少なくとも1つのガス発生部50、動力タービン60、および排出ノズル70を含む基本的形態10を有する航空機のターボ機械1、4、7によって供給された動力を再結合する方法であって、排出ノズル70内の熱交換によってエネルギーを回収すること、次いでこの回収されたエネルギーを、独立システム16を用いて機械的エネルギーの形に変換すること、および変換されたエネルギーを、ターボ機械の形態にしたがって単一ゾーンZ1、Z2、3、8内でターボ機械によって供給されたエネルギーに再結合することにあり、機械的または電気的性質の再結合が、ガス発生部50の駆動シャフト57および動力タービン60の動力シャフト30、31への対応する連結17、19;17a、19aを経て達成され、ターボ機械1、4、7の要求事項および航空機のオペレーション要求事項にしたがって機械的および/または電気的動力の供給に充てられることを特徴とする、方法。再結合が、上流側ゾーンZ1、下流側ゾーンZ2、主要伝達ゾーン3、および動力伝達手段の全体的なグループ化のためのゾーンの中から選択された一ゾーン内で達成される、請求項1に記載の動力を再結合する方法。再結合が、機械的性質のものであり、ターボ機械1、4、7の形態にしたがって、動力削減部20、追加連結部90、補助装置への連結部8、91および主要伝達部3の中から選択された連結部によって、ターボ機械1、4、7の動力シャフト30、31によって達成される、請求項1または2に記載の動力を再結合する方法。再結合が、ターボ機械の運転段階の間ガス発生部50のHP駆動シャフト57に連結し、補完的な時間の間、動力タービン60の動力シャフト30、31に連結することによって達成される、請求項1または2に記載の動力を再結合する方法。再結合が、電気的性質のものであり、回収されたエネルギーを航空機のオンボードネットワーク2および/またはターボ機械の補助装置への電気エネルギーに変換することによって、および/または航空機の装置を駆動するために電気を動力化することによって達成される、請求項1または2に記載の動力を再結合する方法。複数エンジン環境1a、1bにおいて、このとき、単一のエンジン1a、1bにまたはエンジン共通に位置付けられた、エネルギー変換のための独立システム16を使用し、エンジン1a、1bのノズル70a、70b内で直列に装着された熱交換機18a、18bによってエンジン1a、1bからエネルギーを回収することにある、請求項1または2に記載の動力を再結合する方法。少なくともガス発生部50、動力タービン60、および排出ノズル70を含む、請求項1から6のいずれか一項に記載の方法を実施するためのターボ機械の構造であって、排出ノズル70内に位置付けられた熱交換機18、18a、18bと、熱エネルギーを機械的エネルギーに変換するための、熱交換機に結合された独立システム16と、この独立システム16に連結され、ターボ機械の形態にしたがって単一ゾーンZ1、Z2、3、8内に位置する、機械的20、90、91、17、19および電気的2、17a、19a再結合手段であって、ターボ機械および航空機の対応する機械的および/または電気的要求事項を満たすために、独立システム16によって供給された動力をガス発生部50のHP駆動シャフト57および動力タービン60の動力シャフト30、31に伝達することができる、再結合手段とを含むことを特徴とする、ターボ機械の構造。独立システム16が、自由または連結式動力タービンを備え、燃料室が熱交換機18で置き換えられた開放サイクルの補助ターボシャフトエンジン、凝縮器、ポンプ、および圧縮機を含む相変化流体モータ、および2ストロークまたは4ストロークサイクルにしたがって作動し、熱交換機に結合されたピストン式開放サイクル空気エンジンの中から選択された熱エンジンである、請求項7に記載のターボ機械の構造。動力タービン60が、動力シャフト30、31、81、81a、81b、15を介して、機械的および/または電気的再結合手段20、91、17、19、17a、19aによって、独立システム16に連結される、請求項7または8の一項に記載のターボ機械の構造。動力シャフトが上流側貫通シャフト30であり、上流側貫通シャフト30および独立システム16の動力シャフト15が、動力減速ギア20、200、主要ギアックス3、補助装置ボックス8、91および付加ボックス90の中から選択された機械的再結合手段を介して結合されて、航空機の単一の機械的インターフェースを構成する、請求項7から9までのいずれか一項に記載のターボ機械の構造。動力シャフトが、直接的に、または主要ラインX’Xに対して平行な外側動力シャフト81、81a、81bと結合することによって、動力を航空機の下流側または上流側それぞれに伝達することができる下流側の非貫通シャフト31であり、下流側の非貫通シャフト31および独立システム16の動力シャフト15が、動力減速ギア20、200、主要ギアボックス3、および基本的形態に適合させるための付加ボックス90の中から選択された機械的再結合手段を介して結合されて、航空機の単一の機械的インターフェースを構成する、請求項7および8のいずれか一項に記載のターボ機械の構造。機械的17、19および電気的17a、19a手段が、独立システム16によって供給された動力を、ターボ機械の運転段階の間、ガス発生部50のHP駆動シャフト57に伝達し、補完的な時間の間、動力タービン60の動力シャフト30、31に伝達することができる、請求項7から10までのいずれか一項に記載のターボ機械の構造。電気的再結合手段が、航空機のオンボードネットワーク2に直接的に、または航空機の装置を駆動する電気モータ94を介して結合された交流発電機92によって構成される、請求項7または10の一項に記載のターボ機械の構造。熱電併給は、設置の全体的な効率性を改善するが、エネルギー変換に必要な手段のサイズおよびかさばりにより、工業ガスタービンへの適用に留まる。加えて、再生もまた、熱交換機のサイズおよびシステムの不利なかさばりという問題を引き起こしている。さらには、熱交換機の信頼性は、直接的にエンジンに影響を与え得る厳しい環境条件温度、振動、操縦負荷などにより、確実ではない。本発明は、エネルギー手法の一部であり、上記で見出された問題、とりわけサイズ、かさばり、および信頼性の問題から解放されることを目的とする。これを行うために、エネルギーは、排出ノズル内で回収され、変換され、適宜ターボ機械に加えられる。より正確には、本発明の目的は、少なくともガス発生部、動力タービン、および排出ノズルを含む、上記で説明されたタイプの基本的形態を有する航空機のターボ機械によって供給された動力を再結合するための方法である。この方法では、エネルギーは、排出ノズル内の熱交換によって回収され、この回収されたエネルギーは次いで、独立システムによって機械的エネルギーの形に変換され、変換されたエネルギーは、単一ゾーン内でターボ機械によって供給されたエネルギーと再結合され、機械的または電気的性質のこの再結合は、ガス発生部の駆動シャフトおよび動力タービンの動力シャフトへの対応する連結を経て達成され、ターボ機械および航空機のオペレーション要求事項にしたがって機械的および/または電気的動力の供給に充てられる。特定の実施形態によれば、再結合は、上流側ゾーンZ1、下流側ゾーンZ2、主要伝達ゾーン3、および動力伝達手段の全体的なグループ化のためのゾーンの中から選択された一ゾーン内で達成され、再結合は、機械的性質のものであり、ターボ機械の形態にしたがって、動力削減部、追加連結部、および補助装置への連結部および主要伝達部の中から選択された連結部によってターボ機械の動力伝達シャフト上で達成され、したがって有利には、航空機との単一のインターフェースが、機械動力要求事項を供給するために配置され、再結合は、機械的または電気的性質のものであり、ターボ機械の運転段階、特に安定化段階中の移行段階または短時間の間、ガス発生部のHP駆動シャフトに連結し、補完的な時間の間、動力タービンの動力シャフトに連結することによって達成され、再結合は、電気的性質のものであり、回収されたエネルギーを航空機のオンボードネットワークおよび/またはターボ機械の補助装置への電気エネルギーに変換することによって、および/または航空機の装置を駆動するために電気を動力化することによって達成される。複数エンジン環境と呼ばれるような、いくつかのターボ機械が装備された航空機の場合、再結合方法は、エンジンの1つまたはエンジン共通に位置付けられた、エネルギー変換のための独立システムを使用し、エンジンのノズル内で直列に装着された熱交換機によってエンジンのエネルギーを回収する。本発明はまた、この方法を実施するためのターボ機械の構造にも関する。上記で説明されたタイプのそのような構造は、排出ノズル内に位置付けられ、熱エネルギーを機械的エネルギーに変換するための独立システムに連結された熱交換機を含む。この独立システムは、ターボ機械の形態にしたがって単一ゾーン内に位置する機械的および/または電気的再結合手段に連結され、再結合手段は、ターボ機械および航空機の対応する機械的および/または電気的要求事項を満たすために、独立システムによって供給された動力をガス発生部のHP駆動シャフトおよび動力タービンの動力シャフトに伝達することができる。特定の実施形態によれば、エネルギー変換のための独立システムは、爪部、弱化ゾーン、特に弱化連結、およびフリーホイールの中から選択された解放手段によって連結解除され得、独立システムは、開放サイクルの補助熱エンジンであり、特に自由または連結式動力タービンを備えた、すなわち、単一シャフトを備えた、燃焼室が熱交換機によって置き変えられたターボシャフトエンジンであり、独立システムは、凝縮器、ポンプ、および運動タービンまたは容積ピストン、ベーンなどタイプの駆動膨張機構を含む、相変化流体モータであり、独立システムは、熱交換機に連結された、2ストロークまたは4ストロークサイクルにしたがって作動するピストン式開放サイクル空気エンジンであり、動力タービンは、機械的および/または電気的再結合手段を用いて、独立システムに連結され、動力シャフトは、上流側貫通シャフト30になり得、このシャフトおよび独立システム16の動力シャフト15は、機械的再結合手段を介して連結されて、航空機の単一の機械的インターフェースを構成し、これらの手段は、動力減速ギア、主要ギアボックス、補助装置ボックス、および付加ボックスの中から選択され、動力シャフトは、直接的に、または主要ラインに対して平行な外側の動力シャフトに結合することによって、動力を航空機の下流側または上流側それぞれに伝達することができる下流側非貫通シャフトになり得、下流側非貫通シャフトおよび独立システムの動力シャフトは、機械的再結合手段を介して結合されて航空機の単一の機械的インターフェースを構成し、これらの再結合手段は、動力低減ギア、主要ギアボックス、および基本的形態に適合させるための付加ボックスの中から選択され、付加ボックスの選択肢は、有利には、特に軸方向の空気入口を備えた直接駆動エンジンの場合の複雑な組み込みに使用され、独立システムと再結合手段の間の結合は、シャフトを用いて、またはこれらの再結合手段に直接フランジ装着することによって達成され得、機械的および電気的再結合手段は、独立システムによって供給された動力を、ターボ機械の運転段階の間ガス発生部のHPシャフトに伝達し、補完的な時間の間、動力タービンの動力シャフトに伝達することができ、再結合手段は、電気的なものであり、航空機のオンボードネットワークに直接的に、または航空機の装置を駆動する電気モータを介して結合された交流発電機によって構成される。複数エンジン環境と呼ばれるような、いくつかのターボ機械が装備された航空機の場合、複数エンジン構造は、単一のエンジンまたはエンジン共通に位置付けられた、エネルギー変換のための独立システムを使用し、エンジンのノズル内で直列に装着された熱交換機によってエンジンのエネルギーを回収する。機械的再結合手段は、さまざまなエンジンとの再結合、またはエンジンの動力シャフトが結合された主要ギアボックスとの直接的な再結合によって達成され、電気的再結合手段は、航空機のオンボードネットワークに供給する交流発電機に結合することによって達成される。本発明の他の態様、特性、および利点は、個々に表す付属の図を参照する特定の実施形態に関連する以下の非制限的な説明において明らかになるであろう。以下の説明では、上流側および下流側-それぞれ前方および後方の用語は、ガス発生部に対する、主要ラインに沿って配向された軸X’Xにしたがった位置に関連付けられる。加えて、すべての図において、同じ機能を有する同一または類似の要素は、同一の参照記号で識別されている。図1を参照すれば、本発明による構造の概略断面図は、動力を動力減速ギア20に再結合する前方位置Z1を示している。この例では、主要ターボシャフトエンジン1は、ガス発生部50に対して上流側に配置された動力減速ギア20にピニオンP1によって係合された貫通して延びる動力シャフト30を有する。通常、そのようなターボシャフトエンジンの基本的形態10は、軸X’Xを中心とする回転物として、径方向の空気入口40と、遠心式空気圧縮機51と、ガス燃焼室53と、HPシャフト57によって圧縮機51を駆動するために、燃焼室53内のガス圧縮空気および燃料の混合物の燃焼から発する運動エネルギーの一部を機械的エネルギーに変換するHPタービン55と、動力タービン60と、残留ガスの排出ノズル70とを含む。図示された例では、この連鎖、すなわち遠心式圧縮機51による圧縮、燃焼室53内の燃焼、およびHPタービン55を用いた膨張は、ガス発生部50を形成し、動力タービン60は、TLと名付けられる自由動力タービンである。他の例では、1つまたは複数の連結式または自由動力タービンもまた、動力発生に加わることもできる。タービンTL60は、ガス発生部50から生じる残留運動エネルギーを機械的エネルギーに変換する。この機械的エネルギーは、貫通して延びる動力シャフト30、減速ギア20、および減速ギア20のピニオンP2の高さに係合された動力伝達シャフト80を介してペイロードロータ、装置、補助装置などに伝えられる。より正確には、動力再結合は、ここでは本発明による独立システムを構成する補助ターボシャフトエンジン16を起点とする動力シャフト140のピニオンP3を介した、上流側のシャフト係合によって行われる。このターボシャフトエンジンは、径方向の空気入口40、圧縮機51、連結式動力タービン61、および単一シャフト14を備えた開放サイクルの熱エンジンである。ここでは、このターボシャフトエンジンのガス発生部は、圧縮機51内の空気の圧縮、そのように圧縮された空気を入口管18aを介して、ターボシャフトエンジン1の排出ノズル70内に配置された熱交換機18内に移動させることによって行われる熱回収、および補助ターボシャフトエンジン16のタービン61による空気の膨張によって形成される。管18aおよび18bならびに熱交換機18は、付属の図図2a、図2bおよび図8以外のほとんどにおいて現れている。このターボシャフトエンジンは、その燃焼室が熱交換機18によって置き換えられる点において改変される。さらには、その補助装置ボックスは、燃料システムを取り除くことによって簡略化される。膨張した低温の空気は、ノズル71内に排出される。したがって、ノズル70内で回収された熱エネルギーは、独立ターボシャフトエンジン16によって機械的エネルギーに変換され、Z1内での、動力シャフト14および30の係合ピニオンによる動力再結合を経て主要ターボシャフトエンジン1に加えられる。このようにして追加動力は、要求事項にしたがってシャフト80において利用可能にされる。独立ターボシャフトエンジン16の動力シャフト14は、歯付き爪11およびピニオンP3によって上流側で係合されている補助シャフト140を介して装着される。この歯付き爪により、ターボシャフトエンジン16が故障した場合にこれをターボシャフトエンジン1から連結解除することが可能になり、それによってターボシャフトエンジンの独立性を確保する。図2aおよび図2bを参照すれば、等価の機能を有する、連結解除手段である爪の2つの代用策が示されている:図2aでは、部分図のターボシャフトエンジン1の動力シャフト14は、弱化連結12を有しており、したがって、シャフト14および補助シャフト140は、ターボシャフトエンジン16の故障の場合にだけ連結解除されることになり、ずれの可能性がある剛性部から可撓性部への連結は、2つのフランジ141および142によって達成される。図2bでは、動力シャフト14および補助シャフト140それぞれの対向する先端部143および144は、これらのシャフト間の係合解除式の駆動結合を達成するフリーホイール軸受13の軌道を形成する。補助ターボシャフトエンジン16に加えて、独立システムは、より一般的には、1つまたは複数の自由または連結式動力タービンを備えた、すなわち単一のシャフトを備えた、燃焼室が主要ターボ機械の熱交換機に結合されるために改変された開放サイクルの補助熱エンジン、凝縮器、ポンプおよび圧縮機を特に含む相変化流体モータ、または2ストロークもしくは4ストロークサイクルにしたがって作動し、熱交換機にも結合されるピストン式開放サイクルエンジンにもなり得る。主要ターボシャフトエンジン1によって供給された動力用の動力シャフトは外側にあることができ、したがって非貫通シャフトになり得る。図3aおよび図3bの概略図に示される場合では、非貫通動力シャフト31の係合ピニオンP1および減速ギア20は下流側の位置にある。独立システム16は、減速ギア図3aによって直接的にまたはターボシャフトエンジン1上に付加された付加ボックス90図3bによって再結合される。図3aでは、動力シャフト15は、シャフト14および140ならびに前述の連結システム爪11、弱化連結12、位置合わせフランジ141、142、およびフリーホイール143の1つを包含している。このシャフト15は、有利には、減速ギア20を有する係合ピニオンP2の後方で、外側の出力シャフト81および動力伝達シャフト80と共線連結状態にある。動力再結合ゾーンZ2は、下流側に位置している。図3bでは、利用可能な動力用の外側シャフト81および独立システム16の動力シャフト15が、ピニオンP2およびP3を介して連結の付加ボックス90内で連結される。再結合ゾーンZ1はこのとき上流側である。別の形態では、ターボシャフトエンジンは、減速ギアを有さない、すなわち上流側の直接駆動を有する貫通シャフトを有する。これらの状態では、貫通シャフト30は、動力伝達シャフト80に直接的に結合され、動力再結合は上流側で達成される。図4aおよび図4bは、概略断面図によって、ピニオンP2およびP3を経由した、ゾーンZ1内のそのような上流側の再結合を示している。径方向の空気入口40図4aの場合、シャフト15の動力をターボシャフトエンジンの補助装置ボックス91の高さで再結合することが可能である。この補助装置ボックスにより、ターボシャフトエンジンの補助装置噴射装置、センサなどおよび航空機の装置交流発電機、ポンプなどへの連結が可能になる。軸方向の空気入口41図4bの場合、適切な機構ピニオン、減速ギアのベベルギアなどによって形態により容易に適合させるために、付加ボックス90を組み込むことが有利である。図5では、減速ギア無しの直接駆動は、下流側の、動力伝達シャフト80に直接的に結合された非貫通動力シャフト31上で達成される。前述の場合図4bと同様に、付加ボックス90のピニオンP2およびP3は、独立システム16から生じる動力を取り出す構成要素となり、またシャフト15を、シャフト80を介して利用可能な動力を供給する非貫通動力シャフト31に再結合させる。この場合、動力再結合ゾーンZ2は、下流側に位置している。上述の例示的構造では、動力の再結合により、利用可能な動力の伝達シャフトを航空機とのたった1つの機械的インターフェースとして定めて、全体的な動力要求事項を満たすことが可能になる。これらの形態では、独立システム16によって伝えられた機械的動力は、動力シャフト15によって、すなわちシャフト14および140によって、減速ギア20、付加ボックス90または補助ボックス91によってターボシャフトエンジン1の機械的動力と再結合される。あるいは、独立システム16は、上記のさまざまな再結合手段にフランジ装着され、すなわち直接的に固定され得、したがって動力シャフト14および140から解放される図1。到達した利用可能な動力のレベルは、独立システム16およびターボシャフトエンジン1の供給能力を反映する。エネルギーバランスに関連して、全構造であるターボシャフトエンジンおよび独立装置の全体的な効率性を最適化するために、機械的インターフェースを通して独立システムによって供給された動力を、制限が無い場合、真っ先に使用することが有利である。他の形態では、独立システム16をターボシャフトエンジンのHPおよび/または動力シャフトの少なくとも1つ、すなわちより全体的には、ガス発生部、たとえば図6に示される発生部50に連結することが有用になり得る。そのため、この図6で示された例示的な構造の概略断面図は、シャフトおよび機械的な二重伝達システム17を介して、独立システム16によってHP57および貫通して延びる30シャフトに伝えられる動力伝達を示している。このシステムは、航空機の管理モジュールによって規定された要求事項にしたがって、独立システム16によって伝えられた動力をシステム17上に装着された伝達シャフト58または59の方に向ける。これらのシャフト58および59は、貫通して延びる動力シャフト30およびHPシャフト57それぞれを、ピニオンおよび適切なベベルギア96を介して駆動する。動力再結合はこのとき、上流側ゾーンZ1内でこれらのピニオンの高さで行われる。たとえば、安定化段階中の移行または短時間段階の間、余剰動力がシャフト59によってHPシャフト57に加えられ、補完的な時間の間、余剰動力はシャフト58によって貫通シャフト30に加えられる。あるいは、独立システムによって供給された機械的エネルギーを、有利には独立システム内に組み込まれた発電機によって電気エネルギーに変換することに基づく電気再結合の変形形態では、動力伝達ケーブル19aおよび電気モータ17aが、管理モジュールの制御ユニットによって供給された指示に応じて要求事項にしたがってシャフト58および59を駆動する。独立システムによって供給された動力の電気変換はまた、オンボードネットワークまたはターボシャフトエンジンの装置によって直接的に使用され得る。図7の概略断面図は、対応する例示的な構造を示している。この構造では、ターボシャフトエンジン1は、下流側の非貫通動力シャフト31が装備され、減速ギアを有さず、独立システム16は、シャフト14を介して、電池93を充電する交流発電機92に連結される。交流発電機はこのとき、電気要求事項94にしたがって航空機のオンボードネットワーク2に電力を供給することができる。オンボードネットワークはまた、ターボシャフトエンジンによってまたは主要ギアボックス上の発生器によっても供給される。このときこれは、動力再結合機能を実施する。効率性の理由に関して前述で理解されたように、使用される動力は、交流発電機92を介して独立システム16によって供給される真っ先のものである。交流発電機92および/または電池93から生じるこの電力の一部はまた、電気モータ95によって使用され得る。このモータは、航空機のいくつかの装置ポンプ、交流発電機、過給機、ターボシャフトエンジンの補助装置ポンプなどを駆動すること、またはターボシャフトエンジンの特定の運転段階の間、たとえばターボシャフトエンジンの移行加速段階の間、追加の動力供給を生み出すことを可能にする。有利には、電気の形の再結合動力を使用することは、エンジン構造への組み込みに柔軟性を与える。特に、この電気的解決策は、機械的再結合が空間の縮小だけを有するターボ機械構造の場合に、たとえば減速ギアを有さない構造に適用することができる。複数エンジン構造の場合、独立システム16の場所は、前述で示された形態にしたがって1つのターボ機械に組み込まれ、またはターボ機械すべての間で共有され得る。図8の概略断面図は、2ターボシャフトエンジン環境1aおよび1bを備えた構造のためのそのような形態を示している。独立システム16は、ターボシャフトエンジン1aおよび1bそれぞれの排出ノズル70aおよび70b内に配置された熱交換機181および182を直列に連結する管100によって熱エネルギーを回収する。独立システム16の出力側でシャフト15に供給された機械的動力は、主要ギアボックスBTP3によって、この例では、外側動力シャフト81aおよび81bそれぞれに連結したターボシャフトエンジンの動力伝達シャフト80aおよび80bと直接的に再結合される。本発明は、前述の例のターボシャフトエンジンを備えた構造に限定されず、いかなるターボ機械にも拡張することができる。図9の概略断面図は、例として、ターボプロップ4の構造を示している。このターボプロップは、特に、独立システムの動力シャフト15と、基本的形態10の貫通シャフト30によって供給された利用可能な動力のための伝達シャフト80を再結合する手段として、プロペラ5の減速ギア200を含む。あるいは、独立システム16は、伝達シャフト14および/または140を有さずに動力減速ギア200にフランジ装着される図1。ターボプロップ4はまた、基本的形態10の径方向の空気入口40に連結された軸方向の空気ダクト6も有する。図10は、別のタイプのターボ機械の構造、すなわちAPU7の構造の概略断面図である。そのようなAPUの基本的形態10は貫通シャフト30を含み、このシャフトは、その動力のすべてを、伝達シャフト80を介して、上流側ゾーンZ1内でこのシャフト30に連結された補助装置ボックス8に供給する。補助装置ボックス8は、APU7のエンジン補助装置および航空機のオペレーション特有の補助装置9、すなわち交流発電機、噴射装置、ポンプ、負荷圧縮機、油圧ポンプなどを駆動する。動力シャフト15を介して、独立システム16もまた、動力再結合手段として働くこの補助装置ボックス8に連結される。あるいは、独立システム16は、伝達シャフト14および/または140図1から解放されるためにボックス8にフランジ装着される。独立システムはこのとき追加の機械的動力を供給することができ、この動力は、オペレーションの要求事項にしたがって、好ましくは真っ先に使用されることになる。他の構造形態もまた本発明の範囲内にあり、独立システム16は、たとえばヘリコプタロータ、ターボ機械補助装置および航空機装置へのすべての伝達部を組み込む少なくとも1つのターボ機械に共通する減速ギアに連結され得る。より良好な組み込みを得る目的で、独立システム16、1つまたは複数のターボ機械、および減速ギアはまた、特定の機能潤滑、共通収納、冷却、空気入口を共用するために、また組立体の質量およびサイズを最小限に抑えるために同じ組立体内に組み込まれ得る。加えて、すべての基本的形態が、同じラインに沿って位置合わせされる、または同じようにして配置されるとは限らない。たとえば、特定の構造によれば、タービンおよび/または燃焼室は、このラインに対して平行に移動され得る。さらには、動力伝達は、図示された例のようにシャフト80を用いて、または任意の他の伝達手段によって達成され得る。