【事件の表示】
　特許第２７５６９２６号「ジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造」の請求項１ないし６に係る特許に対する特許異議の申立てについて、次のとおり決定する。
【結　論】
　訂正を認める。
　特許第２７５６９２６号の請求項１ないし６に係る特許を維持する。
【理　由】
【１】手続きの経緯
　本件特許第２７５６９２６号の発明についての出願は、平成７年１月１１日に特許出願されたものであって、平成１０年３月１３日にその特許権の設定登録がなされ、その後、本件特許の請求項１〜６に係る発明に対して、石川島播磨重工業株式会社より特許異議の申立てがなされ、取消理由通知がなされ、その指定期間内である平成１１年６月１日に訂正請求がなされ、さらに、訂正拒絶理由通知がなされたものである。
　
【２】訂正の適否についての判断
ア．訂正の要旨
（１）訂正事項１
　特許請求の範囲の請求項１〜６の記載を以下のとおり訂正する。
　「【請求項１】　中心部側にガスフロー部が設けられ、その外側にエアフロー部が設けられてなるジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造において、エアフロー部のファンがタンデム翼列とされ、前記タンデム翼列における前置翼と後置翼との相互の周方向相対位置および軸方向相対位置がハブからチップまでにおいて適宜調整され、それにより衝撃波が前置翼間の後縁付近に形成されるようにされてなる相互干渉抑制型タンデム翼列とされてなることを特徴とするジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造。
【請求項２】　前記タンデム翼列が一体的成型により形成されてなることを特徴とする請求項１記載のジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造。
【請求項３】　前記一体的成型が、一体的削り出し成型であることを特徴とする請求項２記載のジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造。
【請求項４】　前記ジェット推進エンジンが、ジェットエンジンまたはエアターボラムジェットエンジンであることを特徴とする請求頃１、２または３記載のジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造。
【請求項５】　翼列における前置翼と後置翼との相互の周方向相対位置および軸方向相対位置がハブからチップまでにおいて適宜調整され、それにより衝撃波が前置翼間の後縁付近に形成されるようにされてなる相互干渉抑制型タンデム翼列とされてなることを特徴とするタンデム翼列。
【請求項６】　請求項５記載の相互干渉抑制型タンデム翼列を備えてなることを特徴とするタービンディスク。」
（２）訂正事項２
　上記訂正事項１に伴って、願書に添付した明細書の段落【０００６】の「前記タンデム翼列が、衝撃波が前置翼間の後縁付近に形成されるようにされてなる」（特許第２７５６９２６号公報第３欄第４４〜４５行参照）を、「前記タンデム翼列における前置翼と後置翼との相互の周方向相対位置および軸方向相対位置がハブからチップまでにおいて適宜調整され、それにより衝撃波が前置翼間の後縁付近に形成されるようにされてなる」に訂正する。
イ．訂正の目的の適否及び拡張・変更の存否
　（１）上記訂正事項１は、特許請求の範囲の減縮に該当し、実質的に特許請求の範囲を拡張又は変更するものではなく、かつ、新規な事項を含まない。
　（２）上記訂正事項２は、上記訂正事項１に伴って、発明の詳細な説明の記載を特許請求の範囲の記載に整合させるものであって、明瞭でない記載の釈明にあたり、かつ、新規の事項を含まない。
ウ．独立特許要件の判断
（訂正明細書の請求項１〜６に係る発明）
　訂正明細書の請求項１〜６に係る発明は、訂正請求された明細書及び図面の記載からみて、その特許請求の範囲の請求項１〜６に記載された事項により特定されるとおりのものである。［上記ア．の「（１）訂正事項１」参照。］
（引用刊行物）
　訂正明細書の請求項１〜６に係る発明に対して、当審が通知した取消理由で引用した、刊行物１（アメリカ航空宇宙局編ＣＲ−７２５６２「ＤＥＳＩＧＮ　ＲＥＰＯＲＴ，ＳＩＮＧＬＥ−ＳＴＡＧＥ　ＥＶＡＬＵＡＴＩＯＮ　ＯＦ　ＨＩＧＨＬＹ−ＬＯＡＤＥＤ　ＨＩＧＨ−ＭＡＣＨ−ＮＵＭＢＥＲ　ＣＯＭＰＲＥＳＳＯＲ　ＳＴＡＧＥＳ」（米国、ＮＡＳＡ、１９６９年７月１６日発行）［第３頁、第２１頁、第９１〜９３頁、第９５，９６頁参照］）には、「超音速の前ブレードと亜音速部の後ブレードとをもつタンデム翼が設計された。」（第３頁第３０〜３１行）との記載、「（１）タンデム形状とするのは、半径が１０．４インチのところからチップまででよい。というのは、半径が１０．４インチに至るまではローカルマッハ数が１．３５以下であり、そのマッハ数では境界層剥離がおこるおそれがないからである。（２）ハブの近くにおいては、前部セクションのトレイリング・エッジ（後縁）は、境界層を再付着させるために衝撃波発生点の下流に位置せしめられている。衝撃波が非常に強くて再付着が期待できないチップ位置においては、前部セクションのトレイリング・エッジ（後縁）は、衝撃波発生の直後に位置せしめられている。」（第９１頁第１４〜２０行）との記載、「遠心力、アンツイストトルク、空気力及び半径方向においてスタッキングでないことによる曲げモーメントが、３つのブリッジ部の剪断及び曲げ応力を計算するために用いられた。」（第９５頁第２〜３行）との記載、「計算の３番目のタイプは、空気力による曲げおよび重心が半径方向スタックラインからオフセットしていることによる応力を含んでいる。前部セクションと後部セクションとを結合したものの重心を一直線上に置くようにタンデム翼を積み上げることはできない。その結果、遠心力による曲げ応力が翼に生じる。」（第９５頁第２０〜２３行）との記載があり、これらの記載及び第１４図、第４７図、第９３頁の図面、第９６頁の図面等の記載からみて、刊行物１に記載された翼列のタンデム翼は前部セクション（前ブレード）と後部セクション（後ブレード）の両方からなるものであって、該前部セクション（前ブレード）と後部セクション（後ブレード）との両方で流線形の一つの翼を構成するものと解されるから、結局、刊行物１には、翼列を構成する一枚の翼にチップから（ハブへは到らない）途中位置までスロット（割れ目）を入れ、該翼を前部セクションと後部セクションとに分割してこのスロットがある部分のみをタンデム翼とし、このタンデム翼を構成する前部セクションと後部セクションとの相互の周方向相対位置および軸方向相対位置を適宜調整して、それにより衝撃波が互いに隣り合う前部セクションの一方の前縁と他方の後縁を斜めに結ぶ線上付近に形成されるようにし、さらに、スロットを入れて翼を分割したことで生ずる曲げ応力による翼の変位及び破壊を防止すると共にスロット幅を一定に維持するため、前部セクションと後部セクションとをブリッジにより拘束した相互干渉抑制型タンデム翼を備えた一翼列、が記載されているものと認められる。
　また、同刊行物２（特開昭６３−２８９３０４号公報）には、航空機のタンデム翼列が一体的（削り出し）成型により形成されることが記載されているものと認められる。
　また、同刊行物３（ＲＯＬＬＳ−ＲＯＹＣＥ　ｐｉｃ著、社団法人日本航空技術協会訳「ザ・ジェット・エンジン」（社団法人日本航空技術協会、１９９２年３月３１日発行）［第６頁、第１６頁、第１３２頁参照］）には、中心部側にガスフロー部が設けられ、その外側にファン翼が設けられたエアフロー部が設けられてなるジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造が記載されているものと認められる。
　また、同刊行物４（ＦＲＥＤＥＲＩＣＫ　Ｓ．　ＢＩＬＬＩＧ編「ＥＩＧＨＴＨ　ＩＮＴＥＲＮＡＴＩＯＮＡＬ　ＳＹＭＰＯＳＩＵＭ　ＯＮ　ＡＩＲ　ＢＲＥＡＴＨＩＮＧ　ＥＮＧＩＮＥＳ」（米国、Ａｍｅｒｉｃａｎ　Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ　ｏｆ　Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ　ａｎｄ　Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ 、１９８７年６月発行）［特に、第９頁参照］）には、エアターボラムジェットエンジンが記載されている。
（対比・判断）
　そこで、訂正明細書の請求項５に係る発明（以下、「本件訂正発明５」という。）と上記刊行物１乃至刊行物４に記載された発明とを対比すると、本件訂正発明５も刊行物１記載の発明も共に相互干渉抑制型タンデム翼の翼列に関する発明であるが、本件訂正発明５のタンデム翼列は、前置翼列と後置翼列の２つの翼列のことを意味する一方、刊行物１記載の発明のタンデム翼列は、１列からなる翼列の各翼における前部セクションと後部セクションからなる２つのセクションのことを意味するので、刊行物１記載のタンデム翼列は本件訂正発明５のタンデム翼列に相当しないものであると云えるから、刊行物１乃至刊行物４記載の各発明は、本件訂正発明５を特定する事項である「翼列における前置翼と後置翼との相互の周方向相対位置および軸方向相対位置がハブからチップまでにおいて適宜調整され、」「それにより衝撃波が前置翼間の後縁付近に形成されるようにされてなる相互干渉抑制型タンデム翼列」（以下、「構成Ａ」という。）を備えていない。
　そして、本件訂正発明５は当該「構成Ａ」を備えることにより、明細書記載の「作用する遠心力を低減でき、その分エンジンの回転数を上昇させることができる。そのため、ジェット推進エンジンあるいはガスタービンの出力を向上できる」（特許公報第５欄第２３行〜第６欄第２行参照）という顕著な効果を奏するものであるから、本件訂正発明５は、上記刊行物１乃至４に記載された発明であるとも、これら各刊行物記載の発明から容易に発明をすることができたものともいえない。
　また、訂正明細書の請求項１に係る発明は、中心部側にガスフロー部が設けられ、その外側にエアフロー部が設けられてなるジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造において、エアフロー部のファンがタンデム翼列とされたものであって、さらにそのタンデム翼列が上記「構成Ａ」のように構成されるものであり、訂正明細書の請求項２〜４に係る発明は、その請求項１に係る発明を引用するものであり、また、訂正明細書の請求項６に係る発明は、「構成Ａ」を備えたタービンディスクであるから、訂正明細書の請求項１〜４、６に係る各発明と上記刊行物１乃至刊行物４に記載された発明とを対比しても、刊行物１乃至刊行物４記載の各発明は、訂正明細書の請求項１〜４、６に係る各発明を特定する事項である上記「構成Ａ」を備えていないことは明らかである。
　よって、訂正明細書の請求項１〜４、６に係る各発明は、本件訂正発明５と同様に、上記刊行物１乃至４に記載された発明であるとも、これら各刊行物記載の発明から容易に発明をすることができたものともいえない。
　したがって、訂正明細書の請求項１〜６に係る発明は特許出願の際独立して特許を受けることができない発明とすることはできない。
エ．むすび
　以上のとおりであるから、上記訂正請求は、特許法第１２０条の４第２項及び同第３項で準用する第１２６条第２〜４項の規定に適合するので、当該訂正を認める。
　
【３】特許異議の申立てについての判断
ア．申立ての理由の概要
　特許異議申立人は、証拠として甲第１号証（上記刊行物１と同じ）、甲第２号証（上記刊行物２と同じ）、甲第３号証（上記刊行物３と同じ）、甲第４号証（上記刊行物４と同じ）を提出し、本件請求項１、４、５に係る発明は、甲第１号証に記載された発明であり、特許法第２９条第１項の規定に違反して特許されたものであり、本件請求項２、３に係る発明は、甲第１号証及び甲第２号証に記載された発明に基づいて、本件請求項４に係る発明は、甲第１号証、甲第２号証及び甲第４号証に記載された発明に基づいて、本件請求項６に係る発明は、甲第１号証及び甲第３号証に記載された発明に基づいて、それぞれ、当業者が容易に発明をすることができたものであり、特許法第２９条第２項の規定に違反して特許されたものであるから、本件特許を取り消すべき旨主張している。
イ．本件請求項１〜６に係る発明
　本件請求項１〜６に係る発明は、訂正請求された明細書及び図面の記載からみて、その特許請求の範囲の請求項１〜６に記載された事項により特定されるとおりのものである。［上記【２】ア．の「（１）訂正事項１」参照。］
ウ．判断
　特許異議申立人が提出した甲第１号証、甲第２号証、甲第３号証及び甲第４号証は、当審が通知した取消理由で引用した刊行物１、刊行物２、刊行物３、刊行物４と同じであり、これらに記載された発明は、すでに上記【２】ウ．で示したように、本件請求項１〜６に係る発明を特定する事項である「構成Ａ」を備えていない。
　したがって、本件請求項１〜６に係る発明は、上記甲第１号証乃至甲第４号証のいずれかに記載された発明であるとも、これら甲第１号証乃至甲第４号証記載の発明から当業者が容易に発明をすることができたものともすることができない。
　
【４】結論
　以上のとおりであるから、特許異議申立人の主張する理由及び提出した証拠方法によって、本件請求項１〜６に係る発明の特許を取り消すことはできない。
　また、他に本件請求項１〜６に係る発明の特許を取り消すべき理由を発見しない。
　よって、結論のとおり決定する。
【異議決定日】
平成１２年３月２８日（２０００．３．２８）
【訂正の要旨】
　訂正の要旨
（１）訂正事項１
　特許請求の範囲の請求項１〜６の記載を、特許請求の範囲の減縮を目的として、以下のとおり訂正する。
　「【請求項１】　中心部側にガスフロー部が設けられ、その外側にエアフロー部が設けられてなるジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造において、エアフロー部のファンがタンデム翼列とされ、前記タンデム翼列における前置翼と後置翼との相互の周方向相対位置および軸方向相対位置がハブからチップまでにおいて適宜調整され、それにより衝撃波が前置翼間の後縁付近に形成されるようにされてなる相互干渉抑制型タンデム翼列とされてなることを特徴とするジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造。
　【請求項２】　前記タンデム翼列が一体的成型により形成されてなることを特徴とする請求項１記載のジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造。
　【請求項３】　前記一体的成型が、一体的削り出し成型であることを特徴とする請求項２記載のジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造。
　【請求項４】　前記ジェット推進エンジンが、ジェットエンジンまたはエアターボラムジェットエンジンであることを特徴とする請求頃１、２または３記載のジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造。
　【請求項５】　翼列における前置翼と後置翼との相互の周方向相対位置および軸方向相対位置がハブからチップまでにおいて適宜調整され、それにより衝撃波が前置翼間の後縁付近に形成されるようにされてなる相互干渉抑制型タンデム翼列とされてなることを特徴とするタンデム翼列。
　【請求項６】　請求項５記載の相互干渉抑制型タンデム翼列を備えてなることを特徴とするタービンディスク。」
（２）訂正事項２
　上記訂正事項１に伴って、願書に添付した明細書の段落【０００６】の「前記タンデム翼列が、衝撃波が前置翼間の後縁付近に形成されるようにされてなる」（特許第２７５６９２６号公報第３欄第４４〜４５行参照）を、明瞭でない記載の釈明を目的として、「前記タンデム翼列における前置翼と後置翼との相互の周方向相対位置および軸方向相対位置がハブからチップまでにおいて適宜調整され、それにより衝撃波が前置翼間の後縁付近に形成されるようにされてなる」に訂正する。
（５４）【発明の名称】
ジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造
（５７）【特許請求の範囲】
　【請求項１】　中心部側にガスフロー部が設けられ、その外側にエアフロー部が設けられてなるジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造において、エアフロー部のファンがタンデム翼列とされ、
前記タンデム翼列
における前置翼と後置翼との相互の周方向相対位置および軸方向相対位置がハブからチップまでにおいて適宜調整され、それにより
　【請求項２】　前記タンデム翼列が一体的成型により形成されてなることを特徴とする請求項１記載のジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造。
　【請求項３】　前記一体的成型が、一体的削り出し成型であることを特徴とする請求項２記載のジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造。
　【請求項４】　前記ジェット推進エンジンが、ジェットエンジンまたはエアターボラムジェットエンジンであることを特徴とする請求項１、２または３記載のジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造。
　【請求項５】　翼列
における前置翼と後置翼との相互の周方向相対位置および軸方向相対位置がハブからチップまでにおいて適宜調整され、それにより
　【請求項６】　請求項５記載の相互干渉抑制型タンデム翼列を備えてなることを特徴とするタービンディスク。
【発明の詳細な説明】
　【０００１】
　【産業上の利用分野】
　本発明はジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造に関する。さらに詳しくは、従来より高速回転が可能なジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造に関する。
　【０００２】
　【従来の技術】
　従来より、ターボジェットエンジン、ターボファンジェットエンジン、ラムジェットエンジン、エアターボラムジェットエンジンなどのジェット推進エンジンやガスタービンの出力を向上させるために種々の提案がなされている。その一つとして、例えばバイパス比が４０〜５０程度を目標とする革新的ターボプロップ・エンジン（以下、ＡＴＰという）が提案されている（Ｒｏｌｌｓ−Ｒｏｙｃｅ　ｐｉｃ著社団法人　日本航空技術協会発行「ザ・ジェット・エンジン」１６頁等参照）。このＡＴＰにおいては、例えば図５に示すように、中心部側にガスフロー部ｇを設け、そしてその外側に二重反転式プロペラ・ブレードａ，ｂを設けた、つまりエアフロー部を設けた構成とすることが計画されている（Ｇａｔｚｅｎ．Ｂ．Ｓ＆Ｒｅｙｎｏｌｄｓ，Ｃ．Ｎ．，；Ｉ．Ｃ．Ａ．Ｓ　Ｐａｐｅｒ　ＩＣＡＳ−８４−５．６．２（１９８４）参照、）。
　【０００３】
　一方、よく知られているように、ジェット推進エンジンやガスタービンの出力は、エンジンの回転数を増加させることによっても向上させることができる。このため、ＡＴＰにおいてもエンジンの回転数はできるだけ高い方が望ましい。
　【０００４】
　しかしながら、前述したように、ＡＴＰにおいては高温部が中心部側に存在するために、その部分に作用する遠心力に対する材料強度によりエンジン回転数が決定される、つまり回転数が制限されるという問題がある。このことは、プロペラ等の翼幅がワイド化される傾向にある現状においては、一層助長されることになる。
　【０００５】
　【発明が解決しようとする課題】
　本発明はかかる従来技術の問題点に鑑みなされたものであって、中心部側にガスフロー部が設けられ、その外側にエアフロー部が設けられた構成とされているジェット推進エンジンやガスタービンにおいて、ガスフロー部に作用する遠心力を低減することによりエンジン回転数を従来より向上させることのできるジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造を提供することを主たる目的としている。
　【０００６】
　【課題を解決するための手段】
　本発明のジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造は、中心部側にガスフロー部が設けられ、その外側にエアフロー部が設けられてなるジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造において、エアフロー部のファンがタンデム翼列とされ、前記タンデム翼列
における前置翼と後置翼との相互の周方向相対位置および軸方向相対位置がハブからチップまでにおいて適宜調整され、それにより
　【０００７】
　また、本発明のジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造においては、前記タンデム翼列は、例えば一体的削り出し成型など一体的成型により形成されてなるのが好ましい。
　【０００８】
　【作用】
　本発明においてはエアフロー部のファンがタンデム翼列により構成されているので、各翼の肉厚および翼幅はそれぞれ従来のファンのそれに比して約半分となり、その結果断面積は従来の翼の１／４となる。したがって、ファンの重量は従来のファンの約半分となる。そのため、同一回転数における遠心力は、従来の約半分となるので、従来のファンよりその分回転数を上げることができ、回転数が上昇した分エンジンの出力を向上できる。
　【０００９】
　【実施例】
　以下、添付図面を参照しながら本発明を実施例に基づいて説明するが、本発明はかかる実施例のみに限定されるものではない。
　【００１０】
　本発明の一実施例にかかわるジェット推進エンジンの出力部構造の概略を図１に示し、同出力部構造Ｋは、図５に示す従来の提案にかかわるＡＴＰのエアフロー部の二重反転式プロペラ・ブレードａ，ｂを、図２に示すような、タンデム翼列Ｔにより構成するとともに、エアフロー部３を形成するためのケーシング４をその外周に配設してなるものである。本実施例においては、タンデム翼列Ｔの各翼１，２（前置翼１、後置翼２）の肉厚は従来の翼の約半分とされ、またその翼幅も約半分とされている。その結果、翼の断面積は約１／４となり、その重量も約１／４となる。したがって、エアフロー部３全体の重量は、従来の約半分となる。そのため、同一回転数時にガスフロー部５に作用する遠心力を従来の約半分に低減できる。換言すれば、その分エンジンの回転数を上昇させることができる。したがって、おおもむエンジンの出力を回転数の上昇分に相当する分向上させることができる。なお、図１において符号６は、タンデム翼列Ｔからの流れを所望方向に偏向させるための静翼を示す。
　【００１１】
　本実施例においては、タンデム翼列Ｔの翼形状、翼の配置等は、コンピュータにより３次元の流れ解析を行い、その結果に基づいてタンデム翼１，２相互の流れや衝撃波の干渉による悪影響が極力抑制されるように、翼１，２相互の周方向相対位置（図３におけるａ寸法）および軸方向相対位置（図３におけるｂ寸法）がハブからチップまでにおいて適宜調整されている。
　【００１２】
　本明細書では、このようにコンピュータにより３次元流れ解析を行い、タンデム翼相互の流れや衝撃波の干渉による悪影響が極力抑制されるようにされてなるタンデム翼列を「相互干渉抑制型タンデム翼列」と定義する。なお、３次元流れ解析を行うプログラムについては、翼列の周りの流れや衝撃波の分布を３次元的に解析できるものであればいかなるプログラムでもよく、その適用プログラムについては特に限定はない。
　【００１３】
　図４は、このようにして得られた相互干渉抑制型タンデム翼列Ｔのハブ周りの流れのシミュレーション結果により得られた衝撃波の分布図である。一般的に、高負荷な遷音速翼列では、必然的に翼列間に衝撃波が発生し、衝撃波と翼面境界層の干渉により、損失の主要因となる大きな剥離流が発生するが、図４より明らかなように、相互干渉抑制型タンデム翼列では、約２倍の負荷水準であるにもかかわらず、衝撃波は前置翼間（翼１翼列間）の後縁側近くにのみ発生し、翼面境界層との干渉による剥離流域が小さく抑制され、後置翼（翼２）はその影響を連続的に受けずに正常に作動しているのがわかる。つまり、タンデム翼１，２相互の衝撃波の干渉による悪影響が抑制されているのがわかる。
　【００１４】
　以上、本発明を実施例に基づいて説明してきたが、本発明はかかる実施例のみに限定されるのもではなく、種々改変が可能である。例えば、本実施例においてはジェット推進エンジンとしてＡＴＰが用いられたが、エアターボラムジェットエンジンとされてもよい。
　【００１５】
　【発明の効果】
　以上詳述してきたように、本発明においてはガスフロー部の外側に設けられているエアフロー部のファンをタンデム翼列としているので、ガスフロー部に作用する遠心力を低減でき、その分エンジンの回転数を上昇させることができる。そのため、ジェット推進エンジンあるいはガスタービンの出力を向上できるという優れた効果が得られる。
【図面の簡単な説明】
　【図１】
　本発明の一実施例にかかわるジェット推進エンジンの概略図である。
　【図２】
　同実施例に用いられているタンデム翼列の概略図である。
　【図３】
　前置翼と後置翼との位置関係の説明図である。
　【図４】
　同実施例のタンデム翼列のハブ周りの流れのシミュレーション結果による衝撃波の分布図である。
　【図５】
　従来の提案にかかわる革新的ターボプロップ・エンジンの概略図である。
　【符号の説明】
　１　タンデム翼（前置翼）
　２　タンデム翼（後置翼）
　３　エアフロー部
　４　ケーシング
　５　ガスフロー部
　６　静翼
　Ｔ　タンデム翼列
　Ｋ　出力部構造