火
   材料源と、消火材料の放出中前記バイパス流路を
   閉ざすために前記圧縮消火材料源を前記バイパス
   流路弁に連結する圧力流路とを含む装置。 ２ 前記ケース冷却流路を通る冷却空気流を直接
   制御するために前記バイパス流路の下流において
   前記ケース冷却流路に設けられたケース冷却流路
   弁をさらに含む特許請求の範囲第１項記載の装
   置。 ３ 前記ケース冷却流路弁が所定エンジン速度以
   下で前記間隙制御装置への冷却空気流を実質的に
   無くするためにエンジン速度に応じて働く、特許
   請求の範囲第２項記載の装置。 ４ 前記ケース冷却流路弁の開度を制御するため
   に前記ケース冷却流路弁に圧縮空気を供給する空
   気流路と、この空気流路内の圧縮空気を通すか遮
   断することによつて前記ケース冷却流路弁の開閉
   を制御するためにエンジン速度応答装置によつて
   制御されるエンジン速度応答制御弁とをさらに含
   む特許請求の範囲第３項記載の装置。 ５ 前記エンジン速度応答制御弁が前記エンジン
   の圧縮機部の機械的可変静翼作動装置に連結さ
   れ、そしてこの可変静翼作動装置がエンジン速度
   に応じて状態を変えることによつて前記エンジン
   速度応答制御弁の開閉を制御する、特許請求の範
   囲第４項記載の装置。 ６ 前記バイパス流路弁が所定の大気圧以下で前
   記バイパス流路弁を閉ざすために大気圧に応じて
   働く、特許請求の範囲第１項、第２項または第５
   項に記載の装置。