極低温の液体燃料112を、燃焼させずに機能させるように使用するシステムを含む、ガスタービンエンジンの推進システム101。前記極低温の液体燃料112は、液化天然ガスLNGである、請求項1記載のガスタービンエンジン。前記燃焼させずに実施させる機能は、冷却機能である、請求項1記載のガスタービンエンジン。タービン255によって駆動されるコンプレッサ205と、前記タービン255を駆動する熱ガスを発生する燃焼器290と、前記コンプレッサ205中に流入する空気流1の少なくとも一部分を冷却するために、極低温の液体燃料112を使用する熱交換器215を含む中間冷却器214とを含む、中間冷却されるガスタービンエンジン201。前記極低温の液体燃料112は、液化天然ガスLNGである、請求項4記載のガスタービンエンジン。前記中間冷却器214は、直接熱交換器216を含み、熱伝達が、前記極低温の液体燃料112と前記空気流1の少なくとも一部分の間で金属製壁241を介して直接行われる、請求項4記載のガスタービンエンジン。前記中間冷却器214は、間接熱交換器217を含み、熱伝達が、不燃性の作動流体218と前記空気流1の少なくとも一部分の間で、かつ前記不燃性の作動流体218と前記極低温の液体燃料112の間で行われる、請求項4記載のガスタービンエンジン。前記中間冷却器214は、前記コンプレッサ205を通過する前記空気流の少なくとも一部分が冷却されるように、前記コンプレッサ205の中間ステージ220の近くに位置決めされる、請求項4記載のガスタービンエンジン。前記中間冷却器214は、直接熱交換器216を含み、熱伝達が、前記極低温の液体燃料112と前記コンプレッサを通過する前記空気流の少なくとも一部分の間で金属製壁241を介して直接行われる、請求項8記載のガスタービンエンジン。前記中間冷却器214は、間接熱交換器217を含み、熱伝達が、不燃性の作動流体218と前記コンプレッサを通過する前記空気流の少なくとも一部分の間で、かつ前記不燃性の作動流体218と前記極低温の液体燃料112の間で行われる、請求項8記載のガスタービンエンジン。前記コンプレッサ205から軸方向で前方に位置決めされるブースタ204をさらに含み、前記ブースタは、低圧タービン257によって駆動され、前記ブースタ204は、前記コンプレッサ205中に流入する前記空気の少なくとも一部分を供給する、請求項4記載のガスタービンエンジン。前記中間冷却器214は、それが、前記ブースタ204中に流入する空気流1の少なくとも一部分を冷却することが可能であるように、位置決めされる、請求項11記載のガスタービンエンジン。前記中間冷却器214は、直接熱交換器216を含み、熱伝達が、前記極低温の液体燃料112と前記コンプレッサを通過する前記空気流の少なくとも一部分の間で金属製壁241を介して直接行われる、請求項12記載のガスタービンエンジン。前記中間冷却器214は、間接熱交換器217を含み、熱伝達が、不燃性の作動流体218と前記コンプレッサを通過する前記空気流の少なくとも一部分の間で、かつ前記不燃性の作動流体218と前記極低温の液体燃料112の間で行われる、請求項12記載のガスタービンエンジン。前記コンプレッサ205から軸方向で前方に位置決めされるファン203をさらに含み、前記ファン203は、低圧タービン257によって駆動され、前記ファン203に入る空気の少なくとも一部分が、前記コンプレッサ205に入る、請求項4記載のガスタービンエンジン。前記中間冷却器214は、それが、前記ファン203中に入る前記空気流1の少なくとも一部分を冷却することが可能であるように、位置決めされる、請求項15記載のガスタービンエンジン。前記中間冷却器214は、直接熱交換器216を含み、熱伝達が、前記極低温の液体燃料112と前記ファン203に入る前記空気流の少なくとも一部分の間で金属製壁241を介して直接行われる、請求項16記載のガスタービンエンジン。前記中間冷却器214は、間接熱交換器217を含み、熱伝達が、不燃性の作動流体218と前記ファン203に入る前記空気流の少なくとも一部分の間で、かつ前記不燃性の作動流体218と前記極低温の液体燃料112の間で行われる、請求項16記載のガスタービンエンジン。ガスタービンエンジンの推進システム200のための冷却システム300であって、前記ガスタービンエンジンの推進システム200から抽出される空気流206の少なくとも一部分を冷却するために、極低温の液体燃料112を使用する熱交換器301、316、317を含む、冷却システム300。前記極低温の液体燃料112は、液化天然ガスLNGである、請求項19記載の冷却システム。前記熱交換器317は、直接熱交換器317を含み、熱伝達が、前記極低温の液体燃料112と空気流206の少なくとも一部分の間で金属製壁241を介して直接行われる、請求項19記載の冷却システム。前記熱交換器316は、間接熱交換器316を含み、熱伝達が、作動流体305と前記空気流206の少なくとも一部分311の間で、かつ前記作動流体305と前記極低温の液体燃料112の間で行われる、請求項19記載の冷却システム。前記作動流体305は、不燃性である、請求項22記載の冷却システム。前記作動流体305は、前記ガスタービンエンジンの推進システム200中で点火することが可能な液体燃料である、請求項22記載の冷却システム。前記空気流206は、コンプレッサ205から抽出される、請求項19記載の冷却システム。前記空気流206は、ファン203から抽出される、請求項19記載の冷却システム。前記空気流206は、ブースタ204から抽出される、請求項19記載の冷却システム。前記熱交換器によって冷却される前記空気流の少なくとも一部分が、構成要素の少なくとも一部分を冷却するために、前記ガスタービンエンジン中に再導入される、請求項19記載の冷却システム。タービン155によって駆動されるコンプレッサ105と、前記タービン155を駆動する熱ガスを発生する燃焼器90と、ガスタービンエンジン101から抽出される空気流206の少なくとも一部分を冷却するために、極低温の液体燃料112を使用する熱交換器301、316、317を有する冷却システム300とを含む、ガスタービンエンジン101。前記極低温の液体燃料112は、液化天然ガスLNGである、請求項29記載のガスタービンエンジン。前記熱交換器317は、直接熱交換器317を含み、熱伝達が、前記極低温の液体燃料112と前記空気流206の少なくとも一部分の間で金属製壁241を介して直接行われる、請求項29記載のガスタービンエンジン。前記熱交換器316は、間接熱交換器316を含み、熱伝達が、作動流体305と前記空気流206の少なくとも一部分311の間で、かつ前記作動流体305と前記極低温の液体燃料112の間で行われる、請求項29記載のガスタービンエンジン。前記作動流体305は、不燃性である、請求項32記載のガスタービンエンジン。前記作動流体305は、前記燃焼器90中で点火することが可能な液体燃料である、請求項32記載のガスタービンエンジン。前記空気流206は、前記コンプレッサ105から抽出される、請求項29記載のガスタービンエンジン。ファン流102を発生するファン103をさらに含み、前記空気流206は、前記ファン流102から抽出される、請求項29記載のガスタービンエンジン。前記熱交換器によって冷却される空気流の少なくとも一部分が、構成要素の少なくとも一部分を冷却するために、前記ガスタービンエンジン中に再導入される、請求項29記載のガスタービンエンジン。前記構成要素は、高圧タービン155である、請求項37記載のガスタービンエンジン。前記構成要素は、低圧タービン157である、請求項37記載のガスタービンエンジン。前記構成要素は、前記燃焼器90である、請求項37記載のガスタービンエンジン。ガスタービンエンジンの推進システム200のための冷却システム300であって、前記ガスタービンエンジンの推進システム200に付随する構成要素357、347の少なくとも一部分を冷却する作動流体305、306の少なくとも一部分を冷却するために、極低温の液体燃料112を使用する熱交換器301、346、356を含む、冷却システム300。前記極低温の液体燃料112は、液化天然ガスLNGである、請求項41記載の冷却システム。前記構成要素は、デジタルエレクトロニック制御システム357の一部分である、請求項41記載の冷却システム。前記構成要素は、アビオニックスシステム347の一部分である、請求項41記載の冷却システム。前記構成要素は、排気システム95の一部分である、請求項41記載の冷却システム。ガスタービンエンジンの推進システム101のための冷却システム380であって、前記ガスタービンエンジンの推進システム101中で使用される潤滑油381、391の少なくとも一部分を冷却するために、極低温の液体燃料112を使用する熱交換器382を含む、冷却システム380。前記極低温の液体燃料112は、液化天然ガスLNGである、請求項46記載の冷却システム。前記潤滑油が、ベアリングの潤滑油381である、請求項46記載の冷却システム。前記潤滑油が、ギヤ油391である、請求項46記載の冷却システム。前記熱交換器383は、直接熱交換器383を含み、熱伝達が、前記極低温の液体燃料112と前記潤滑油381、391の少なくとも一部分の間で金属製壁241を介して直接行われる、請求項46記載の冷却システム。前記熱交換器382は、間接熱交換器384を含み、熱伝達が、作動流体305と前記極低温の液体燃料112の間で、かつ前記作動流体305と前記潤滑油381、391の少なくとも一部分の間で行われる、請求項46記載の冷却システム。前記作動流体305は、不燃性である、請求項51記載の冷却システム。前記作動流体305は、前記ガスタービンエンジンの推進システム101中で点火することが可能な液体燃料396である、請求項51記載の冷却システム。ガスタービンエンジンの推進システム101であって、タービン155によって駆動されるコンプレッサ105であって、前記タービンは、円周方向の列のタービンブレード151を有するロータ150を有する、コンプレッサ105と、シュラウド152であって、半径クリアランスCが、前記タービンブレードと前記シュラウドの間に存在するように、前記ブレードから半径方向で外側に位置決めされる、シュラウド152と、前記タービン155を駆動する熱ガスを発生する燃焼器90と、前記ガスタービンエンジンの推進システム101の動作中、前記半径クリアランスC154を制御するために使用される空気流206の少なくとも一部分を冷却するために、極低温の液体燃料112を使用する熱交換器301を有する冷却システム300を含むロータのクリアランス制御システム160とを含む、ガスタービンエンジンの推進システム101。前記極低温の液体燃料112は、液化天然ガスLNGである、請求項54記載のガスタービンエンジン。前記熱交換器301は、直接熱交換器164を含み、熱伝達が、前記極低温の液体燃料112と前記空気流206の少なくとも一部分の間で金属製壁241を介して直接行われる、請求項54記載のガスタービンエンジン。前記熱交換器301は、間接熱交換器370を含み、熱伝達が、作動流体305と前記空気流206の少なくとも一部分の間で、かつ前記作動流体305と前記極低温の液体燃料112の間で行われる、請求項54記載のガスタービンエンジン。前記作動流体305は、不燃性である、請求項57記載のガスタービンエンジン。前記作動流体305は、前記燃焼器90中で点火することが可能な液体燃料である、請求項57記載のガスタービンエンジン。前記空気流206は、前記コンプレッサ105から抽出される、請求項54記載のガスタービンエンジン。ファン流102を発生するファン103をさらに含み、前記空気流206は、前記ファン流102から抽出される、請求項54記載のガスタービンエンジン。前記熱交換器によって冷却される前記空気流の少なくとも一部分は、前記シュラウド152を支持する静的構造163の少なくとも一部分を冷却するために、前記ガスタービンエンジン中に再導入される、請求項54記載のガスタービンエンジン。前記タービンは、高圧タービン155である、請求項54記載のガスタービンエンジン。前記タービンは、低圧タービン157である、請求項54記載のガスタービンエンジン。前記タービンのクリアランス制御空気162を調節するタービンのクリアランス制御バルブ161をさらに含む、請求項54記載のガスタービンエンジン。前記クリアランス制御バルブは、デジタルエレクトロニック制御システム357によって調節される、請求項65記載のガスタービンエンジン。したがって、航空用ガスタービンの構成要素およびシステム中で、より効果的に冷却することは、望ましいはずである。運転コストを低下させるために、エンジンの効率を向上させ、燃料消費率を低下させることは、望ましいはずである。一態様では、ガスタービン推進システムは、燃焼させずに機能させるように極低温の液体燃料を利用するシステムを含む。ここに開示される技術は、添付図面の図と関連してなされる次の記述を参照することによって、最善に理解することができる。ここで図面を参照すると、同一の参照番号は、様々な図の全体にわたって同じ要素を示す。図1に、本発明の例示の実施形態による航空機システム5を示す。例示の航空機システム5は、機体6および機体に取り付けられる翼7を有する。航空機システム5は、航空機システムを飛行させるように推進するために必要な推進力を生成する推進システム100を有する。図1では、推進システム100は、翼7に取り付けられた状態で示されているが、他の実施形態では、それは、たとえば尾部部分16など、航空機システム5の他の部分に結合することができる。例示の航空機システム5は、推進システム100中で使用される1つまたは複数のタイプの燃料を貯蔵するために、燃料貯蔵システム10を有する。図1に示す例示の航空機システム5は、ここに以下でさらに述べるように、2つのタイプの燃料を使用する。したがって、例示の航空機システム5は、第1の燃料11を貯蔵することが可能な第1の燃料タンク21と、第2の燃料12を貯蔵することが可能な第2の燃料タンク22とを有する。図1に示す例示の航空機システム5では、第1の燃料タンク21の少なくとも一部分が、航空機システム5の翼7中に位置決めされる。1つの例示の実施形態では、図1に示すように、第2の燃料タンク22は、航空機システムの機体6中で、翼が機体に結合される場所の近くに位置決めされる。代替実施形態では、第2の燃料タンク22は、機体6または翼7中の他の適切な場所に位置決めすることができる。他の実施形態では、航空機システム5は、第2の燃料12を貯蔵することが可能なオプションの第3の燃料タンク123を含むことができる。オプションの第3の燃料タンク123は、たとえば図1に概略的に示すように、航空機システムの機体の後部部分中に位置決めすることができる。ここに後でさらに述べるように、図1に示す推進システム100は、二系統燃料の推進システムであり、それは、第1の燃料11または第2の燃料12を使用することによって、または第1の燃料11と第2の燃料12の両方を使用することによって、推進力を発生することが可能である。例示の二系統燃料の推進システム100は、第1の燃料11または第2の燃料21を選択的に使用して、または選択した割合で第1の燃料と第2の燃料の両方を使用して推進力を発生することが可能なガスタービンエンジン101を含む。第1の燃料は、Jet-A、JP-8またはJP-5として当技術で知られるものなどのケロシンベースのジェット燃料、または他に知られるタイプまたは等級の燃料など、従来の液体燃料とすることができる。ここに述べる例示の実施形態では、第2の燃料12は、極めて低温で貯蔵される極低温燃料である。ここに述べる一実施形態では、極低温の第2の燃料12は、液化天然ガスあるいは、ここではLNGと言うである。極低温の第2の燃料12は、低い温度で燃料タンク中に貯蔵される。たとえば、LNGは、約-265度Fで、絶対圧が約15psiaで、第2の燃料タンク22中に貯蔵される。燃料タンクは、チタン、インコネル、アルミニウムまたは複合材料など、知られる材料から製造することができる。図1に示す例示の航空機システム5は、燃料貯蔵システム10から推進システム100に燃料を供給することが可能な燃料供給システム50を含む。知られる燃料供給システムは、第1の燃料11など、従来の液体燃料を供給するために使用することができる。ここに述べ図1に示す例示の実施形態では、燃料供給システム50は、極低温の液体燃料、たとえばLNGなどを、極低温燃料を移送する導管を通じて推進システム100に供給するように構成される。図1に示す航空機システム5の例示の実施形態は、燃料電池システム400をさらに含み、それは、第1の燃料11または第2の燃料12の少なくとも1つを使用して電力を生成することが可能な燃料電池を含む。燃料供給システム50は、燃料貯蔵システム10から燃料電池システム400に燃料を供給することが可能である。1つの例示の実施形態では、燃料電池システム400は、二系統燃料の推進システム100によって使用される極低温燃料12の一部分を使用して、電力を発生する。上記に述べ図1に示した例示の航空機システム5などの航空機システム、さらにその上、それを動作させる方法は、これとともに同時に出願され、DualFuelAircraftSystemandMethodforOperatingSameと題する、同一出願人による同時係属出願の特許出願第[....]号に非常に詳細に述べられており、その開示は、ここに参照によってその全体がここに援用される。以下で議論するように、ガスタービン推進システムは、液化天然ガスLNG:LiquifiedNaturalGasなどの極低温の液体燃料を、そのような燃料の重要なヒートシンク能力を活用することなど、燃焼させずに機能させるように利用するシステムを組み込むことによって能力を高めることができ、そのような燃料は、通常、航空機システムの環境中で通常見られる他のシステム、流体または構造より非常に低い温度に保たれる。航空機推進システムの動作は、ガスタービンエンジンのコンプレッサに入る空気を冷却することによって、著しく向上させることができる。さらに、ガスタービンエンジンのコンプレッサ出口温度を低下させることは、様々な理由で、たとえばコンプレッサの構造上の材料の寿命をより長くするなどのために望ましい。コンプレッサ流入空気が冷却されると、コンプレッサの全圧力比が大きくなることによって、および/または燃焼プロセス中でより多くの燃料が加えられることによって、いずれでも、燃焼器中でより多くの熱が加えられる。さらに、コンプレッサ流入空気が冷却されると、ガスタービン構造の動作温度限界に比べて、コンプレッサがより低い温度で動作する。燃焼器中で圧力がより高くなると、および/または発熱速度が増すと、ガスタービンエンジンのエンジンサイクル内で効率を高める、および/またはパワーを高めることができる。ここに示す二系統燃料の航空機推進システムの例示の実施形態は、たとえば様々な例示の実施形態でここに述べるようなものなどの中間冷却器を使用する。航空用ガスタービンエンジンのアーキテクチャが中間冷却されると、所与の用途について、エンジン重量を減少させるように与えられる利点より低い燃料消費率またはより高いパワーを使用して、そのアーキテクチャは、最適化することができる。エンジン重量がそのように低下すると、航空機システムのエンドユーザに対して、運転コストの低下およびペイロードの増加と言う形態で、より多く恩恵がもたらされる。図2~9に、二系統燃料の航空機ガスタービンエンジン201を使用する二系統燃料の航空機推進システム200の様々な実施形態を概略的に示す。タービン255によって駆動されるコンプレッサ205と、タービン255を駆動する熱ガスを発生する燃焼器290と、中間冷却器214とを含む、中間冷却されるガスタービンエンジン201を示す。中間冷却器214たとえば図2参照は、コンプレッサ205、ブースタ204またはファン203中に流入する空気流1の少なくとも一部分を冷却するために、極低温燃料112を使用する熱交換器215を含む。1つの例示の実施形態では、極低温燃料112は、液化天然ガスLNGである。中間冷却器214中で使用されるより冷たい極低温燃料は、液体の形態または気体の形態とすることができる。熱が、より熱い空気流1からより冷たい極低温燃料に伝導され、相対的により冷たい空気流1と比較して空気流8が、コンプレッサに入るまたは、異なる実施形態では、図2~9に示すように、ブースタまたはファンに入る。図2に、コンプレッサ205から軸方向で前方に位置決めされる中間冷却器214の例示の実施形態を含むガスタービンエンジン201を有する、中間冷却される推進システム200の例示の実施形態を概略的に示す。図2に示す例示の中間冷却器214は、直接熱交換器216を含み、熱伝達が、極低温燃料112と空気流1の少なくとも一部分の間で金属製壁241を介して直接行われる。極低温燃料112は、金属製チューブ、または金属製壁241を有する他の適切な通路を介して流れる。熱交換器216は、知られる方法を使用して設計され、製造される。中間冷却器214を構築する際、知られる材料を使用することができる。中間冷却器214の熱交換器部分は、シェルチューブタイプの熱交換器、または二重パイプタイプの熱交換器、またはフィンプレートタイプの熱交換器を含むことができる。熱交換器中の熱い流体と冷たい流体の流れは、並流、逆流、または横流の流れタイプとすることができる。図3に、コンプレッサ205から軸方向で前方に位置決めされる中間冷却器214の別の例示の実施形態を含む、ガスタービンエンジン201を有する中間冷却される推進システム200の別の例示の実施形態を概略的に示す。図3に示す例示の中間冷却器214では、中間冷却器214は、間接熱交換器217を含み、熱伝達が、不燃性の作動流体218と空気流1の少なくとも一部分の間で、かつ不燃性の作動流体218と極低温の液体燃料112の間で行われる。不燃性の作動流体218あるいは、ここでは中継流体、または中継作動流体、または作動流体と言うは、空気流1より冷たく、したがって空気流1から熱の一部分を取り出し、それによって、熱交換器215中で空気流1を冷却する。極低温燃料112は、作動流体218より冷たく、作動流体218から熱の一部分を取り出す。それゆえ、たとえば図3に示すようなものなどの間接熱交換器217を使用する中間冷却器214では、極低温燃料112は、空気流1を間接的に冷却する。図4に、ガスタービンエンジン201を有する中間冷却される推進システム200の別の例示の実施形態を概略的に示し、そのガスタービンエンジンは、コンプレッサ205を通過する空気流1の一部分が冷却されるように、コンプレッサ205の中間ステージ220の近くに位置決めされる中間冷却器214の別の例示の実施形態を含む。図4に概略的に示すコンプレッサ205は、複数の中間ステージ220を有する。中間冷却器214は、1つまたは複数の中間ステージ220の近くでコンプレッサ中のいずれもの選択される場所に位置決めすることができ、空気流の冷却によって、上記に述べた冷却からの最大の恩恵がもたらされる。図4に概略的に示す例示の実施形態では、中間冷却器214は、中間ステージ220の近くに位置決めされる直接熱交換器216を含み、熱伝達が、極低温の液体燃料112とコンプレッサ205を通過する空気流1の少なくとも一部分の間で金属製壁241を介して直接行われる。直接熱交換器は、ここに既に述べたものと同様なものとすることができる。図5に概略的に示す別の例示の実施形態では、中間冷却器214は、コンプレッサ205の中間ステージ220の近くに位置決めされる間接熱交換器217を含む。ここに既に述べたように、熱伝達は、不燃性の作動流体218とコンプレッサ205を通過する空気流1の少なくとも一部分の間で、かつ不燃性の作動流体218と極低温燃料112の間で行われる。推進システム200のガスタービンエンジン201は、図2~9に概略的に示すように、コンプレッサ205から軸方向で前方に位置決めされるブースタ204をさらに含むことができる。ブースタ204は、それに入る空気流を圧縮し、そしてコンプレッサ205中に流入する圧縮空気の少なくとも一部分を供給する。ブースタは、低圧タービン257によって駆動することができる。図6に、中間冷却器214の別の例示の実施形態を含むガスタービンエンジン201を有する中間冷却される推進システム200の別の例示の実施形態を概略的に示す。図6に示す例示の実施形態では、中間冷却器214は、それがブースタ204中に流入する空気流1の少なくとも一部分を冷却することが可能であるように、ブースタ204から軸方向で前方に位置決めされる。図6に、直接熱交換器216を含む中間冷却器214を概略的に示す。直接熱交換器では、熱伝達が、極低温燃料112とブースタを通過する空気流の少なくとも一部分の間で金属製壁241を介して直接行われる。図7に、中間冷却器214の別の例示の実施形態を含むガスタービンエンジン201を有する中間冷却される推進システム200の別の例示の実施形態を概略的に示す。図7に示す例示の実施形態では、中間冷却器214は、ブースタ204から軸方向で前方に位置決めされ、間接熱交換器217を含む。既に述べたように、間接熱交換器217では、熱伝達が、不燃性の作動流体218とブースタ204を通過する空気流1の少なくとも一部分の間で、かつ不燃性の作動流体218と極低温燃料112の間で行われる。図6および7に示す中間冷却器214は、ブースタから軸方向で前方に位置決めされて示されているが、他の代替実施形態では、中間冷却器214直接タイプまたは間接タイプを、多段式コンプレッサ205に関して上記に述べたようなものと同様な方法で、多段式ブースタ204の中間ステージの近くに位置決めすることができる。推進システム200のガスタービンエンジン201は、図2~9に概略的に示すように、コンプレッサ205から軸方向で前方に位置決めされるファン203をさらに含むことができる。ファン203は、低圧タービン257によって駆動され、ファン203に入る空気の少なくとも一部分が、コンプレッサ205に入る。中間冷却器214は、それがファン203中に入る空気流1の少なくとも一部分を冷却することが可能であるように、位置決めされる。図8に示す例示の実施形態では、中間冷却器214は、直接熱交換器216を含み、熱伝達が、極低温燃料112とファン203に入る空気流の一部分の間で金属製壁241を介して直接行われる。図9に示す例示の実施形態では、中間冷却器214は、間接熱交換器217を含み、熱伝達が、不燃性の作動流体218とファン203に入る空気流の一部分の間で、かつ不燃性の作動流体218と極低温の液体燃料112の間で行われる。直接熱交換器および間接熱交換器は、知られる工学的方法を使用して設計して、知られる材料を使用して構築される。航空燃料としてLNGを利用する一実施形態では、熱が、燃料を液体からガスの形態に変えるために必要である。図2~9の概略ブロック図に示すように、一次流路の空気が、最小の圧力損失で冷却されることになるように、ブースタ出口と高圧コンプレッサ入口の間で、熱交換器を利用することができる。この冷却されたコンプレッサ流入空気によって、コンプレッサの全圧力比が大きくなることを介して、および/または、ガスタービンの動作温度限界に達するまで、燃焼プロセス中の燃料がより多く追加されることを介して、いずれでも、熱がより多く加えられる。燃焼器中のこれらより高い圧力および/または発熱速度の増加によって、エンジンサイクル内の効率を高める、および/またはパワーを増加させることができる。中間冷却される航空用ガスタービンエンジンのアーキテクチャは、所与の用途のためにエンジン重量を減少させるように与えられる利点より低い燃料消費率またはより高いパワーを使用して最適化することができ、それによって、エンドユーザに対して、運転コストおよびペイロードの形態で、さらにより多くの恩恵がもたらされる。中間冷却される航空用ガスタービンエンジンの他の代替実施形態は、スリースプールthreespool航空用エンジンのアーキテクチャを中間冷却するステップを含み、そこでは、中間冷却が、ファンブースタと中間コンプレッサの間に、中間コンプレッサと高圧コンプレッサの間に、および/または両方のスプールの間に適用されることになるはずである。中間コンプレッサは、中間圧タービンによって駆動することができる。別の代替実施形態は、多段ステージファンのガスタービンエンジンを含むことになるはずであり、そこでは、コア流に向けて誘導されるファン流の一部分が、中間冷却されることになるはずである。図8および9に示すように、代替実施形態は、エンジン入口で中間冷却するステップを組み込む。ガスタービン空気流と天然ガス燃料の間の熱交換を、直接的、または間接的な方法で実現することができる。図6および7に示すように、代替実施形態は、ファンとブースタの間で中間冷却するステップを組み込む。ガスタービン空気流と天然ガス燃料の間の熱交換を、直接的、または間接的な方法で実現することができる。図4および5に示すように、代替実施形態は、高圧コンプレッサの中間ステージで中間冷却するステップを組み込む。ガスタービン空気流と天然ガス燃料の間の熱交換を、直接的、または間接的な方法で実現することができる。図10~20に概略的に示し以下に述べるように、二系統燃料の推進システム100、200中の極低温燃料は、航空機システム5中の他の構成要素およびシステムおよび/またはガスタービンエンジン101を冷却するために、使用することができる。様々な実施形態で以下に述べるように、ガスタービンの二次寄生流secondaryparasiticflow、エンジンのベアリングおよびギヤシステムのための潤滑油、および付随する熱源を冷却する目的で、たとえばLNGなどの極低温燃料のヒートシンク能力を利用するように、熱交換器が使用される。これらのサブシステムを冷却すると、寄生流が減少することによって、エンジンシステム101の効率がさらに高められることになり、その寄生流は、エンジン性能サイクルに対する損失になる。二次システムの熱交換器このクラスの熱交換器は、ガスタービンの二次寄生流、エンジンのベアリングおよびギヤシステムのための潤滑油、および他の熱源を冷却する目的で、たとえばLNGなどの極低温燃料のヒートシンク能力を利用するように設計される。これらのサブシステムを冷却すると、寄生流が減少することによって、エンジンシステムの効率がさらに高められることになり、その寄生流は、エンジン性能サイクルに対する損失になる。これらは、次を含む。Aカスタマブリードcustomerbleed空気を冷却するために、LNG燃料を利用する熱交換システム。熱交換を、直接的、または間接的な方法で実現することができる。例示の概略的なブロック図を図12および13に示す。Bさらに強力にするために、タービンのクリアランス制御システムを冷却する目的で、LNG燃料を利用する熱交換システム。概略的な図を図11に示す。CLPTパイプを冷却するために、LNG燃料を利用する熱交換システム。LPTパイプ流がより冷たくなると、寄生空気流に対する必要性がより低くなる、または冷却効率が向上されることになる。ブロック図を図15および16に示す。DHPTブレードおよび/またはノズルおよび/またはシュラウドshroudを冷却するために使用されるHPT寄生冷却された冷却空気を冷却する目的で、LNG燃料を利用する熱交換システム。ブロック図を図14に示す。E潤滑システムの油を冷却するために、LNG燃料を利用する熱交換システム。その油は、器具次いで、ベアリングおよび他の油で濡れたエンジンのハードウェアを冷却するために使用される。ブロック図を図17および18に示す。Fギヤードターボファンシステムを冷却するために、LNG燃料を利用する熱交換システム。ブロック図を図19に示す。Gエンジンのコアカウルを冷却するために、LNG燃料を利用する熱交換システム。これは、次いで、不可欠な制御システムおよび他の外部ハードウェアを許容可能な動作温度に保つ。ブロック図を図20に示す。HJet-A燃料を冷却するために、LNG燃料を利用する熱交換システム。次いで、その燃料は、そのとき、上記のシステムのいずれも冷却するために使用することができる。ブロック図を図20に示す。図11に概略的に示すように、中間の作動流体305を使用する間接冷却システム300は、多数の寄生流および/または一次流および/またはエレクトロニクスの熱源を冷却することが可能な単一の作動流体305とともに多段熱交換器を利用することができるように、完全に統合することができる。図10に、タービン155によって駆動されるコンプレッサ105およびタービン155を駆動する熱ガスを発生する燃焼器90を含む、例示の二系統燃料の航空用ガスタービンエンジン101を概略的に示す。図10~20に、以下で述べるように、エンジンの構成要素および二次システムの1つまたは複数を冷却するために、極低温燃料112たとえばLNGなどを利用する、様々なオプションの熱交換器を概略的に示す。構成要素およびシステムを冷却するために、これらの熱交換器のいずれもの1つまたはその複数を二系統燃料のガスタービンエンジン101中で使用することができる。様々な構成要素およびシステムと流体を連通させる、またはそれを遮断するために、様々なバルブ385を含めることができる。図11に、熱交換器301、316および317を含むガスタービンエンジンの推進システム200のための冷却システム300を概略的に示し、そのシステムは、ガスタービンエンジンの推進システム200から抽出される空気流206の少なくとも一部分を冷却するために、たとえばLNGなどの極低温の液体燃料112を使用する。空気流206は、たとえば図12、13および14に示すものなどのコンプレッサ205から抽出することができる。一実施形態では、極低温の液体燃料112は、液化天然ガスLNGである。ガスタービンエンジンは、ファン流102を発生するファン103をさらに含むことができ、冷却されることになる空気流206は、ファン流102から抽出される。別の実施形態では、空気流206は、ブースタ104から抽出して、極低温燃料を使用して冷却することができる。熱交換器301、330によって冷却される空気流の少なくとも一部分が、たとえば図10、11および14に示すものなどの冷却システムによって冷却された後、エンジン101中の構成要素の少なくとも一部分を冷却するために、ガスタービンエンジン101中に再導入される。図14および11に概略的に示すものなど、HPT冷却器熱交換器を使用して、このように、たとえば高圧タービン155を冷却することができる。同様に、図15および16に概略的に示すように、LPT冷却器熱交換器320、330を使用して、低圧タービン157を冷却することができる。同様に、別の実施形態では、冷却される構成要素は、燃焼器90の一部分である図14参照。図12に概略的に示す例示の実施形態では、熱交換器317は、直接熱交換器317を含み、熱伝達が、極低温の液体燃料112とエンジンから抽出される空気流206の一部分の間で金属製壁241を介して直接行われる。また、図14に概略的に示すHPT冷却器330の例示の実施形態は、直接熱交換器337を示す。熱い空気流331が、直接熱交換器によって冷却されて、より冷たい空気流332になる。極低温燃料の流入流333が、空気流331から熱を吸収して、流出流334として流出する。図13に概略的に示す代替実施形態では、コンプレッサ空気の冷却システムは、間接熱交換器316を含み、熱伝達が、作動流体305と空気流206の一部分311の間で、かつ作動流体305と極低温燃料112の間で行われる。作動流体305は、不燃性である。一実施形態では、作動流体305は、液体燃料たとえば第1の燃料11などであり、ガスタービンエンジンの推進システム100中で点火することが可能である。図11に、二系統燃料の航空機ガスタービンエンジンの推進システム100、200のための冷却システム300を概略的に示す。それは、たとえばLNGなどの極低温燃料112を使用して、作動流体回路306中で循環する中継の作動流体305を冷却する熱交換器301を含む。作動流体回路は、作動流体を循環させるポンプ304を含む。作動流体回路306は、環境によって作動流体が不要に加熱されることを防止するために、断熱特性を有する適切な知られる材料を使用して構築される。次いで、作動流体305は、たとえば図11にアイテム310、320、330、340、350、360および370として概略的に示すものなど、1つまたは複数の熱交換器によって循環させられる。各熱交換器310、320、330、340、350、360および370中のより冷たい作動流体305の流れが、制御バルブ315、325、335、345、355、365および375によって、それぞれ制御される。各熱交換器中への流れは、入口313、323、333、343、353、363および373、および出口314、324、334、344、354、364および374をそれぞれ通る。熱交換器のそれぞれが、出口312、322、332、342、352、362および372を通じて冷却された流体またはガスを供給し、それは、入口311、321、331、341、351、361および371を通じてそれぞれ戻される。図11に、これら様々な入口、出口、バルブ、熱交換器および構成要素のすべてを概略的に示す。一実施形態では、熱交換器310は、ガスタービンエンジンの推進システム100、200に付随する構成要素316の一部分を冷却するためのコンプレッサ空気の冷却器である。別の実施形態では、熱交換器330、320は、ガスタービンエンジンの推進システム100、200に付随するHPT/LPTそれぞれ336、326の一部分を冷却するためのタービン冷却空気の熱交換器である。たとえば、図14、15および16参照。十分な熱がLNG112に伝導される場合、そのLNGは、気体のLNGとして熱交換器を出ることができる。別の実施形態では、熱交換器340は、たとえばアビオニックスシステムなど、航空機システム5に付随するエレクトロニックシステム346の一部分を冷却するためのエレクトロニックシステムの冷却器である。別の実施形態では、熱交換器350は、ガスタービンエンジンの推進システム100、200に付随するFADECFullAuthorityDigitalElectronicControl357などの制御システム357の一部分を冷却するための制御システムの冷却器である。別の実施形態では、熱交換器360は、ガスタービンエンジンの排気システム95からの排気ガスの一部分を冷却するための排気ガスの冷却器366である。図11に、各それぞれの熱交換器に入り、作動流体305によって冷却された後、そこから出て行く熱ガスまたは流体を示す。各サブシステムのための冷却回路の動作は、それらそれぞれの制御バルブ315、325、335、345、355、365および375によって制御することができる。本発明の別の態様では、ガスタービンエンジンの推進システム101中で使用される潤滑油381、391の少なくとも一部分を冷却するために、極低温の液体燃料112を使用する熱交換器382を含む、ガスタービンエンジンの推進システム101のための冷却システム380が開示される。ガスタービンエンジン中の潤滑油は、熱くなり、ベアリング、ギヤなどの中の潤滑油を冷却し、したがってそれらの作動期間を伸ばすことができることは、有利である。一実施形態では、潤滑油を冷却するために使用される極低温の液体燃料112は、液化天然ガスLNGである。図17および18に、たとえばLNGなどの極低温燃料112を使用して潤滑油381を冷却するための例示の熱交換器システム382、384を概略的に示す。図17に、直接熱交換器383を示し、そこでは、熱伝達が、極低温の液体燃料112と潤滑油381の一部分の間で金属製壁241を介して直接行われる。図19に、ギヤードターボファンエンジン中のギヤ油の冷却器390中の直接熱交換器382の例示の実施形態を示す。一実施形態では、ギヤ油の冷却器390中の熱伝達が、極低温の液体燃料と油391の一部分の間で金属製壁241を介して直接行われる。図18に、間接熱交換器384を含む熱交換器382を備える、例示の潤滑油冷却システム380を示し、そこでは、熱伝達が、作動流体305と極低温の液体燃料112の間で、かつ作動流体305と潤滑油381またはギヤ油39lの一部分の間で行われる。ここに示す例示の実施形態では、使用される作動流体305は、燃焼器またはタービンなど、熱い区域の構成要素中で使用されるとき、不燃性であることが好ましい。一実施形態では、図10および11に示す冷却システムは、作動流体305として液体燃料396を使用することができ、液体燃料396は、ガスタービンエンジンの推進システム101の燃焼器中で点火することができる。そのようなシステムは、アビオニックスおよびFADEC357を含むエレクトロニックシステムを冷却するのに有用であることができる。極低温燃料を利用する熱交換システムは、エンジンのコアカウルを冷却するために使用することができる。次いで、これは、不可欠な制御システムおよび他の外部のハードウェアを許容可能な動作温度に保つ。図19に、例示のシステムの例示の概略的なブロック図を示す。極低温燃料を利用する熱交換システムは、Jet-A燃料を冷却するために使用することができ、次いで、それは、そのとき、ここに既に述べたシステムのいずれも冷却するために使用することができる。図20に、熱交換器395を含む例示のシステムの例示の概略的なブロック図を示す。図10に、ここに述べた様々な冷却システムのいくつかを二系統燃料の推進システム100、200と関連して概略的に示す。そのようなシステムの流れは、各システム中に存在する温度、流速および他の動作条件に依存して、並流または逆流とすることができる。図10および11に、排気システムの冷却システム366を概略的に示す。一実施形態では、排気システムの冷却システムは、熱源として働く航空機ガスタービンの排気システムと、かつヒートシンクとして働く極低温燃料たとえば液化天然ガスLNGなどと熱的に接触した熱交換器からなる。熱交換器は、航空機ガスタービンの排気ノズルと別にする、または一体とすることができる。あるいは、それは、エンジンタービンのフレーム、ナセル、コアカウルまたは他の構造に取り付けることができる。極低温燃料たとえばLNGは、極低温ポンプを使用して熱交換器を通過させる。1つの例示の実施形態では、熱交換器は、空力的損失が排気流中で最小になるように流路中の突起部が限られた状態で、排気ノズルと同一平面に取り付けることができる。熱交換器の設計は、排気ノズルの曲率に従うことができる。別の例示の実施形態では、熱交換器は、熱源として働く航空機ガスタービンの排気システムと熱的に接触し、かつヒートシンクとして働く、ダウサムDowthermなど、不燃性の作動流体と間接的に熱的に接触した熱交換器を含む。液化天然ガスおよびダウサムが互いと熱的に接触する第2の熱交換器が、排気からの廃熱の冷たい液化天然ガスLNG燃料への伝達を完結させる。上記に述べた2つの熱交換器は、エンジン、ナセルまたは排気システムに取り付けられる、2つの別個のユニットから、または1つの単一ユニットから構成することができる。別の例示の実施形態では、熱交換器は、熱源として働く航空機ガスタービンの排気システムと、かつヒートシンクとして働く、ダウサムなど、不燃性の作動流体と熱的に接触した熱交換器を含む。液化天然ガスとダウサムが互いと熱的に接触する第2の熱交換器が、排気からの廃熱の冷たい液化天然ガスLNG燃料への伝達を完結させる。LNGが、エンジン燃料供給システムにほとんど、または全く流れていないときの状況下では、作動流体を、航空機ガスタービンファンのバイパス流と熱的に接触する熱交換要素に向け直すことができる。排気システムの熱交換器は、シェルおよびチューブ、二重パイプ、フィンプレートなど、様々な設計のものとすることができ、並流、逆流または横流の形態で流れることができる。熱交換を、上記に挙げた熱源と直接的に、または間接的に接触させて行うことができる。図21、22および11に概略的に示し以下に述べるように、二系統燃料の推進システム100、200中の極低温燃料は、二系統燃料の航空機ガスタービンエンジン101、201中のある構成要素を冷却するために使用することができる。ここに述べるように、熱交換器は、たとえばコンプレッサ105からなど、ガスタービンから抽出される空気の一部分を冷却する目的で、たとえばLNGなどの極低温燃料のヒートシンク能力を利用するように、使用される。冷却された冷却空気の一部分は、タービンまたはコンプレッサのクリアランス制御のために使用することができる。エンジン動作中、タービンまたはコンプレッサ中のクリアランスを制御すると、エンジンシステム101の効率がより高められ、エンジン性能サイクルが向上され、そして燃料消費率を低下させることになることが知られている。図21に、たとえばLNGなどの極低温燃料を使用するタービンのクリアランス制御TCC:turbineclearancecontrolシステム160を含む二系統燃料の航空用ガスタービンエンジンシステム101、201を示す。図22に、熱交換器301、164およびタービン構造163、152、153、151、150を概略的に示す。これらのタービン構造163のいくつかは、エンジン動作中、TCCシステム160によって冷却される、および/または加熱される。二系統燃料の航空用ガスタービンエンジンシステム101、201は、タービン155によって駆動されるコンプレッサ105を含む。タービンは、円周方向の列のタービンブレード151を有するロータ150と、半径クリアランスCがブレードとシュラウド152の間に存在するように、タービンブレードから半径方向で外側に位置決めされるシュラウド152とを有する。ステータブレード153が、タービンブレード151の下流に位置決めされる。タービン155は、燃焼器90中で発生される熱ガスによって駆動される。タービンのクリアランス制御システム160は、熱交換器301を有する冷却システム300を含み、その熱交換器は、ガスタービンエンジンの推進システム101の動作中、半径クリアランスC154を制御するために使用される空気流206の少なくとも一部分を冷却する目的で、極低温の液体燃料112を使用する。半径クリアランスCは、たとえばロータブレード151を囲繞する静的構造163を冷却することによって減少させることができ、それによって、熱的効果のおかげで静的構造を半径方向に縮ませる。これは、TCCシステム160から静的構造163に向けて相対的に冷たい空気162を導くことによって、実現することができる。同様に、半径クリアランスCは、たとえばTCCシステム160からの熱い空気を使用して静的構造163を加熱することによって、増加させることができる。図22に、ガスタービンエンジン101のコンプレッサ105から抽出される熱い空気206の一部分を冷却するために、たとえば液化天然ガスLNGなどの極低温燃料112を使用する熱交換器301を概略的に示す。代替実施形態では、空気流206は、ガスタービンエンジンのファン流102またはブースタ104から抽出することができる。図22では、例示の熱交換器301が、直接熱交換器164を含み、熱伝達が、極低温の液体燃料112と空気流206の一部分の間で金属製壁241を介して直接行われる。代替実施形態では、熱交換器301は、間接熱交換器370を含み、熱伝達が、作動流体305と空気流206の一部分の間で、かつ作動流体305と極低温燃料112の間で行われる。作動流体305が不燃性であることが好ましい。いくつかの用途では、作動流体305は、燃焼器90中で点火することができる、第1の燃料11などの液体燃料とすることができる。図21に、タービンのクリアランス制御システム160を有するガスタービンエンジン101の例示の実施形態を示し、タービンのクリアランス制御システム160の熱交換器301によって冷却される空気流372の少なくとも一部分が、タービン155の近くの静的構造163の少なくとも一部分を冷却するために、ガスタービンエンジン中に再導入される。静的構造163は、シュラウド152を支持することができ、そのシュラウドは、半径クリアランスCが、ブレード151とシュラウド152の間に存在するように、タービンブレード151から半径方向で外側に位置決めされる。タービンは、高圧タービン155または低圧タービン157とすることができる。図22に示すように、TCCシステム160は、タービンのクリアランス制御バルブ161をさらに含むことができ、それは、より冷たい空気372をより熱い空気207と混合することによって、タービンのクリアランス制御空気162の温度および量を調節する。クリアランス制御バルブ161は、図21に概略的に示すFADECシステムなど、デジタルエレクトロニック制御システム357によって調節することができる。この書面による記述は、本発明を開示するために、また、いずれもの当業者が本発明を実施し使用することを可能にするために、最良の形態を含む実施例を使用している。本発明の特許性がある範囲は、当業者に思い浮かぶ他の実施例を含むことができる。そのような他の実施例は、それらが請求項の文字通りの意味と違わない構造上の要素を有する場合、または請求項の文字通りの意味と差が実質的でない同等の構造上の要素を含む場合、請求項の範囲内に含まれるものと意図される。