(57)【要約】【課題】  出力密度幅を持つギヤードターボファンエンジンを提供する。【解決手段】  ガスタービンエンジン用タービンは、高圧スプールとして高圧圧縮機とともに中心軸を中心として第１方向に回転するように構成される高圧タービンと、低圧スプールとして低圧圧縮機とともに前記中心軸を中心として前記第１方向に回転するように構成される低圧タービンと、を有する。出力密度は、約１．５  ｌｂｆ／ｉｎ3以上であり、かつ約５．５  ｌｂｆ／ｉｎ3以下である。ファンは、前記低圧スプールに変速機構を介して接続され、かつ前記第１方向とは反対の第２方向に回転する。【選択図】図２
2016128693.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
高圧スプールとして高圧圧縮機とともに中心軸を中心として第１方向に回転するように構成される高圧タービンと、
低圧スプールとして低圧圧縮機とともに前記中心軸を中心として前記第１方向に回転するように構成される低圧タービンと、
１．５  ｌｂｆ／ｉｎ3以上であり、かつ５．５  ｌｂｆ／ｉｎ3以下である出力密度と、
前記低圧スプールに変速機構を介して接続され、かつ前記第１方向とは反対の第２方向に回転するファンと、
を備えた、ガスタービンエンジン。
【請求項２】
前記出力密度は、２．０以上である、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項３】
前記出力密度は、４．０以上である、請求項２に記載のガスタービンエンジン。
【請求項４】
前記出力密度の推力は、海面高度離陸状態での一定の静止推力の値を使用して計算される、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項５】
ガイドベーンが、前記低圧タービンの第１の段の上流に配置されて、前記高圧タービンの下流のガスが前記低圧タービンに近付くときにそのガスを誘導する、請求項４に記載のガスタービンエンジン。
【請求項６】
中間タービンフレームが前記高圧タービンを支持する、請求項５に記載のガスタービンエンジン。
【請求項７】
前記ガイドベーンは、前記中間タービンフレームと前記低圧タービンとの間に配置される、請求項６に記載のガスタービンエンジン。
【請求項８】
前記ガイドベーンは、大きく反ることにより、前記高圧タービンの下流の燃焼生成物が前記低圧タービンの前記第１の段に到達する場合にその燃焼生成物を正しく誘導する、請求項５に記載のガスタービンエンジン。
【請求項９】
前記ファン部は、空気の一部をバイパスダクトに送り込むとともに、空気の一部を前記低圧圧縮機にコア流として送り込み、かつ、６よりも大きいバイパス比を有する、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１０】
前記変速機構はギア減速機である、請求項９に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１１】
星形歯車を利用して、回転方向を前記ファンと前記低圧スプールとの間で変更する、請求項１０に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１２】
前記星形歯車装置は、２．３：１を上回る歯車比を有し、これは前記低圧スプールが、前記ファンの回転速度の２．３倍以上の速度で回転することを意味する、請求項１１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１３】
前記変速機構はギア減速機である、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１４】
星形歯車を利用して、回転方向を前記ファンと前記低圧スプールとの間で変更する、請求項１３に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１５】
前記星形歯車装置は、２．３：１を上回る歯車比を有し、これは前記低圧スプールが、前記ファンの回転速度の２．３倍以上の速度で回転することを意味する、請求項１４に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１６】
高圧スプールとして高圧圧縮機とともに中心軸を中心として第１方向に回転するように構成される高圧タービンと、
前記中心軸を中心として前記第１方向に回転するように構成される低圧タービンと、
４．０以上である出力密度と、
前記低圧タービンにギア減速機を介して接続され、かつ前記第１方向とは反対の第２方向に回転するファンと、
を備える、ガスタービンエンジン。
【請求項１７】
前記出力密度は、前記高圧タービン及び前記低圧タービンの両方を含むタービン部の体積に対する前記エンジンから供給される推力の比であり、前記推力は、海面高度離陸状態での一定の静止推力である、請求項１６に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１８】
前記ファン部は、空気の一部をバイパスダクトに送り込むとともに、空気の一部を前記低圧圧縮機にコア流として送り込み、かつ、６よりも大きいバイパス比を有する、請求項１６に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１９】
星形歯車を利用して、回転方向を前記ファンと前記低圧スプールとの間で変更する、請求項１６に記載のガスタービンエンジン。
【請求項２０】
中圧タービン部があり、前記中圧タービン部が圧縮機ロータを駆動する、請求項１６に記載のガスタービンエンジン。
【請求項２１】
前記ギア減速機は、前記ファンと前記低圧タービンにより駆動される圧縮機ロータとの間に配置される、請求項１６に記載のガスタービンエンジン。
【請求項２２】
前記ギア減速機は、前記低圧タービンと前記低圧タービンにより駆動される圧縮機ロータとの間に配置される、請求項１６に記載のガスタービンエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
（関連出願の相互参照）
本出願は、２０１２年４月２日に出願された米国仮特許出願第６１／６１９，１１１号の優先権を主張する、２０１２年４月１３日に出願された米国特許出願第１３／４４６，３１２号の一部継続出願である。
【０００２】
本出願は、低圧スプール及び高圧スプールが、互いに同じ方向に回転する構成のギヤードターボファンエンジンに関するものである。
【背景技術】
【０００３】
ガスタービンエンジンは公知であり、通常、空気を圧縮機部に送り、バイパス空気として外側に空気を送出して推進力を生み出すファンを含む。圧縮機内の空気は燃焼器部内に送給され、この燃焼器部では、空気を燃料と混合させて燃焼させる。この燃焼生成物は、タービンロータに沿って下流に流れて、これらのタービンロータを駆動して回転させる。通常、低圧圧縮機及び高圧圧縮機、及び低圧タービン及び高圧タービンがある。
【０００４】
高圧タービンは通常、高圧圧縮機を高スプールとして駆動し、低圧タービンは低圧圧縮機及びファンを駆動する。これまで、ファン及び低圧圧縮機は、同じ速度で駆動されていた。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
近年、ギア減速機を低圧スプールに設けて、ファン及び低圧圧縮機を異なる速度で回転させることができるようにしている。効率損失を抑えるために更に多くの小型タービンを有する更に高効率のエンジンを有することが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
特徴的な実施形態では、ガスタービンエンジン用タービンは、高圧スプールとして高圧圧縮機とともに中心軸を中心として第１方向に回転するように構成される高圧タービンを備える。低圧タービンは、低圧スプールとして低圧圧縮機とともに前記中心軸を中心として第１方向に回転するように構成される。出力密度は、約１．５  ｌｂｆ／ｉｎ3以上であり、かつ約５．５  ｌｂｆ／ｉｎ3以下である。ファンは、低圧スプールに変速機構を介して接続され、かつ第１方向とは反対の第２方向に回転する。
【０００７】
前の実施形態による別の実施形態では、出力密度は約２．０以上である。
【０００８】
前の実施形態のうちのいずれかの実施形態による別の実施形態では、出力密度は約４．０以上である。
【０００９】
前の実施形態のうちのいずれかの実施形態による別の実施形態では、出力密度推力は、海面高度離陸状態での一定の静止推力の値を使用して計算される。
【００１０】
前の実施形態のうちのいずれかの実施形態による別の実施形態では、ガイドベーンが、低圧タービンの第１の段の上流に配置されて、高圧タービンの下流のガスが低圧タービンに近付くときにそのガスを誘導する。
【００１１】
前の実施形態のうちのいずれかの実施形態による別の実施形態では、中間タービンフレームが高圧タービンを支持する。
【００１２】
前の実施形態のうちのいずれかの実施形態による別の実施形態では、ガイドベーンは、中間タービンフレームと低圧タービンとの間に配置される。
【００１３】
前の実施形態のうちのいずれかの実施形態による別の実施形態では、ガイドベーンは、大きく反る（cambered）ことにより、高圧タービンの下流の燃焼生成物が低圧タービンの第１の段に到達する場合にその燃焼生成物を正しく誘導する。
【００１４】
前の実施形態のうちのいずれかの実施形態による別の実施形態では、ファン部は、空気の一部をバイパスダクトに送り込むとともに、空気の一部を低圧圧縮機にコア流として送り込み、そのファン部は、６よりも大きいバイパス比を有する。
【００１５】
前の実施形態のうちのいずれかの実施形態による別の実施形態では、変速機構はギア減速機である。
【００１６】
前の実施形態のうちのいずれかの実施形態による別の実施形態では、星形歯車を利用して、回転方向をファンと低圧スプールとの間で変更する。
【００１７】
前の実施形態のうちのいずれかの実施形態による別の実施形態では、星形歯車装置は、２．３：１を上回る歯車比を有し、これは低圧スプールが、ファンの回転速度の約２．３倍以上の速度で回転することを意味する。
【００１８】
前の実施形態のうちのいずれかの実施形態による別の実施形態では、変速機構はギア減速機である。
【００１９】
前の実施形態のうちのいずれかの実施形態による別の実施形態では、星形歯車を利用して、回転方向をファンと低圧スプールとの間で変更する。
【００２０】
前の実施形態のうちのいずれかの実施形態による別の実施形態では、星形歯車装置は、２．３：１を上回る歯車比を有し、これは低圧スプールが、ファンの回転速度の約２．３倍以上の速度で回転することを意味する。
【００２１】
別の特徴的な実施形態では、ガスタービンエンジン用タービンは、高圧スプールとして高圧圧縮機とともに中心軸を中心として第１方向に回転するように構成される高圧タービンを備える。低圧タービンは、中心軸を中心として第１方向に回転するように構成される。出力密度は約４．０以上である。ファンは、低圧タービンにギア減速機を介して接続され、かつ第１方向とは反対の第２方向に回転する。
【００２２】
前の実施形態による別の実施形態では、出力密度は、高圧タービン及び低圧タービンの両方を含むタービン部の体積に対するエンジンから供給される推力の比である。推力は、海面高度離陸状態での一定の静止推力（sea level take-off, flat rated static thrust）である。
【００２３】
前の実施形態のうちのいずれかの実施形態による別の実施形態では、ファン部は、空気の一部をバイパスダクトに送り込むとともに、空気の一部を低圧圧縮機にコア流として送り込み、そのファン部は、６よりも大きいバイパス比を有する。
【００２４】
前の実施形態のうちのいずれかの実施形態による別の実施形態では、星形歯車を利用して、回転方向をファンと低圧スプールとの間で変更する。
【００２５】
前の実施形態のうちのいずれかの実施形態による別の実施形態では、圧縮機ロータを駆動する中圧タービン部がある。
【００２６】
前の実施形態のうちのいずれかの実施形態による別の実施形態では、ギア減速機は、ファンと低圧タービンにより駆動される圧縮機ロータとの間に配置される。
【００２７】
前の実施形態のうちのいずれかの実施形態による別の実施形態では、ギア減速機は、低圧タービンと低圧タービンにより駆動される圧縮機ロータとの間に配置される。
【００２８】
これらの特徴、及び他の特徴は、以下の図面及び本明細書から最も深く理解することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２９】
【図１】ガスタービンエンジンを模式的に示す図である。
【図２】このようなエンジンの一種の回転機能部を模式的に示す図である。
【図３】タービン部の体積部の詳細図である。
【図４】別の実施形態を示す図である。
【図５】更に別の実施形態を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００３０】
図１は、ガスタービンエンジン２０を模式的に示している。ガスタービンエンジン２０は、本明細書においては、２軸ターボファンとして開示され、この２軸ターボファンは通常、ファン部２２、圧縮機部２４、燃焼器部２６、及びタービン部２８を含んでいる。他のエンジンは、例えば種々あるシステムまたは機能部の中で、３つのスプール、オーグメンタ部、または異なるセクションの配置を含むことができる。ファン部２２では、空気がバイパス流路Ｂに沿って駆動されるのに対し、圧縮機部２４では、空気がコア流路Ｃに沿って駆動されて圧縮され、そして空気が燃焼器部２６に送入され、次にタービン部２８内で膨張する。ターボファンガスタービンエンジンとして、本開示の非限定的な実施形態において図示されているが、本明細書において説明される概念は、これらの教示を他の種類のタービンエンジンに適用することができるので、ターボファンへの適用に限定されない。本出願を行なうために、速度または圧力について適用される「低」及び「高」という用語は、相対的な関係を表わす用語である。「高」速、「高」圧とは、「低」スプール、「低圧」圧縮機、または「低圧」タービンに関連する圧力よりも高い状態を指しているが、「低」速及び／又は「低」圧は、実際には高くてもよい。
【００３１】
エンジン２０は通常、エンジンの静止構造物３６に対して幾つかの軸受系３８を介してエンジンの前後中心軸Ａを中心として回転可能に取り付けられる低速スプール３０および高速スプール３２を含む。別の構成として、または更に、種々の軸受系３８を種々の位置に提供することができることを理解されたい。
【００３２】
低速スプール３０は通常、内側シャフト４０を含み、この内側シャフト４０は、ファン４２、低圧圧縮機４４、及び低圧タービン４６を相互に接続する。内側シャフト４０はファン４２に、歯車減速構造４８を介して接続されてファン４２を、低速スプール３０よりも遅い速度で駆動する。高速スプール３２は外側シャフト５０を含み、この外側シャフト５０は、高圧圧縮機５２及び高圧タービン５４を相互に接続する。これらのコンポーネントの速度及び圧力の両方についての「高」及び「低」という用語は、互いに対する関係を表わしているのであり、絶対値を表わしているのではない。燃焼器５６は、高圧圧縮機５２と高圧タービン５４との間に配置される。エンジンの静止構造物３６の中間タービンフレーム５７は通常、高圧タービン５４と低圧タービン４６との間に配置される。中間タービンフレーム５７は更に、タービン部２８の軸受系３８を支持する。内側シャフト４０及び外側シャフト５０は、同軸であり、軸受系３８を介して、これらのシャフトの前後軸と同一直線上にあるエンジンの前後中心軸Ａを中心として回転する。
【００３３】
コア空気流Ｃは、低圧圧縮機４４で圧縮され、次に高圧圧縮機５２で圧縮されて、燃焼器５６内で燃料と混合されて燃焼し、次に高圧タービン５４及び低圧タービン４６に亘って膨張する。中間タービンフレーム５７はエアフォイル５９を含み、これらのエアフォイル５９は、コア空気流路に設けられ、かつ入口ステータベーンとして機能して、流れの向きを変えることにより、空気を低圧タービンの第１のブレードに適切に供給する。タービン４６，５４は、膨張に応じて、低速スプール３０及び高速スプール３２をそれぞれ回転駆動する。
【００３４】
エンジン２０は、バイパス空気流Ｂを有し、１つの例では、高バイパスギアード航空機エンジンである。バイパス比は、バイパスダクトに送り込まれる空気量をコア流に送り込まれる空気量で除算した値として定義することができる。別の例では、エンジン２０のバイパス比は、約６よりも大きく、例示的な実施形態は１０よりも大きく、歯車減速構造４８は、遊星歯車機構または他の歯車機構などのギア減速比が約２．３よりも大きい遊星歯車列であり、低圧タービン４６は、約５よりも大きい圧力比を有する。本開示の１つの実施形態では、エンジン２０のバイパス比は、約１０（１０：１）よりも大きく、ファン直径は低圧圧縮機４４及び低圧タービン４６の直径よりもずっと大きく、低圧タービン４６は、約５：１よりも大きい圧力比を有する。低圧タービン４６の圧力比は、排気ノズルの手前の低圧タービン４６の出口の圧力に対する低圧タービン４６の入口手前で測定される総圧力である。歯車減速構造４８は、星形歯車装置とすることができるので、ファンは、低スプールとは異なる方向に回転することになる。しかしながら、上記パラメータ群は、歯車減速エンジンの１つの実施形態の単なる一例であり、かつ本発明は直接駆動ターボファンを含む他のガスタービンエンジンに適用することができることを理解されたい。
【００３５】
最大の推力は、高バイパス比に起因するバイパス空気流Ｂにより供給される。エンジン２０のファン部２２は、特定の飛行状態−−通常、約０．８マッハの速度で、約３５，０００フィート（１０，６６８メートル）の高度で巡航している状態に合わせて設計される。エンジンがエンジンの最良燃費−バケット巡航推力当たり燃料消費率(ｂｕｃｋｅｔ  ｃｒｕｉｓｅ  Ｔｈｒｕｓｔ  Ｓｐｅｃｉｆｉｃ  Ｆｕｅｌ  Ｃｏｎｓｕｍｐｔｉｏｎ：ＴＳＦＣ)とも表記される−になっている状態で、０．８マッハの速度で、約３５，０００フィート（１０，６６８メートル）の高度で飛行している飛行状態は、１時間当たりに燃焼する燃料（ｌｂｍ）を、エンジンが推力最小状態にあるときに生成する推力（ｌｂｆ）で除算して得られる業界標準パラメータである。“Ｌｏｗ  ｆａｎ  ｐｒｅｓｓｕｒｅ  ｒａｔｉｏ（低ファン圧力比）”とは、Ｆａｎ  Ｅｘｉｔ  Ｇｕｉｄｅ  Ｖａｎｅ（ファン出口ガイドベーン：“ＦＥＶＧ”）機構の手前のファンブレードのみに作用する圧力比である。１つの非限定的な実施形態による本明細書に開示される低ファン圧力比は、約１．４５未満である。“Ｌｏｗ  ｃｏｒｒｅｃｔｅｄ  ｆａｎ  ｔｉｐ  ｓｐｅｅｄ（補正後の低ファン先端速度）”は、ｆｔ／ｓｅｃ（フィート／秒）単位の実際のファン先端速度を業界標準温度補正値［（Ｔｒａｍ  ｄｅｇ  Ｒ）／５１８．７］＾０．５］で除算して得られる値である。１つの非限定的な実施形態による本明細書において開示される“Ｌｏｗ  ｃｏｒｒｅｃｔｅｄ  ｆａｎ  ｔｉｐ  ｓｐｅｅｄ（補正後の低ファン先端速度）”は、同じ巡航状態で約１１５０ｆｔ／秒（フィート／秒）未満である。
【００３６】
図２はエンジン１２０の詳細を示しており、このエンジン１２０は、図１のエンジン２０の特徴をほぼ有する。ファン１２２は、低圧圧縮機１２４の上流に配置され、この低圧圧縮機１２４は高圧圧縮機１２６の上流に配置される。燃焼器１２８は、高圧圧縮機１２６の下流に配置される。中間タービンフレーム１４２は、高圧タービン１３０の下流端に配置することができ、模式的に図示される軸受１３８を支持して高圧タービン１３０の後端と、高圧スプール１３２と、を支持する。低圧タービン１３４は、中間タービンフレーム１４２の下流に配置される。低圧タービン１３４で駆動される低圧スプール１３６は、低圧圧縮機１２４を駆動する。変速機構４８によってファン１２２は、低圧圧縮機１３４とは異なる速度で回転するようになる。本発明の種々実施形態では、変速機構の入力速度と出力速度との比は、２．３：１以上であり、最大１３：１である。歯車によって更に、ファン１２２は、低圧圧縮機１２４に対して反対方向に回転するようになる。上に説明したように、星形歯車装置を利用して、ファン１２２を低圧圧縮機１２４に対して反対方向（“＋”）に回転させることができる。本実施形態では、ファンは通常、２６枚以下のブレードを有し、低圧タービンは、最小３段から最大６段を有する。高圧タービンは通常、図示のように、１段または２段を有する。
【００３７】
この特定の実施形態では、低圧圧縮機１２４及び低圧タービン１３４は、一方の方向（“−”）に回転し、高圧タービン１３０、高圧圧縮機１２６は、同じ方向（“−”）に回転する。
【００３８】
ストラット１４０は、低圧圧縮機１２４と高圧圧縮機１２６との間に図示されている。ストラット１４０はガス流路に架け渡され、エアフォイル形状または少なくとも流線形状を有する。低圧圧縮機１２４の出口のブレード、ストラット１４０、可変ベーン、及び高圧圧縮機１２６の第１の段のブレードからなる組み合わせは、ストラット１４０として図示される構造物の内部にほぼ含まれる。
【００３９】
圧縮機部１２４及び１２６は同じ方向に回転するので、構成要素１４０として図示される幾つかのエアフォイルは、空気流の向きを、さほど大きく変えないように必要となる。
【００４０】
以下に説明するように、タービン部に、大きく反ったベーンを設けているので、２つのタービン部の間で空気流の向きを、さほど大きく変える必要がない。圧縮機が空気流を強制的に逆の圧力勾配で流れるようにしているのに対し、タービンは好ましい圧力勾配を有しているので、このエンジン構造全体は、図示の組み合わせによる恩恵を受ける。
【００４１】
大きく反った入口ガイドベーン１４３は、中間タービンフレーム１４２と低圧タービン１３４内の最上流ロータとの間の位置に配置される。これらのベーン１４３は、燃料生成物が低圧タービン１３４の第１の段のロータに近づくときに、高圧タービン１３０の下流の燃焼生成物を正しく誘導する必要がある。低圧タービンの全体サイズを小さくするように、流れが低圧タービン部の第１の段に最初に衝突するときに流れが正しく誘導されることが望ましい。
【００４２】
上記特徴により、先行技術と比較したときに、高圧タービン及び低圧タービンの両方を含む、より小型のタービン部を実現することができる。所定範囲の材料を選択することができる。一例として、低圧タービンを形成する材料を変えることにより、体積を、更に高価であり、かつ更に新種の加工材料を用いて低減することができる、または別の構成として、低価格材料を利用することができる。３つの例示的な実施形態では、低圧タービンの第１の段の回転ブレードは、一方向凝固させた鋳造ブレード、単結晶鋳造ブレード、または内部冷却中空ブレードとすることができる。全ての３つの実施形態は、タービン体積を先行技術よりも劇的に小さくなるように、低圧タービン速度を上昇させることにより変えることができる。また、高効率のブレード冷却を利用して更に、タービン部を一層小型化することができる。
【００４３】
タービン部の小型化により、ポンド単位で表示される発生推力をタービン部全体の体積で除算して得られる値として定義することができる出力密度を最適化することができる。タービン部の体積は、高圧タービンの第１の段のタービンベーンの入口から低圧タービンの最終段の回転エアフォイルの出口までの体積として定義することができ、立方インチ単位で表示することができる。エンジンの一定の海面高度離陸状態での静止推力を、タービン部体積で除算して得られる値は、出力密度として定義される。一定の海面高度離陸状態での静止推力が、重量ポンドの力（ｌｂｓ  ｆｏｒｃｅ）で定義されるのに対し、体積は、高圧タービンの第１の段のタービンベーンの環状入口から低圧タービンの最終段のロータ部の下流端の環状出口までの体積とすることができる。最大推力は、海面離陸推力（Ｓｅａ  Ｌｅｖｅｌ  Ｔａｋｅｏｆｆ  Ｔｈｒｕｓｔ）“ＳＬＴＯ  ｔｈｒｕｓｔ”とすることができ、この海面離陸推力は通常、ターボファンにより海面高度で発生する、一定の静止推力として定義される。
【００４４】
タービン部の体積Ｖは、図３から最も良好に理解することができる。図示のように、フレーム１４２及びベーン１４３は、高圧タービン部１３０と低圧タービン部１３４との間の中間に位置する。体積Ｖは、破線で図示され、内周Ｉから外周Ｏまで延在している。内周は、これらのロータの流路だけでなく、複数のベーンの内側プラットフォーム流路によって幾分画定される。外周は、これらのステータベーン及び外気遮断構造により流路に沿って画定される。体積は、ベーン４００の最上流端、通常はその前縁から、低圧タービン部１３４の最終段の回転エアフォイルの最下流端４０１まで延在している。通常、この最下流端は、そのエアフォイルの後縁になる。
【００４５】
本開示のガスタービンエンジンの出力密度は、先行技術における出力密度よりもずっと高い。８基の例示的なエンジンを以下に示すが、これらのエンジンは、本出願において説明される通り、複数のタービン部と、全エンジン駆動系及び全エンジン駆動機構を組み込み、表Ｉに以下の通りに記述することができる。
【００４６】
【表１】
2016128693.tif 000003
【００４７】
このように、種々実施形態では、出力密度は約１．５  ｌｂｆ／ｉｎ3以上となる。狭い範囲で見ると、出力密度は約２．０  ｌｂｆ／ｉｎ3以上となる。
【００４８】
さらに狭い範囲で見ると、出力密度は約３．０  ｌｂｆ／ｉｎ3以上となる。
【００４９】
さらに狭い範囲で見ると、出力密度は約４．０  ｌｂｆ／ｉｎ3以上である。さらに狭い範囲で見ると、出力密度は約４．５  ｌｂｆ／ｉｎ3以上である。さらに狭い範囲で見ると、出力密度は約４．７５  ｌｂｆ／ｉｎ3以上である。さらに狭い範囲で見ると、出力密度は約５．０  ｌｂｆ／ｉｎ3以上である。
【００５０】
また、種々実施形態では、出力密度は約５．５  ｌｂｆ／ｉｎ3以下である。
【００５１】
特定の先行技術によるエンジンは、１．５よりも大きい出力密度、及びさらに３．２よりも大きい出力密度を有していたが、このようなエンジンは、直接駆動エンジンであり、ギア減速機に関連されていなかった。具体的には、ＰＷ４０９０として知られるエンジンの出力密度は、約１．９２  ｌｂｆ／ｉｎ3であったのに対し、Ｖ２５００として知られるエンジンの出力密度は、３．２７  ｌｂｆ／ｉｎ3であった。
【００５２】
本開示の機構を用いて製造され、かつ本出願に開示されるタービン部を含み、本出願の請求項の範囲に由来する変形例を含むエンジンは従って、非常に高い運転効率が得られ、高い燃料効率を達成し、エンジンの高信頼性を軽量で実現している。
【００５３】
図４は、シャフト２０６を駆動し、次にファンロータ２０２を駆動するファン駆動タービン２０８を配設する構成の実施形態２００を示している。ギア減速機２０４は、ファン駆動タービン２０８とファンロータ２０２との間に配置することができる。このギア減速機２０４は、上に開示したギア減速機と同様に構成し、かつ動作することができる。圧縮機ロータ２１０は中圧タービン２１２により駆動され、第２の段の圧縮機ロータ２１４はタービンロータ２１６により駆動される。燃焼器部２１８は、圧縮機ロータ２１４とタービン部２１６との中間に配置される。
【００５４】
図５は、ファンロータ３０２及び第１の段の圧縮機３０４が同じ速度で回転する構成の更に別の実施形態３００を示している。ギア減速機３０６（この減速機は上に開示した通りに構成することができる）は、圧縮機ロータ３０４と低圧タービン部内で駆動されるシャフト３０８との間に位置する。
【００５５】
図４または図５に示したエンジンは、上述した密度の特徴を利用することができる。
【００５６】
本発明の実施形態について開示してきたが、この技術分野の当業者であれば、特定の変形は、本出願の範囲に含まれることを理解できるであろう。このような理由から、以下の請求項が考察されて、本発明の真の範囲及び内容が確認される必要がある。
【符号の説明】
【００５７】
４８…歯車減速構造
１２０…エンジン
１２２…ファン
１２４…低圧圧縮機
１２６…高圧圧縮機
１２８…燃焼器
１３０…高圧タービン
１３２…高圧スプール
１３４…低圧タービン
１３６…低圧スプール
１３８…軸受
１４０…ストラット
１４２…中間タービンフレーム
１４３…入口ガイドベーン
【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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