(57)【要約】【課題】抽気を用いてオイルミストを被潤滑部材に供給するガスタービンのオイル供給装置において、余計な重量増加を防止する。【解決手段】航空機用ガスタービンのオイル供給装置は、前記ガスタービンの圧縮機に一端が連通し、前記被潤滑部材に向けられる噴射口が他端に設けられた潤滑用抽気管と、前記オイルが貯留されるオイルタンクと、前記オイルタンクに一端が連通し且つ他端が前記潤滑用抽気管に連通したオイル管と、前記オイル管の途中に介設され、前記オイルタンクから前記オイルを吸引して前記潤滑用抽気管の内部に向けて前記オイルを供給する電動ポンプと、を備える。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機用ガスタービンの被潤滑部材にオイルを供給するオイル供給装置であって、
前記ガスタービンの圧縮機に一端が連通し、前記被潤滑部材に向けられる噴射口が他端に設けられた潤滑用抽気管と、
前記オイルが貯留されるオイルタンクと、
前記オイルタンクに一端が連通し且つ他端が前記潤滑用抽気管に連通したオイル管と、
前記オイル管の途中に介設され、前記オイルタンクから前記オイルを吸引して前記潤滑用抽気管の内部に向けて前記オイルを供給する電動ポンプと、を備える、航空機用ガスタービンのオイル供給装置。
【請求項２】
加圧機構を更に備え、
前記オイルタンクは、前記オイルが貯留される油室を画定し且つ前記油室の容積を変化させるように変位可能な可動体を有し、
前記加圧機構は、前記油室の容積が減少する向きに前記可動体を押圧する、請求項１に記載の航空機用ガスタービンのオイル供給装置。
【請求項３】
前記オイルタンクは、前記油室と前記可動体で区切られた空気室を更に有し、
前記加圧機構は、前記圧縮機に一端が連通し且つ他端が前記空気室に連通したタンク用抽気管を有し、前記可動体に前記空気室側から抽気圧を付与する、請求項２に記載の航空機用ガスタービンのオイル供給装置。
【請求項４】
前記潤滑用抽気管を冷却する熱交換機構を更に備え、
前記熱交換機構は、
外気が通流する外気管と、
前記外気管と前記潤滑用抽気管とを互いに熱交換させる熱交換器と、
前記圧縮機に一端が連通し且つ他端が前記熱交換器より下流側にて前記外気管に連通した外気吸引用抽気管と、を有する、請求項１乃至３のいずれか１項に記載の航空機用ガスタービンのオイル供給装置。
【請求項５】
前記電動ポンプは、定量ポンプである、請求項１乃至４のいずれか１項に記載の航空機用ガスタービンのオイル供給装置。
【請求項６】
前記被潤滑部材は、前記航空機用ガスタービンの回転軸を回転自在に支持する軸受を含み、
前記潤滑用抽気管に対する前記オイル管の接続箇所は、前記回転軸の軸方向の前記圧縮機よりも下流側において前記ガスタービンのタービンの径方向外側に配置されている、請求項１乃至５のいずれか１項に記載の航空機用ガスタービンのオイル供給装置。
【請求項７】
前記電動ポンプは、前記ガスタービンの燃焼器よりも上流側に配置されている、請求項１乃至６のいずれか１項に記載の航空機用ガスタービンのオイル供給装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機用ガスタービンのオイル供給装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンの回転軸を支持する軸受は、オイルを継続的に供給して潤滑する必要がある。特許文献１に開示された装置では、軸受に向けられた外気管に対し、オイルタンクに接続された給油管の先端を貫入すると共に、ガスタービンの圧縮機から高圧の空気を抽出する抽気管の先端を貫入するように構成されている。この構成によれば、抽気の圧力効果により、外気が外気管に吸引されると共にオイルが外気管に吸引され、オイルミストが軸受に供給される。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特開２０１３−８３１５９号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
しかし、特許文献１の構成では、航空機エンジンとしてガスタービンを用いた場合に、飛行状態に応じてガスタービンの回転数が大きく変動し、抽気の圧力が大きく変動することになる。抽気圧力が変動すると、それにより吸引されるオイルの量が増減するため、オイルの供給量が多くなる場合を想定してオイルを多めに搭載する必要が生じ、航空機の余計な重量増加を招くことになる。また、軸受以外の被潤滑部材についても同様のことが言える。
【０００５】
そこで本発明は、抽気を用いてオイルミストを被潤滑部材に供給するガスタービンのオイル供給装置において、余計な重量増加を防止することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明の一態様に係る航空機用ガスタービンのオイル供給装置は、航空機用ガスタービンの被潤滑部材にオイルを供給するオイル供給装置であって、前記ガスタービンの圧縮機に一端が連通し、前記被潤滑部材に向けられる噴射口が他端に設けられた潤滑用抽気管と、前記オイルが貯留されるオイルタンクと、前記オイルタンクに一端が連通し且つ他端が前記潤滑用抽気管に連通したオイル管と、前記オイル管の途中に介設され、前記オイルタンクから前記オイルを吸引して前記潤滑用抽気管の内部に向けて前記オイルを供給する電動ポンプと、を備える。
【０００７】
前記構成によれば、圧縮機に連通した潤滑用抽気管を通流する高圧空気（抽気）には、オイルタンクからのオイルが電動ポンプにより供給され、それにより生成されたオイルミストが被潤滑部材に供給される。この際、抽気に混合されるオイルの量は、飛行状態にかかわらず電動ポンプの動作により決まるので、オイルタンクに貯留しておくオイルを無駄に多くする必要がなくなる。よって、航空機の余計な重量増加を防止できる。また、オイル管の内部が空の状態からガスタービンを始動する場合でも、ガスタービンの稼働を待たずに電動ポンプを駆動してオイル管をオイルで満たすことができる。よって、ガスタービンの始動時に早期に潤滑を開始させることができる。
【０００８】
加圧機構を更に備え、前記オイルタンクは、前記オイルが貯留される油室を画定し且つ前記油室の容積を変化させるように変位可能な可動体を有し、前記加圧機構は、前記油室の容積が減少する向きに前記可動体を押圧する構成としてもよい。
【０００９】
前記構成によれば、オイルタンクから電動ポンプに向かうオイルが加圧機構により加圧されるため、電動ポンプの吸引の確実性が高まり、高圧のオイルを安定して吐出することができる。即ち、加圧機構のアシストにより電動ポンプが高圧のオイルを吐出し易くなるため、潤滑用抽気管を流れる高圧空気に対し、高能力の電動ポンプでなくてもオイルを合流させることができる。よって、電動ポンプの小型化を図ることができる。
【００１０】
前記オイルタンクは、前記油室と前記可動体で区切られた空気室を更に有し、前記加圧機構は、前記圧縮機に一端が連通し且つ他端が前記空気室に連通したタンク用抽気管を有し、前記可動体に前記空気室側から抽気圧を付与する構成としてもよい。
【００１１】
前記構成によれば、オイルタンクの可動体を押圧する圧力（抽気圧）と、電動ポンプの吐出口が連通する潤滑用抽気管内の圧力（抽気圧）とが、略同一となるため、電動ポンプの吸引側の圧力と電動ポンプの吐出側の圧力とが、略同一となる。そのため、潤滑用抽気管内が高圧であっても、電動ポンプは低い圧力でオイルを吐出することができる。そして、電動ポンプの動作が抽気圧の変動に影響されなくなるため、電動ポンプは飛行状態にかかわらず安定してオイルを吐出できる。よって、電動ポンプを好適に小型化できる。また、油室と空気室とが可動体により区切られるため、抽気中の異物がオイルに混入することも防止できる。また、オイルタンクの空気室に供給された高温の空気（抽気）の熱が、可動体を介して油室のオイルに伝達されるので、上空飛行中のように周囲温度が低い状態においても、ヒーターを用いずにオイルの粘度を下げて電動ポンプの吐出を円滑にすることができる。よって、ヒーターを非搭載として航空機の重量増加を抑制できると共に、ヒーターによる電力消費を削減できる。また、オイルタンクの油室のオイルが加圧されるため、航空機の姿勢が変化（例えば、旋回や反転等）しても、オイル供給装置を安定動作させることができる。
【００１２】
前記潤滑用抽気管を冷却する熱交換機構を更に備え、前記熱交換機構は、外気が通流する外気管と、前記外気管と前記潤滑用抽気管とを互いに熱交換させる熱交換器と、前記圧縮機に一端が連通し且つ他端が前記熱交換器より下流側にて前記外気管に連通した外気吸引用抽気管と、を有する構成としてもよい。
【００１３】
前記構成によれば、外気吸引用抽気管が熱交換器の下流側において外気管に連通するため、抽気の圧力効果により外気管に外気を吸引することができ、潤滑用抽気管を通流する高温の抽気を熱交換器において低温の外気で冷却できる。そして、外気は外気管を通流して潤滑用抽気管を通流しないため、不意の圧力変動により抽気が外気側に向かうこともなく、飛行状態にかかわらず潤滑及び冷却を安定的に行うことができる。
【００１４】
前記電動ポンプは、定量ポンプである構成としてもよい。
【００１５】
前記構成によれば、飛行速度、高度、ガスタービン出力等にかかわらず、定量のオイルを吐出し続けることができる。よって、ガスタービンの動作状態に応じて、被潤滑部材に供給するオイルを必要最低限に抑えることができる。
【００１６】
前記被潤滑部材は、前記航空機用ガスタービンの回転軸を回転自在に支持する軸受を含み、前記潤滑用抽気管に対する前記オイル管の接続箇所は、前記回転軸の軸方向の前記圧縮機よりも下流側において前記ガスタービンのタービンの径方向外側に配置されている構成としてもよい。
【００１７】
前記構成によれば、潤滑用抽気管に対するオイル管の接続箇所が軸受に近くなるため、潤滑用抽気管において抽気にオイルが混合されてなるオイルミストが通流するミキシングゾーンが短くなる。よって、ガスタービンの始動時においてオイルが軸受に供給されるまでの時間を短縮できる。また、潤滑用抽気管の外部への放熱効果により、当該抽気管を通流する抽気の温度は抽気管の下流側にいくほど下がることになるが、抽気管の下流位置でオイルが抽気に混合されるため、オイルの揮発が低減されることになる。よって、オイルタンクに貯留しておくオイルを無駄に多くする必要がなくなり、航空機の余計な重量増加を防止できる。また、軸受の直近で潤滑用抽気管にオイル管を合流させることで、潤滑用抽気管の噴射口からオイルが確実に噴射され、配管途中でオイルが停留することも防ぐことができる。
【００１８】
前記電動ポンプは、前記ガスタービンの燃焼器よりも上流側に配置されている構成としてもよい。
【００１９】
前記構成によれば、ガスタービンの外形が、圧縮機の配置された部分よりも燃焼器の配置された部分の方が大径である場合に、電動ポンプがコンパクトに収容され、装置全体の大径化が抑制される。
【発明の効果】
【００２０】
本発明によれば、抽気を用いてオイルミストを被潤滑部材に供給するガスタービンのオイル供給装置において、余計な重量増加を防止できると共に、ガスタービンの始動時に早期に潤滑を開始できる。
【図面の簡単な説明】
【００２１】
【図１】第１実施形態に係る航空機用ガスタービン及びそのオイル供給装置の概略図である。
【図２】図１に示すオイルタンクの模式図である。
【図３】第１変形例のオイル供給装置の模式図である。
【図４】第２変形例のオイル供給装置の模式図である。
【図５】第３変形例のオイルタンクの模式図である。
【図６】第２実施形態に係る航空機用ガスタービンのオイル供給装置の概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００２２】
以下、図面を参照して実施形態を説明する。
【００２３】
（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１及びそのオイル供給装置１０の概略図である。図１に示すように、ガスタービン１は、外部から導入した空気を圧縮機２で圧縮して燃焼器３に導き、燃焼器３で燃料を圧縮空気とともに燃焼させて得られた高温高圧の燃焼ガスがもつエネルギーをタービン４において回転動力として取り出す。タービン４と圧縮機２とは、互いに回転軸５で連結されており、タービン４が圧縮機２を駆動する。ガスタービンには、様々な形態が存在するが、その種類は特に限定されない。圧縮機２は、軸流圧縮機でも遠心圧縮機でもその両方でもよい。タービン４の段数も任意である。
【００２４】
ガスタービン１には、稼働中に潤滑が必要な被潤滑部材が存在する。本実施形態では、燃焼器３の下流側において回転軸５を支持する軸受６を被潤滑部材として例示するが、その他の部材を被潤滑部材としてもよい。オイル供給装置１０は、圧縮機２で圧縮された高圧空気を抽出した抽気にオイルを混合し、それをオイルミストとして軸受６に噴き付ける。オイル供給装置１０は、潤滑用抽気管１１、オイルタンク１２、オイル管１３、電動ポンプ１４及び加圧機構１５を備える。
【００２５】
潤滑用抽気管１１は、一端が圧縮機２に連通し、他端にノズル状の噴射口１１ａが設けられている。即ち、潤滑用抽気管１１は、圧縮機２で圧縮されて燃焼器３に供給される前の高圧空気をガスタービン１の外部に取り出す管である。潤滑用抽気管１１の噴射口１１ａは軸受６に向けられおり、噴射口１１ａから噴射されるオイルのミストが軸受６を潤滑する。
【００２６】
オイルタンク１２は、オイルを貯留する。オイルタンク１２の具体的構成については図２を用いて後述する。オイル管１３は、オイルタンク１２に一端が連通し、他端が潤滑用抽気管１１の途中部分に連通している。電動ポンプ１４は、オイル管１３の途中に介設されている。
【００２７】
電動ポンプ１４は、オイルタンク１２からオイルを吸引して潤滑用抽気管１１の内部に向けてオイルを供給する。本実施形態では、電動ポンプ１４には、定量ポンプが用いられ、例えば往復ポンプの一種であるプランジャーポンプが用いられる。そうすれば、飛行速度、高度、ガスタービン出力等にかかわらず、定量のオイルを吐出し続けることができ、ガスタービン１の動作状態に応じて軸受６に供給するオイルが必要最低限に抑えられる。
【００２８】
加圧機構１５は、タンク用抽気管１６を有する。タンク用抽気管１６の一端は、圧縮機２の軸方向下流側の部分に連通し、タンク用抽気管１６の他端は、オイルタンク１２に連通している。なお、タンク用抽気管１６の一端は、圧縮機２の軸方向下流側の部分に接続されてもよいし、潤滑用抽気管１１のうちオイル管１３との合流部よりも上流側の部分に接続されてもよい。加圧機構１５の具体的構造は、図２を用いて後述する。
【００２９】
圧縮機２に連通した潤滑用抽気管１１を通流する高圧空気（抽気）には、オイルタンク１２からのオイルが電動ポンプ１４によりオイル管１３を介して供給され、それにより生成されたオイルミストが軸受６に向けて噴射される。この際、抽気に混合されるオイルの量は、飛行状態にかかわらず電動ポンプ１４の動作により決まるので、オイルタンク１２に貯留しておくオイルを無駄に多くする必要がなくなる。よって、航空機の余計な重量増加が防止される。また、オイル管１３の内部が空の状態からガスタービン１を始動する場合でも、ガスタービン１の稼働を待たずに電動ポンプ１４を駆動してオイル管１３をオイルで満たすことができる。よって、ガスタービン１の始動時に早期に潤滑を開始させることができる。
【００３０】
電動ポンプ１４は、機械式ポンプに比べてギヤ等の制約を受けず、配置自由度が高いため、設計要求に応じて配置を決定することができる。本実施形態では、オイルタンク１２及び電動ポンプ１４は、燃焼器３よりも軸方向上流側において圧縮機２の径方向外側に配置されている。こうすると、ガスタービン１の外形が、圧縮機２の配置された部分よりも燃焼器３の配置された部分の方が大径である場合には、オイルタンク１２及び電動ポンプ１４がコンパクトに収容され、装置全体の大径化が抑制される。
【００３１】
それに対し、潤滑用抽気管１１に対するオイル管１３の接続箇所Ａは、圧縮機２よりも軸方向下流側、より具体的には燃焼器３よりも軸方向下流側においてタービン４の径方向外側に配置されている。本実施形態では、被潤滑部材となる軸受６が、燃焼器３よりも軸方向下流側で且つタービン４よりも軸方向上流側に位置しているため、潤滑用抽気管１１に対するオイル管１３の接続箇所Ａも、燃焼器３よりも軸方向下流側で且つタービン４よりも軸方向上流側に位置している。これにより、潤滑用抽気管１１に対するオイル管１３の接続箇所Ａ（合流部分）の軸方向位置は、被潤滑対象である軸受６の軸方向位置の近傍に配置される。
【００３２】
このようにすれば、潤滑用抽気管１１に対するオイル管１３の接続箇所Ａが軸受６に近くなるため、潤滑用抽気管１１において抽気にオイルが混合されてなるオイルミストが通流するミキシングゾーンが短くなる。よって、ガスタービン１の始動時においてオイルが軸受６に供給されるまでの時間が短縮される。また、潤滑用抽気管１１の外部への放熱効果により、潤滑用抽気管１１を通流する抽気の温度は潤滑用抽気管１１の下流側にいくほど下がることになるが、潤滑用抽気管１１の下流位置でオイルが抽気に混合されるため、オイルの揮発が低減されることになる。よって、オイルタンク１２に貯留しておくオイルを無駄に多くする必要がなくなり、航空機の余計な重量増加を防止できる。また、軸受６の直近で潤滑用抽気管１１にオイル管１３を合流させることで、潤滑用抽気管１１の噴射口１１ａからオイルが確実に噴射され、配管途中でオイルが停留することも防がれる。なお、オイル供給対象は軸受６に限られず、例えば圧縮機２の上流側（ガスタービン入口側）の軸受にオイルミストを噴射するようにしてもよい。
【００３３】
また、電動ポンプ１４が燃焼器３よりも上流側（ガスタービン入口側）に配置されているので、電動ポンプ１４が燃焼器３よりも下流側に配置される場合に比べ、電動ポンプ１４用の電気機器や樹脂部品の冷却要求を緩和でき、冷却又は断熱のためのコスト及び部品の増加を防止できる。また、オイルタンク１２及び／又は電動ポンプ１４をガスタービン１の外殻の最大外径部よりも内径側に配置すれば、ガスタービン全体をコンパクトに設計することができる。
【００３４】
図２は、図１に示すオイルタンク１２の模式図である。図２に示すように、オイルタンク１２は、オイルが貯留される油室Ｓ１を画定して且つ油室Ｓ１の容積を変化させるように変位可能な可動体１７と、可動体１７で油室Ｓ１と仕切られた空気室Ｓ２を画定するケース１８とを備える。可動体１７は、例えばピストンからなる。可動体１７は、熱伝導性を有する。油室Ｓ１は、オイル管１３に連通している。空気室Ｓ２は、タンク用抽気管１６に連通している。即ち、タンク用抽気管１６、可動体１７及びケース１８により加圧機構１５が構成されている。
【００３５】
このような構成により、ガスタービン１からタンク用抽気管１６を介して空気室Ｓ２に供給された高圧の抽気が、可動体１７を油室Ｓ１の容積を減少させるように押圧し、油室Ｓ１からオイル管１３にオイルが圧送される。オイルタンク１２から電動ポンプ１４に向かうオイルが加圧機構１５により加圧されるため、電動ポンプ１４の吸引の確実性が高まり、高圧のオイルが安定して吐出される。即ち、加圧機構１５のアシストにより電動ポンプ１４が高圧のオイルを吐出し易くなるため、潤滑用抽気管１１（図１参照）を流れる高圧空気に対し、電動ポンプ１４が高能力のものでなくてもオイル管１３から潤滑用抽気管１１にオイルを合流させることが可能となり、電動ポンプ１４の小型化が図られる。
【００３６】
また、図１及び２に示すように、オイルタンク１２の可動体１７を押圧する圧力（タンク用抽気管１６からの抽気圧）と、電動ポンプ１４の吐出口が連通する潤滑用抽気管１１内の圧力（潤滑用抽気管１１からの抽気圧）とが、略同一となるため、電動ポンプ１４の吸引側の圧力と電動ポンプ１４の吐出側の圧力とが、略同一となる。そのため、潤滑用抽気管１１内が高圧であっても、電動ポンプ１４は低い圧力でオイルを吐出できる。また、電動ポンプ１４はオイルタンク１２からオイルを強く吸引せずに済むため、キャビテーションの発生も防止できる。そして、電動ポンプ１４の動作が抽気圧の変動に影響されなくなるため、電動ポンプ１４は飛行状態にかかわらず安定してオイルを吐出できる。よって、電動ポンプ１４を好適に小型化できる。
【００３７】
また、オイルタンク１２の油室Ｓ１のオイルが抽気により電動ポンプ１４に向けて加圧されるため、ガスタービン１を搭載した航空機の姿勢が変化（例えば、旋回や反転等）しても、オイル供給装置１０を安定動作させることができる。
【００３８】
また、油室Ｓ１と空気室Ｓ２とが可動体１７により区切られるため、抽気中の異物がオイルに混入することも防止できる。また、オイルタンク１２の空気室Ｓ２に供給された高温の空気（抽気）の熱が、可動体１７を介して油室のオイルに伝達されるので、上空飛行中のように周囲温度が低い状態においても、ヒーターを用いずにオイルの粘度を下げて電動ポンプ１４の吐出を円滑にすることができる。よって、ヒーターを非搭載として航空機の重量増加を抑制できると共に、ヒーターによる電力消費を削減できる。なお、可動体１７の熱伝導率は、空気室Ｓ２を画定するケース１８の熱伝導率よりも高いものとすると好適である。
【００３９】
以下、加圧機構のバリエーションを示す変形例について説明する。図３は、第１変形例のオイル供給装置１１０の模式図である。なお、前述した第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３に示すように、オイル供給装置１１０では、加圧機構１１５がコントローラ３４により制御される。オイルタンク１２の空気室Ｓ２には、高圧空気タンク３０が開閉弁３１を介して接続されている。即ち、可動体１７、ケース１８、高圧空気タンク３０及び開閉弁３１により加圧機構１１５が構成されている。高圧空気タンク３０には、タンク用抽気管１６（図１参照）から供給される抽気により高圧空気が供給される構成としてもよいし、他の高圧空気源から高圧空気が供給される構成としてもよい。
【００４０】
潤滑用抽気管１１には、潤滑用抽気管１１内の抽気圧を検出する圧力センサ３２が設けられている。圧力センサ３２は、例えば、潤滑用抽気管１１に対するオイル管１３の接続箇所Ａの近傍に配置されている。オイルタンク１２には、空気室Ｓ２の圧力を検出する圧力センサ３３が設けられている。コントローラ３４は、圧力センサ３２，３３で検出された抽気圧に応じて加圧機構１１５の加圧力を制御する。即ち、コントローラ３４は、潤滑用抽気管１１内の抽気圧が空気室Ｓ２の圧力よりも大きくなると開閉弁３１を開き、高圧空気タンク３０から空気室Ｓ２に高圧空気を供給して可動体１７を押圧させ、空気室Ｓ２の圧力が抽気圧とバランスしたら開閉弁３１を閉じる。
【００４１】
この構成によっても、加圧機構１１５により油室Ｓ１からオイル管１３にオイルが圧送されるため、電動ポンプ１４の吸引の確実性が高まり、電動ポンプ１４が高能力のものでなくてもオイル管１３から潤滑用抽気管１１にオイルを円滑に合流させることができる。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。
【００４２】
図４は、第２変形例のオイル供給装置２１０の模式図である。なお、前述した第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、オイル供給装置２１０では、オイルタンク２１２が、ケース１８と、ケース１８内を油室Ｓ１と空気室Ｓ２とに仕切り且つ油室Ｓ１の容積を変化させるように変位可能な可動体１７（ピストン）と、油室Ｓ１の容積が減少する向きに可動体１７を付勢するバネ４０とを備える。即ち、可動体１７、ケース１８、バネ４０により加圧機構２１５が構成されている。
【００４３】
この構成によっても、加圧機構２１５により油室Ｓ１からオイル管１３にオイルが圧送されるため、電動ポンプ１４の吸引の確実性が高まり、電動ポンプ１４が高能力のものでなくてもオイル管１３から潤滑用抽気管１１にオイルを円滑に合流させることができる。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。
【００４４】
図５は、第３変形例のオイルタンク１１５の模式図である。なお、前述した第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、オイルタンク３１２は、オイルが貯留される油室Ｓ１を画定して且つ油室Ｓ１の容積を変化させるように変位可能な可動体３１７と、可動体１７で油室Ｓ１と仕切られた空気室Ｓ２を画定するケース３１８とを備え、可動体３１７は、例えば柔軟な袋状部材からなる。
【００４５】
この構成によっても、タンク用抽気管１６を介して空気室Ｓ２に供給された高圧の抽気が可動体３１７を押圧し、油室Ｓ１からオイル管１３にオイルが圧送されるため、電動ポンプ１４の吸引の確実性が高まり、電動ポンプ１４が高能力のものでなくてもオイル管１３から潤滑用抽気管１１にオイルを円滑に合流させることができる。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。
【００４６】
（第２実施形態）
図６は、第２実施形態に係る航空機用ガスタービンのオイル供給装置４１０の概略図である。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６に示すように、オイル供給装置４１０は、軸受６を潤滑するオイルミストの温度を低下させるために潤滑用抽気管１１を冷却する熱交換機構５０を備える。熱交換機構５０は、外気管５１、熱交換器５２及び外気吸引用抽気管５３を備える。即ち、熱交換機構５０は、ため、その低温の外気を利用して高温の抽気を冷却するものである。
【００４７】
外気管５１は、一端から航空機の外部の空気（外気）が流入し、外気管５１内に通流する空気を他端５１ａからガスタービン１の排気中に流出させる。上空を飛行する航空機の外部の温度は低いため、外気管５１には低温空気が通流することになる。熱交換器５２は、外気管５１と潤滑用抽気管１１とを互いに熱交換させ、低温の外気管５１により高温の潤滑用抽気管１１を冷却する。
【００４８】
外気吸引用抽気管５３は、圧縮機２に一端が連通し且つ他端５３ａが熱交換器５２より下流側にて外気管５１に連通している。外気吸引用抽気管５３の他端５３ａは、ノズル状の噴出口であり、外気管５１の内部に配置された状態で外気管５１の他端５１ａ（流出口）に向けて開口している。これにより、外気吸引用抽気管５３の他端５３ａから高速で噴出する抽気の圧力効果により、外気管５１の一端から他端５１ａに向けた外気管５１内の流れが生成され、外気管５１に一端から外気が吸い込まれる。
【００４９】
このような構成によれば、抽気の圧力効果により外気管５１に外気を吸引することができ、潤滑用抽気管１１を通流する高温の抽気を熱交換器５２において低温の外気で冷却できる。そして、外気は外気管５１を通流して潤滑用抽気管１１を通流しないため、不意の圧力変動により抽気が外気側に向かうこともなく、飛行状態にかかわらず潤滑及び冷却を安定的に行える。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。
【符号の説明】
【００５０】
１  ガスタービン
２  圧縮機
６  軸受（被潤滑部材）
１０，１１０，２１０，３１０  オイル供給装置
１１  潤滑用抽気管
１１ａ  噴射口
１２，３１２  オイルタンク
１３  オイル管
１４  電動ポンプ
１５，１１５，２１５  加圧機構
１６  タンク用抽気管
１７，１１７  可動体
５０  熱交換機構
５１  外気管
５２  熱交換器
５３  外気吸引用抽気管
Ａ  接続箇所
Ｓ１  油室
Ｓ２  空気室
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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