JP2014234822A - ガスタービンエンジン - Google Patents

Abstract

【課題】歯車の噛合部における整列のずれを防止しつつ、エンジンの効率を向上させる。【解決手段】ガスタービンエンジン２０が、ファン４２を駆動するファンシャフト７６と、このファンシャフト７６を支持するフレーム８２と、ファンシャフト７６を駆動する複数の歯車とを備えている。可撓性支持部７８が、複数の歯車を少なくとも部分的に支持する。第１のタービンセクション４６は、第１の出口点４０１において第１の出口面積を有するとともに、第１の速度で回転する。第２のタービンセクション５４は、第２の出口点４００において第２の出口面積を有するとともに、第１の速度よりも高速の第２の速度で回転する。第１の性能量が、第１の速度の二乗と第１の出口面積との積として定義される。第２の性能量が、第２の速度の二乗と第２の出口面積との積として定義される。第２の性能量に対する第１の性能量の比は、約０．５〜約１．５である。【選択図】図１Ｄ

Description

本発明は、ガスタービンエンジンに関し、特に、ガスタービンエンジンの歯車減速構成物の可撓性支持構造に関する。

遊星または星形歯車列を有したエピサイクリック歯車ボックスが、ガスタービンエンジンの小型の設計および効率的な歯車の高減速能力のために、ガスタービンエンジンに用いられ得る。遊星・星形歯車列は、一般に、３つの歯車列構成要素、即ち、中央の太陽歯車と、内周側に歯車の歯を有した外側の輪歯車と、太陽歯車と輪歯車との間に遊星キャリアによって支持され、太陽歯車および輪歯車の双方と噛み合って係合する複数の遊星歯車とを備えている。歯車列構成要素は、共通の長手方向中心軸を共有しており、この長手方向中心軸を中心として、少なくとも２つの構成要素が回転する。エピサイクリック歯車列の利点は、３つの構成要素の１つに回転入力を接続することができることである。他の２つの構成要素の一方は、第３の構成要素が出力として機能することを許容するように他の２つの構成要素に対して静止したままである。

減速用変速機が必要とされるガスタービンエンジンの用途においては、中央の太陽歯車は、一般に、発電装置から回転入力を受け、外側の輪歯車は、一般に、静止したままであり、遊星歯車キャリアは、減速された回転速度でトルクの出力を提供するように太陽歯車と同じ方向に回転する。星形歯車列においては、遊星キャリアは、静止したままであり、出力シャフトが、太陽歯車の方向とは反対の方向に輪歯車によって駆動される。

飛行中には、軽量構造ケースが、エンジンのバックボーンベンディングとして一般に知られているかなりの量の横断方向の変形（ｄｅｆｌｅｃｔｉｏｎ）を生じさせる航空機による荷重および機動による荷重（ｍａｎｅｕｖｅｒ ｌｏａｄ）で変形する。この変形により、太陽歯車または遊星歯車の個々の回転軸が、中心軸との平行度を失うことがある。この変形は、歯車列のジャーナル軸受および歯車の歯の噛合部における整列のずれ（ｍｉｓａｌｉｇｎｍｅｎｔ）を生じさせることがあり、これにより、整列のずれから効率の損失が生じ、集中応力の増加から潜在的な寿命の低下が生じ得る。

さらに、上述した歯車減速構成物においては、歯車への入力のトルクおよび速度がかなり高い。

特徴的な実施例においては、ガスタービンエンジンが、ファンを駆動するファンシャフトと、このファンシャフトを支持するフレームと、ファンシャフトを駆動する複数の歯車とを備えている。可撓性支持部が、複数の歯車を少なくとも部分的に支持する。可撓性支持部は、フレームよりも小さい剛性を有している。第１のタービンセクションが、複数の歯車に駆動入力を提供する。また、第２のタービンセクションも含まれている。第１のタービンセクションは、第１の出口点において第１の出口面積を有するとともに、第１の速度で回転する。第２のタービンセクションは、第２の出口点において第２の出口面積を有するとともに、第１の速度よりも高速の第２の速度で回転する。第１の性能量が、第１の速度の二乗と第１の出口面積との積として定義される。第２の性能量が、第２の速度の二乗と第２の出口面積との積として定義される。第２の性能量に対する第１の性能量の比は、約０．５〜約１．５である。

上記実施例に従う他の実施例においては、比は、約０．８以上である。

上記実施例に従う他の実施例においては、第１のタービンセクションは、少なくとも３つの段を備えている。

上記実施例に従う他の実施例においては、第１のタービンセクションは、６つまでの段を備えている。

上記実施例に従う他の実施例においては、第２のタービンセクションは、２つ以下の段を備えている。

上記実施例に従う他の実施例においては、第１のタービンセクション前後の圧力比は、約５対１よりも大きい。

上記実施例に従う他の実施例においては、高圧タービンおよび低圧タービンの双方を有したタービンセクションの体積に対するエンジンによって提供される推力の比が、約１．５ｌｂｆ／ｉｎｃｈ³（０．４０７Ｎ／ｃｍ³）以上であり、かつ約５．５ｌｂｆ／ｉｎｃｈ³（１．４９３Ｎ／ｃｍ³）以下である。

上記実施例に従う他の実施例においては、フレームは、フレーム横方向剛性およびフレーム横断方向剛性を備えている。可撓性支持部は、可撓性支持部横断方向剛性および可撓性支持部横方向剛性を備えている。可撓性支持部横方向剛性は、フレーム横方向剛性よりも小さく、可撓性支持部横断方向剛性は、フレーム横断方向剛性よりも小さい。

上記実施例に従う他の実施例においては、可撓性カップリングが、第１のタービンセクションによって駆動される複数の歯車の少なくとも１つを接続する。

上記実施例に従う他の実施例においては、可撓性カップリングは、可撓性カップリング横方向剛性および可撓性カップリング横断方向剛性を備えている。可撓性カップリング横方向剛性は、フレーム横方向剛性よりも小さい。可撓性カップリング横断方向剛性は、フレーム横断方向剛性よりも小さい。

上記実施例に従う他の実施例においては、複数の歯車は、歯車噛合部を備えており、該歯車噛合部は、歯車噛合部横方向剛性および歯車噛合部横断方向剛性を画定する。歯車噛合部横方向剛性は、可撓性支持部横方向剛性よりも大きい。歯車噛合部横断方向剛性は、可撓性支持部横断方向剛性よりも大きい。

他の特徴的な実施例においては、ガスタービンエンジンが、ファンを駆動するファンシャフトと、ファンシャフトを支持するフレームと、ファンシャフトを駆動する複数の歯車とを備えている。複数の歯車を少なくとも部分的に支持する可撓性支持部が、フレームよりも小さい剛性を有している。高圧タービンおよび低圧タービンが含まれており、低圧タービンは、複数の歯車の１つを駆動するように構成される。高圧タービンおよび低圧タービンの双方を有したタービンセクションの体積に対するエンジンによって提供される推力の比が、約１．５ｌｂｆ／ｉｎｃｈ³（０．４０７Ｎ／ｃｍ³）以上であり、かつ約５．５ｌｂｆ／ｉｎｃｈ³（１．４９３Ｎ／ｃｍ³）以下である。

上記実施例に従う他の実施例においては、比は、約２．０以上である。

上記実施例に従う他の実施例においては、比は、約４．０以上である。

上記実施例に従う他の実施例においては、推力は、均一の海面離陸静止推力である。

上記実施例に従う他の実施例においては、フレームは、フレーム横方向剛性およびフレーム横断方向剛性を備えている。可撓性支持部は、可撓性支持部横断方向剛性および可撓性支持部横方向剛性を備えている。可撓性支持部横方向剛性は、フレーム横方向剛性よりも小さく、可撓性支持部横断方向剛性は、フレーム横断方向剛性よりも小さい。

上記実施例に従う他の実施例においては、可撓性カップリングが、第１のタービンセクションによって駆動される複数の歯車の少なくとも１つを接続する。

上記実施例に従う他の実施例においては、可撓性カップリングは、可撓性カップリング横方向剛性および可撓性カップリング横断方向剛性を備えている。可撓性カップリング横方向剛性は、フレーム横方向剛性よりも小さく、可撓性カップリング横断方向剛性は、フレーム横断方向剛性よりも小さい。

上記実施例に従う他の実施例においては、複数の歯車は、歯車噛合部を備えており、該歯車噛合部は、歯車噛合部横方向剛性および歯車噛合部横断方向剛性を画定する。歯車噛合部横方向剛性は、可撓性支持部横方向剛性よりも大きい。歯車噛合部横断方向剛性は、可撓性支持部横断方向剛性よりも大きい。

別の特徴的な実施例においては、ガスタービンエンジンが、ファンシャフトと、該ファンシャフトを支持するフレームとを備えている。フレームは、フレーム横方向剛性およびフレーム横断方向剛性の少なくとも一方を画定する。歯車装置が、ファンシャフトを駆動する。可撓性支持部が、歯車装置を少なくとも部分的に支持する。可撓性支持部は、フレーム横方向剛性に対する可撓性支持部横方向剛性と、フレーム横断方向剛性に対する可撓性支持部横断方向剛性との少なくとも一方を画定する。歯車装置への入力カップリングが、フレーム横方向剛性に対する入力カップリング横方向剛性と、フレーム横断方向剛性に対する入力カップリング横断方向剛性との少なくとも一方を画定する。

ガスタービンエンジンの概略的な断面図である。 図１Ａのガスタービンエンジンの特徴部を示した図である。 他の特徴部を示した図である。 別の特徴部を示した図である。 ファン駆動歯車装置（ＦＤＧＳ）を示したガスタービンエンジンのセクションの拡大した断面図である。 ファン駆動歯車装置のこれに限定されない一実施例の可撓性取付配置を示した概略図である。 ファン駆動歯車装置のこれに限定されない他の実施例の可撓性取付配置を示した概略図である。 星形装置のファン駆動歯車装置のこれに限定されない他の実施例の可撓性取付配置を示した概略図である。 遊星装置のファン駆動歯車装置のこれに限定されない他の実施例の可撓性取付配置を示した概略図である。 星形装置のファン駆動歯車装置のこれに限定されない他の実施例の可撓性取付配置を示した概略図である。 遊星装置のファン駆動歯車装置のこれに限定されない他の実施例の可撓性取付配置を示した概略図である。

図１には、ガスタービンエンジン２０が概略的に示されている。ここで、ガスタービンエンジン２０は、一般に、ファンセクション２２、圧縮機セクション２４、燃焼器セクション２６およびタービンセクション２８を組み込んでなる２−スプールターボファンとして開示されている。代替的なエンジンが、他のシステムや特徴部の間にオグメンタセクション（図示せず）を備え得る。ファンセクション２２は、ナセル１５内に画定されたバイパスダクトのバイパス流路Ｂに沿って空気を移動させ、圧縮機セクション２４は、圧縮のためにコア流路Ｃに沿って空気を移動させてから、この空気を燃焼器セクション２６へと通流させ、そして、この空気は、タービンセクション２８を通して膨張する。これに限定されない本発明の実施例において２−スプールターボファンガスタービンエンジンとして図示したが、３−スプール構成物を含む他の形式のタービンエンジンに教示が適用され得るので、本明細書で説明した概念は２−スプールターボファンと共に用いることに限定されないことを理解されたい。

例示的なエンジン２０は、一般に、低速スプール３０および高速スプール３２を備えており、低速スプール３０および高速スプール３２は、エンジン静止構造体３６に対しエンジン長手方向中心軸Ａを中心に回転するように種々の軸受装置３８によって取り付けられている。代替的または付加的に、様々な配置で種々の軸受装置３８を設けることができ、軸受装置３８の配置は、用途に対応するように変更され得ることを理解されたい。

低速スプール３０は、一般に、ファン４２、低圧圧縮機４４および低圧タービン４６を相互接続する内側シャフト４０を備えている。内側シャフト４０は、速度変更メカニズムを介してファン４２に接続されており、この速度変更メカニズムは、例示的なガスタービンエンジン２０においては、低速スプール３０よりも低速でファン４２を駆動する歯車減速構成物４８として示されている。高速スプール３２は、高圧圧縮機５２と高圧タービン５４とを相互接続する外側シャフト５０を備えている。燃焼器５６が、例示的なガスタービンエンジン２０においては、高圧圧縮機５２と高圧タービン５４との間に配置されている。エンジン静止構造体３６の中央タービンフレーム５７が、一般に、高圧タービン５４と低圧タービン４６との間に配置されている。中央タービンフレーム５７は、タービンセクション２８において軸受装置３８をさらに支持している。内側シャフト４０および外側シャフト５０は同心であり、これらのシャフトの長手方向軸と同一直線上にあるエンジン長手方向中心軸Ａを中心に軸受装置３８によって回転する。

コア空気流が、低圧圧縮機４４によって加圧されてから高圧圧縮機５２によってさらに加圧され、燃焼器５６において燃料と混合されてから燃焼され、そして、燃焼ガスが、高圧タービン５４および低圧タービン４６にわたって膨張する。中央タービンフレーム５７は、コア流路Ｃ内に位置したエアフォイル５９を備えている。タービンセクション４６，５４は、膨張に応答して低速スプール３０および高速スプール３２の各々を回転させる。ファンセクション２２、圧縮機セクション２４、燃焼器セクション２６、タービンセクション２８、ファン駆動歯車装置４８の各々の位置が変更され得ることを理解するであろう。例えば、燃焼器セクション２６の後方に、またはタービンセクション２８の後方にさえ歯車装置４８を配置することができ、歯車装置４８の位置の前方または後方にファンセクション２２を配置することができる。

一例では、エンジン２０は、歯車減速式高バイパス航空機エンジンである。他の例では、エンジン２０のバイパス比は、約６よりも大きいものとされており、例示的な実施例では、約１０よりも大きいものとされており、さらに、歯車減速構成物４８は、歯車減速比が約２．３よりも大きいエピサイクリック歯車装置、例えば、遊星歯車装置または他の歯車装置であり、低圧タービン４６は、約５よりも大きい圧力比を有している。本発明の一実施例では、エンジン２０のバイパス比は、約１０（１０対１）よりも大きいものとされており、ファンの直径は、低圧圧縮機４４の直径よりも非常に大きいものとされており、低圧タービン４６は、約５対１よりも大きい圧力比を有している。低圧タービン４６の圧力比は、排気ノズルの前方の低圧タービン４６の出口における圧力に関連させるようにして低圧タービン４６の入口の前方で計測された圧力である。歯車減速構成物４８は、約２．３対１よりも大きい歯車減速比を有したエピサイクリック歯車列、例えば、遊星歯車装置または他の歯車装置とされ得る。しかし、上記パラメータは、歯車減速構成物エンジンの一実施例を例示するのみであり、本発明が、直接駆動ターボファンを有した他のガスタービンエンジンにも適用可能であることを理解されたい。

推力の大部分が、高バイパス比に起因してバイパス流Ｂによって提供される。エンジン２０のファンセクション２２は、特定の飛行条件、一般には、マッハ数が約０．８であり、かつ約３５０００フィート（約１０６６８メートル）での飛行のために設計されている。「バケット飛行の推力当たり燃料消費率（ｂｕｃｋｅｔ ｃｒｕｉｓｅ Ｔｈｒｕｓｔ Ｓｐｅｃｉｆｉｃ Ｆｕｅｌ Ｃｏｎｓｕｍｐｔｉｏｎ）（「ＴＳＦＣ」）として知られている、エンジンの燃料消費が最適であるマッハ数が約０．８であり、かつ約３５０００フィートでの飛行条件は、１時間に燃焼する燃料の質量（ｌｂｍ）を、エンジンがその最小のポイントで発生させる推力（ｌｂｆ ｏｆ ｔｈｒｕｓｔ）で割ったものからなる産業標準パラメータである。「低ファン圧力比」は、ファン出口ガイドベーン（「ＦＥＧＶ」）システムがない状態で、ファンブレードのみの前後の圧力比である。これに限定されない一実施例に従って本明細書に開示された低ファン圧力比は、約１．４５よりも小さいものとされる。「修正された低ファン先端速度」は、実際のファン先端速度（フィート／秒）を、［（ランキン空気温度Ｔ／５１８．７）^0.5］の産業標準温度修正値で割ったものである。これに限定されない一実施例に従う本明細書に開示した「修正された低ファン先端速度」は、約１１５０フィート／秒（約３５０メートル／秒）よりも小さいものとされる。

コア空気流が、低圧圧縮機４４によって加圧されてから高圧圧縮機５２によってさらに加圧され、燃焼器５６において燃料と混合されてから燃焼され、そして、燃焼ガスが、高圧タービン５４および低圧タービン４６にわたって膨張する。タービンセクション４６，５４は、これらを通過する空気流の膨張に応答して低速スプール３０および高速スプール３２の各々を回転させる。

タービンセクションがどれ程小型であるかと比較して特定のタービンセクションによって生じさせることができる推力量が、タービンセクションの出力密度または力密度と呼ばれており、均一の海面離陸（ｆｌａｔ−ｒａｔｅｄ Ｓｅａ ｌｅｖｅｌ Ｔａｋｅ−Ｏｆｆ）（ＳＬＴＯ）推力をタービンセクション全体の体積で割ったものにより導き出される。例示的な体積は、高圧タービン５４の入口から低圧タービン４６の出口へと決定される。タービンセクション２８の出力密度を増加させるためには、低圧タービン４６および高圧タービン５４の各々が、より小型に形成される。つまり、高圧タービン５４および低圧タービン４６は、より短い軸方向長さで形成され、タービン４６とタービン５４との間の空間が減少し、したがって、タービンセクション２８の体積が減少する。

歯車により駆動されるファンセクション２２を有した本発明のガスタービンエンジン２０の出力密度は、歯車により駆動されるファンを有した従来技術のガスタービンエンジンにおいて与えられる出力密度よりも大きい。タービンセクションと、本願で上述した歯車減速装置および構成物を介して駆動されるファンセクションとを組み込んでなる、本発明の８つの例示的なエンジンが、表１で以下に説明される。

表１

ある実施例では、出力密度は、約１．５ｌｂｆ／ｉｎ³（０．４０７Ｎ／ｃｍ³）以上である。他の実施例では、出力密度は、約２．０ｌｂｆ／ｉｎ³（０．５４３Ｎ／ｃｍ³）以上である。他の実施例では、出力密度は、約３．０ｌｂｆ／ｉｎ³（０．８１４Ｎ／ｃｍ³）以上である。他の実施例では、出力密度は、約４．０ｌｂｆ／ｉｎ³（１．０８６Ｎ／ｃｍ³）以上である。別の実施例では、出力密度は、約５．５ｌｂｆ／ｉｎ³（１．４９３Ｎ／ｃｍ³）以下である。

本発明の歯車により駆動されるファン構成物を用いて形成され、かつ本願で上述したタービンセクションを有したエンジンにより、非常に高い効率の動作が提供され、燃料効率も向上する。

図１Ａを参照しながら図１Ｂを参照すると、本発明の例示的なエンジン構成１００の構成要素の間の相対的な回転が概略的に示されている。例示的なエンジン構成１００においては、ファン４２は、歯車ボックス４８を介して低スプール３０に接続されており、該低スプール３０には、低圧圧縮機４４および低圧タービン４６が接続されている。高圧圧縮機５２および高圧タービン５４は、高スプール３２を形成する共通のシャフトに接続されている。高スプール３２は、ファン４２の回転方向とは反対の方向（「＋」方向として図１Ｂに示される）に回転する。低スプール３０は、ファン４２と同じ方向（「−」方向として図１Ｂに示される）に回転する。高圧タービン５４および低圧タービン４６は、中央タービンフレーム５７と共にガスタービンエンジン２０のタービンセクション２８を形成する。２つのスプールとファンとの間の他の相対的な回転方向が、本発明の範囲内に属する。

本発明の１つの例示的な速度変更装置４８が、２．３対１よりも大きい歯車減速比を有しており、これは、低圧タービン４６が、ファン４２よりも少なくとも２．３倍だけ高速で回転することを意味する。本発明の例示的な速度変更装置は、遊星形式のエピサイクリック歯車ボックスであり、該エピサイクリック歯車ボックスにおいては、入力が中央の「太陽」歯車２６０へとなされる。太陽歯車２６０の周囲の（１つのみが示されている）遊星歯車２６２は、キャリア２６４によって回転するとともに離間され、キャリア２６４は、太陽歯車２６０と同じ方向に回転する。（図１に示した）エンジン静止ケース３６に回転することができないように固定された輪歯車２６６が、歯車アッセンブリ全体を包括している。ファン４２は、該ファン４２の回転方向がキャリア２６４の回転方向と同じになり、キャリア２６４の回転方向が入力の太陽歯車２６０の回転方向と同じになるように、キャリア２６４に取り付けられるとともにキャリア２６４によって駆動される。したがって、低圧圧縮機４４および低圧タービン４６は、高圧圧縮機５２および高圧タービン５４に対して逆回転する。

高圧圧縮機５２および高圧タービン５４に対して低圧圧縮機４４および低圧タービン４６を逆回転させることにより、生成された高速排気ガス流れが高圧タービン５４から低圧タービン４６へと移動するときに、タービンセクション２８において一定の効率的な空気力学条件が提供される。さらに、中央タービンフレーム５７は、タービンセクション２８を全体的に小型にすることに寄与する。さらに、中央タービンフレーム５７のエアフォイル５９は、冷却される内側の軸受支持構造部およびオイルチューブを取り囲む。また、エアフォイル５９は、高速の排気ガス流れを流線型にするように、内側の軸受支持構造部およびオイルチューブの周囲に流れを案内する。さらに、エアフォイル５９は、低圧タービン４６の効率の増加を促進するのに望ましい適切な角度へと高圧タービン５４を出る流れを案内する。

高圧タービン５４を出る流れは、接線方向の渦のかなりの成分を備えている。高圧タービン５４を出る流れの方向は、エンジンの動力設定の広い範囲において低圧タービン４６の第１の段のブレードのためにほぼ理想的に設定される。したがって、高圧タービン５４を出る空気流を劇的かつ付加的に整列させないで、中央タービンフレーム５７の空気力学的な回転機能を効率的に達成することができる。

図１Ｃを参照すると、例示的なタービンセクション２８の体積が、概略的に示されており、タービンセクション２８は、第１の段４６Ａ、第２の段４６Ｂおよび第３の段４６Ｃを備えている。段４６Ａ，４６Ｂ，４６Ｃの各々は、対応した複数のブレード２１２およびベーン２１４を備えている。例示的なタービンセクションは、さらに、低圧タービン４６と高圧タービン５４との間に適度のキャンバを有した例示的な空気回転ベーン２２０を備えており、このキャンバは、小さな程度の再方向付け（ｒｅｄｉｒｅｃｔｉｏｎ）を提供し、低圧タービン４６の第１の段４６Ａのブレード２１２に対して望ましい流れ角度を達成する。本発明のベーン２２０は、低圧タービン４６と高圧タービン５４とが同じ方向に回転する場合には、望ましい空気流機能を効率的に実施することができなかった。

例示的な中央タービンフレーム５７は、整列した複数の空気回転ベーン２２０を備えており、これらの空気回転ベーン２２０は、高圧タービン５４を出た空気流れを案内し、また、適切な方向にかつ適切な量の渦と共に確実に空気を流すようにする。本発明のタービンセクション２８が、従来用いられているタービンセクションよりも小型なので、中央タービンフレーム５７を出て低圧タービン４６へと流入する空気の移動距離がより小さい。軸方向の移動距離がより小さいことにより、中央タービンフレーム５７から低圧タービン４６へと移行する間の空気流れによって失われる渦の量が減少し、中央タービンフレーム５７のベーン２２０は、低圧タービン４６の入口ガイドベーンとして機能することができる。また、中央タービンフレーム５７は、支柱２２１も備えており、該支柱２２１は、中央タービンフレーム５７およびエンジンハウジングの双方に構造的な支持部を提供する。一例では、中央タービンフレーム５７は、ベーン２２０内に支柱２２１を入れることによってさらに小型になり、これにより、中央タービンフレーム５７の長さが減少する。

所定のファンの大きさによって提供される所定のファン先端速度および推力レベルでは、（図１Ａおよび図１Ｂに示した）速度変更装置４８は、歯車減速比を有しており、したがって、低圧タービン４６および低圧圧縮機４４の構成要素の速度が増加し得る。より詳細には、所定のファン直径およびファン先端速度では、歯車比の増加によって、より高速で回転するタービンが提供され、このタービンが、かなり小型のタービンを提供し、タービンセクション２８の体積に対する推力の比が増加する。歯車減速比を増加させることにより、ファン４２の速度に対する低圧圧縮機４４および低圧タービン４６の回転速度が増加する。

ガスタービンエンジン２０の構成要素の回転速度の増加によって、全体の効率が向上し、これにより、低圧圧縮機４４および低圧タービン４６の直径および段数が減少するが、これにより、コア流路Ｃを通して流れる空気の望ましい流れ特性を維持することが必要となり得る。増加した歯車比によって増加した速度から得られる効率のために低圧圧縮機４４および低圧タービン４６の各々の軸方向長さをさらに減少させることができる。さらに、タービンセクション２８の直径および段数が減少することによって、小型化が進み、例示的なガスタービンエンジン２０に要求される軸方向長さが全体的に減少する。

ガスタービンエンジン２０の推力密度をさらに向上させるためには、（高圧タービン５４、中央タービンフレーム５７および低圧タービン４６を有した）例示的なタービンセクション２８は、従来のタービンエンジンの設計よりも小型に形成され、これにより、タービンセクション２８の長さおよびガスタービンエンジン２０の長さ全体が減少する。

例示的な低圧タービン４６を小型にし、低圧タービン４６の直径を高圧タービン５４に対してより互換性を持たせ、さらに、中央タービンフレーム５７の空気回転ベーン２２０を実用的にするためには、低圧タービン４６の最初の段に、より強い材料が必要となり得る。低圧タービン４６の小さな直径で生じる速度および遠心性の引っ張りにより、課題が、従来技術の低圧タービンに用いられる材料に提起される。

空気回転ベーン２２０、低圧タービンのブレード２１２およびベーン２１４について、本発明の企図内の材料およびプロセスの例が、翼幅方向の付加的な強さを提供する一方向凝固粒状物を有した材料を備えている。一方向凝固粒状物を有したベーン２２０，２１４またはタービンブレード２１２を形成する例示的な方法については、米国特許出願第１３／２９０６６７号明細書、米国特許第７３３８２５９号明細書および米国特許第７８７１２４７号明細書で見ることができ、これらの明細書の各々は、本願の参照となる。他のエンジンの実施例は、鋳造された中空のブレード２１２またはベーン２１４を用いており、冷却空気が、ブレード／ベーンの前縁で導入され、後縁で排出される。他の実施例は、フィルム冷却穴を有した内部冷却式ブレード２１２またはベーン２１４を用いている。別のエンジンの実施例は、低圧タービン４６の一部を形成するためにアルミニウム・リチウム材料を用いている。また、例示的な低圧タービン４６は、粉末状の金属ディスクまたはロータで用いられて形成され得る。

さらに、単一のクリスタルブレード材料を用いて低圧タービン４６の１つまたは複数の列のタービンブレード２１２を形成することができる。単一のクリスタルの形成物は、単一ではないクリスタルの形成物よりも高温で酸化し、したがって、より高温の空気流れに耐えることができる。タービンブレード２１２のより高温に耐える能力により、より効率的な低圧タービン４６が提供され、これにより、大きさがさらに減少し得る。

図示した低圧タービン４６は３つのタービン段４６Ａ，４６Ｂ，４６Ｃを備えているが、６つまでのタービン段を備えるように低圧タービン４６を修正することができる。一定の推力で低圧タービン段４６Ａ，４６Ｂ，４６Ｃの数を増加させると、タービンセクション２８の推力密度が僅かに減少するが、低圧圧縮機およびファンセクション２２を駆動するために利用可能な動力が増加する。

さらに、材料が、低圧圧縮機４４の段を付加し、ファンの先端直径を増加させることにより生じる高温に耐えつつ、高温での望ましい強さを維持し、小型の構成により生じる増加した遠心力を考慮して所望のように機能するように、例示的なタービンブレードは、内部冷却され得る。

本発明の実施例の各々によって、高圧タービン５４に対する半径方向の整列を向上させつつ、低圧タービン４６をより小型かつ効率的なものとすることができる。低圧タービン４６と高圧タービン５４との間の半径方向の整列が向上することにより、効率が増加し、これにより、中央タービンフレーム５７の空気回転ベーン２２０を有することによって生じる製造コストの増加をオフセットさせることができる。

上述の実施例に鑑みて、タービンセクション２８の大きさ全体が大いに減少し、エンジンの出力密度が向上する。さらに、出力密度の向上の結果、エンジンの推進効率全体も向上する。

図１Ｄおよび図１Ａには、出口面積４００が、高圧タービンセクション５４の出口の位置において示されている。低圧タービンセクションの出口面積が、低圧タービンセクションの出口４０１において画定される。図１Ｄに示したように、タービンエンジン２０は、逆回転し得る。これは、低圧タービンセクション４６および低圧圧縮機セクション４４が１つの方向に回転しており、高圧タービンセクション５４および高圧圧縮機セクション５２を有した高圧スプール３２が反対方向に回転することを意味する。例えば、（例えば、太陽歯車、輪歯車および星形歯車を有した）エピサイクリック変速機とすることができる歯車減速構成物４８は、ファン４２が高スプール３２と同じ方向に回転するように選択される。この構成や、種々の量および動作範囲を備えた上述の他の構造においては、非常に高い速度が低圧スプールに与えられる。低圧タービンセクションおよび高圧タービンセクションの動作は、タービンセクションの出口面積にタービンセクションの各速度の二乗をかけてなる性能量を見て評価されることが多い。上記性能量（「ＰＱ」）は、次のように定義される。

式１：ＰＱ_ltp＝（Ａ_lpt×Ｖ_lpt ²）
式２：ＰＱ_hpt＝（Ａ_hpt×Ｖ_hpt ²）
ここで、Ａ_lptは、低圧タービンセクションの出口（例えば、符号４０１）における低圧タービンセクションの面積であり、Ｖ_lptは、低圧タービンセクションの速度であり、Ａ_hptは、高圧タービンセクションの出口（例えば、符号４００）における高圧タービンセクションの面積であり、Ｖ_hptは、高圧タービンセクションの速度である。

したがって、高圧タービンセクションの性能量に対する低圧タービンセクションの性能量の比が次のように表される。

式３：（Ａ_lpt×Ｖ_lpt ²）／（Ａ_hpt×Ｖ_hpt ²）＝ＰＱ_ltp／ＰＱ_hpt
上記の設計により形成される１つのタービンの実施例においては、低圧タービンセクションおよび高圧タービンセクションの面積は、それぞれ、５５７．９ｉｎ²（３５９９．３ｃｍ²）および９０．６７ｉｎ²（５８４．９７ｃｍ²）である。さらに、低圧タービンセクションおよび高圧タービンセクションの速度は、それぞれ、１０１７９ｒｐｍおよび２４３４６ｒｐｍである。したがって、上記の式１および式２を用いて、低圧タービンセクションおよび高圧タービンセクションの性能量は、
式１：ＰＱ_ltp＝（Ａ_lpt×Ｖ_lpt ²）＝（５５７．９ｉｎ²）（１０１７９ｒｐｍ）²＝５７８０５１５７６７３．９ｉｎ²ｒｐｍ²（＝（３５９９．３ｃｍ²）（１０１７９ｒｐｍ）²＝３７２９３１００００００ｃｍ²ｒｐｍ²）
式２：ＰＱ_hpt＝（Ａ_hpt×Ｖ_hpt ²）＝（９０．６７ｉｎ²）（２４３４６ｒｐｍ）²＝５３７４２６２２００９．７２ｉｎ²ｒｐｍ²（＝（５８４．９７ｃｍ²）（２４３４６ｒｐｍ）²＝３４６７２８００００００ｃｍ²ｒｐｍ²）
となり、上記の式３を用いて、高圧タービンセクションに対する低圧タービンセクションの比は、
比＝ＰＱ_ltp／ＰＱ_hpt＝５７８０５１５７６７３．９ｉｎ²ｒｐｍ²／５３７４２６２２００９．７２ｉｎ²ｒｐｍ²＝１．０７５
となる。

他の実施例においては、比は約０．５であり、別の実施例においては、比は約１．５であった。ＰＱ_ltp／ＰＱ_hptの比が０．５〜１．５の範囲にあるときには、非常に効率的な全体のガスタービンエンジンが達成される。より厳密には、約０．８以上のＰＱ_ltp／ＰＱ_hptの比が、より効率的である。さらにより厳密には、１．０以上のＰＱ_ltp／ＰＱ_hptの比が、より効率的である。特に、これらのＰＱ_ltp／ＰＱ_hptの比の結果として、直径および軸方向長さの双方において、タービンセクションを従来技術のものよりも非常に小型にすることができる。さらに、全体のエンジンの効率が大いに増加する。

この構成を用いて、低圧圧縮機セクションも改善され、低圧圧縮機セクションは、従来の低圧圧縮機セクションよりも高圧圧縮機セクションのように作動する。これは、従来技術よりも効率的であり、より少ない段でさらに機能することができる。低圧圧縮機セクションは、エンジンの全体の圧力比設計の目標を達成することに貢献しつつ、半径が小さくされ、長さが短縮され得る。

上記の本発明を知らされている当業者であれば、高トルクおよび高速度が、低速スプール３０によって歯車減速構成物４８へと提供されることになることを理解するであろう。したがって、可撓性取付配置が重要となる。

図２を参照すると、歯車減速構成物４８は、一般に、入力カップリング６２を介して（概略的に示した）低速スプール３０によって駆動されるファン駆動歯車装置（ＦＤＧＳ）６０を備えている。入力カップリング６２は、低速スプール３０から歯車減速構成物４８へとトルクを伝達するとともに、低速スプール３０と歯車減速構成物４８との間の振動および他の過渡物（ｔｒａｎｓｉｅｎｔｓ）の分離を容易にする。これに限定されない本発明の実施例においては、ファン駆動歯車装置６０は、エピサイクリック歯車装置を備えることができ、エピサイクリック歯車装置は、例えば、星形装置または遊星装置とされ得る。

入力カップリング６２は、歯車スプライン６６によってファン駆動歯車装置６０の太陽歯車６８へと連結されるインタフェーススプライン６４を備えることができる。太陽歯車６８は、複数の遊星歯車７０と噛み合い、これらの複数の遊星歯車７０については、図示した遊星歯車７０を代表的なものとして示してある。各遊星歯車７０は、各遊星ジャーナル軸受７５によって遊星キャリア７２において回転可能に取り付けられている。太陽歯車６８の回転運動によって、各遊星歯車７０は、各長手方向軸Ｐを中心に回転する。歯車は、一般に、図１Ｂに概略的に示したようなものとすることができる。

また、各遊星歯車７０は、回転する輪歯車７４と噛み合い、該輪歯車７４は、ファンシャフト７６に機械的に接続される。遊星歯車７０が、回転する輪歯車７４および回転する太陽歯車６８の双方と噛み合うので、遊星歯車７０は、該遊星歯車７０の専用の軸を中心に回転し、これにより、輪歯車７４は、エンジン軸Ａを中心に回転する。輪歯車７４の回転が、ファンシャフト７６を介してファン４２（図１）へと伝達され、これにより、ファン４２は、低速スプール３０よりも低速で駆動する。説明した歯車減速構成物４８は、これに限定されない一実施例であり、種々の他の歯車減速構成物が、本発明から恩恵を受けることになることを理解されたい。

図３を参照すると、可撓性支持部７８が、静止構造体３６に対してファン駆動歯車装置６０Ａを少なくとも部分的に支持するように遊星キャリア７２を支持している。ここで、静止構造体３６は、例えば、ファン駆動歯車装置６０Ａと静止構造体３６との間の振動および他の過渡物の分離を容易にする前方側中央ボディである。種々のガスタービンエンジンケース構造体が、代替的または付加的に、静止構造体および可撓性支持部７８を提供することができることを理解されたい。本明細書で用いられる「横方向」という用語は、回転軸Ａに対して垂直方向を説明するものであり、「横断方向」という用語は、ファン駆動歯車装置６０にかかり得る変形を吸収するための回転軸Ａに対する曲げによる回動移動（ｐｉｖｏｔａｌ ｂｅｎｄｉｎｇ ｍｏｖｅｍｅｎｔ）を説明するものである。静止構造体３６は、「Ｋ−フレーム」と一般に呼ばれる第１および第１．５の軸受支持静止構造体８２をさらに備えることができ、Ｋ−フレームは、第１番目の軸受装置３８Ａおよび第１．５番目の軸受装置３８Ｂを支持する。特に、Ｋ−フレーム軸受支持部は、これに限定されない実施例において、参照される要素（ｆａｃｔｏｒ）として（図３でＫ_フレームとして示した）横方向剛性と、（図３でＫ_フレーム ^曲げとして示した）横断方向剛性とを画定する。

これに限定されない本発明の実施例において、可撓性支持部７８および入力カップリング６２の双方の横方向剛性（ＫＦＳ、ＫＩＣ）は、横方向剛性（Ｋ_フレーム）の約１１％よりもそれぞれ小さい。つまり、ファン駆動歯車装置６０全体の横方向剛性は、上記横方向剛性の関係によって制御される。代替的に、またはこの関係に加えて、可撓性支持部７８および入力カップリング６２の双方の横断方向剛性が、横断方向剛性（Ｋ_フレーム ^曲げ）の約１１％よりもそれぞれ小さい。つまり、ファン駆動歯車装置６０全体の横断方向剛性は、上記横断方向剛性の関係によって制御される。

図４を参照すると、これに限定されない他の実施例において、ファン駆動歯車装置６０Ｂは、回転可能に取り付けられた輪歯車７４’を支持する可撓性支持部７８’を備えている。一般に図３の星形装置構成物に従う概略的に示した遊星装置において、ファンシャフト７６’が、遊星キャリア７２’によって駆動される。

図５を参照すると、（星形装置構成物の）ファン駆動歯車装置６０Ｃ自体の横方向剛性の関係が概略的に示されている。入力カップリング６２の横方向剛性（ＫＩＣ）、可撓性支持部７８の横方向剛性（ＫＦＳ）、輪歯車７４の横方向剛性（ＫＲＧ）および遊星ジャーナル軸受７５の横方向剛性（ＫＪＢ）が、ファン駆動歯車装置６０の歯車噛合部横方向剛性（ＫＧＭ）に対して制御される。

これに限定されない本発明の実施例においては、横方向剛性（ＫＧＭ）は、太陽歯車６８と複数の遊星歯車７０との間の歯車噛合部によって画定され得る。ファン駆動歯車装置６０内の横方向剛性（ＫＧＭ）は、参照される要素であり、静止構造体８２’は、ファンシャフト７６を堅固に支持する。つまり、ファンシャフト７６は、軸受装置３８Ａ，３８Ｂ上に支持されており、軸受装置３８Ａ，３８Ｂは、静止構造体８２’によって実質的に堅固に支持されている。横方向剛性（ＫＪＢ）は、例えば、遊星ジャーナル軸受７５内の剛性によって機械的に画定され得るものであり、輪歯車７４の横方向剛性（ＫＲＧ）は、例えば、輪歯車ウィング７４Ｌ，７４Ｒ（図２）の外径によって機械的に画定され得る。

これに限定されない本発明の実施例においては、輪歯車７４の横方向剛性（ＫＲＧ）は、歯車噛合部横方向剛性（ＫＧＭ）の約１２％よりも小さく、可撓性支持部７８の横方向剛性（ＫＦＳ）は、歯車噛合部横方向剛性（ＫＧＭ）の約８％よりも小さく、遊星ジャーナル軸受７５の横方向剛性（ＫＪＢ）は、歯車噛合部横方向剛性（ＫＧＭ）以下であり、入力カップリング６２の横方向剛性（ＫＩＣ）は、歯車噛合部横方向剛性（ＫＧＭ）の約５％よりも小さい。

図６を参照すると、これに限定されない他の実施例においては、一般に図５の星形装置構成物に従う遊星歯車装置構成物のファン駆動歯車装置６０Ｄ自体の横方向剛性の関係が概略的に示されている。

上記の横方向剛性の関係の組み合わせも用いられ得ることを理解されたい。構造的構成要素の各々の横方向剛性は、決定することが比較的困難なフィルム剛性およびスプライン剛性よりも容易に計測され得る。

設計荷重の下でシャフトの整列のずれを吸収するように可撓性を持たせて取り付けることにより、ファン駆動歯車装置の設計荷重が、１７％よりも多く減少し、これにより、エンジンの重量全体が減少する。可撓性を持たせた取付により、システムの寿命および信頼性を向上させる整列が容易となる。可撓性支持部および入力カップリングの横方向の可撓性により、ファン駆動歯車装置が、機動中にファンシャフトを用いて実質的に「浮く」。これにより、（ａ）ファンシャフト、入力カップリングおよび可撓性支持部のトルクの伝達が機動中に一定のままとなり、（ｂ）（潜在的に歯車の整列をずらし、歯に損傷を及ぼし得る）機動により生じるファンシャフトの横方向の荷重が、第１および第１．５の軸受支持Ｋ−フレームを通して主に作用し、（ｃ）可撓性支持部および入力カップリングの双方が、ファン駆動歯車装置へと小量の横方向荷重を伝達する。スプライン、歯車の歯の剛性、ジャーナル軸受および輪歯車の帯（ｌｉｇａｍｅｎｔｓ）が、機動中に歯車の歯にかかる応力の変化を最小化するように特に設計される。ファン駆動歯車装置への他の接続部は、可撓性取付部（タービンカップリングやケース可撓性取付部）である。これらの取付部のばね率は、分析によって決定され、エンジンの機動荷重を歯車から切り離す調整・飛行試験（ｒｉｇ ａｎｄ ｆｌｉｇｈｔ ｔｅｓｔｉｇ）において証明されてきた。さらに、遊星ジャーナル軸受のばね率は、システムの可撓性を維持するように制御され得る。

図７は、図５と同様のものであるが、図７には、（星形装置構成物の）ファン駆動歯車装置６０Ｃ内の横断方向剛性の関係が示されている。入力カップリング６２の横断方向剛性（ＫＩＣ^曲げ）、可撓性支持部７８の横断方向剛性（ＫＦＳ^曲げ）、輪歯車７４の横断方向剛性（ＫＲＧ^曲げ）および遊星ジャーナル軸受７５の横断方向剛性（ＫＪＢ^曲げ）が、ファン駆動歯車装置６０の歯車噛合部横断方向剛性（ＫＧＭ^曲げ）に対して制御される。

これに限定されない本発明の実施例においては、剛性（ＫＧＭ^曲げ）は、太陽歯車６８と複数の遊星歯車７０との間の歯車噛合部によって画定され得る。ファン駆動歯車装置６０の横断方向剛性（ＫＧＭ^曲げ）は、参照される要素であり、静止構造体８２’は、ファンシャフト７６を堅固に支持する。つまり、ファンシャフト７６は、軸受装置３８Ａ，３８Ｂ上に支持されており、該軸受装置３８Ａ，３８Ｂは、静止構造体８２’によって実質的に堅固に支持されている。横断方向剛性（ＫＪＢ^曲げ）は、例えば、遊星ジャーナル軸受７５内の剛性によって機械的に画定され得るものであり、輪歯車７４の横断方向剛性（ＫＲＧ^曲げ）は、例えば、輪歯車ウィング７４Ｌ,７４Ｒ（図２）の外径によって機械的に画定され得る。

これに限定されない本発明の実施例においては、輪歯車７４の横断方向剛性（ＫＲＧ^曲げ）は、歯車噛合部横断方向剛性（ＫＧＭ^曲げ）の約１２％よりも小さく、可撓性支持部７８の横断方向剛性（ＫＦＳ^曲げ）は、歯車噛合部横断方向剛性（ＫＧＭ^曲げ）の約８％よりも小さく、遊星ジャーナル軸受７５の横断方向剛性（ＫＪＢ^曲げ）は、歯車噛合部横断方向剛性（ＫＧＭ^曲げ）以下であり、入力カップリング６２の横断方向剛性（ＫＩＣ^曲げ）は、歯車噛合部横断方向剛性（ＫＧＭ^曲げ）の約５％よりも小さい。

図８は、図６と同様のものであるが、図８には、遊星歯車装置構成物のファン駆動歯車装置６０Ｄの横断方向剛性の関係が示されている。

「前方」、「後方」、「上方」、「下方」、「上」、「下」等の相対的な位置に関する用語は、車両の通常の動作姿勢についてのものであり、他に限定されるものとみなすべきではないことを理解されたい。

同様の符号が、種々の図全体を通して、対応したまたは同様の構成要素を特定することを理解されたい。また、図示した実施例においては、特定の構成要素の配置が開示されているが、他の配置が、本発明から恩恵を受けることになることを理解されたい。

特定のステップの順序が示され、説明され、特許請求されているが、特に指示がない限り、ステップが、いかなる順序で実施され、分離され、または組み合わせられ、本発明から恩恵を受けたままとなることを理解されたい。

可撓性取付構造体を全て組み込んでなる、高出力密度と、面積と速度の二乗の積からなる高い性能量とを組み合わせた配置により、非常に堅剛でかつ効率的なガスタービンエンジンが提供される。

上記の説明は、例示的なものであって、限定的なものではない。本発明の真意を逸脱することなく、開示した例に変更および修正が加えられ得ることが当業者に明らかになるであろう。付記の特許請求の範囲が、本発明の真の範囲および内容を決定するために検討されるべきである。

Claims (20)

1. ファンを駆動するファンシャフトと、
   前記ファンシャフトを支持するフレームと、
   前記ファンシャフトを駆動する複数の歯車と、
   前記複数の歯車を少なくとも部分的に支持する、前記フレームよりも小さい剛性を有した可撓性支持部と、
   前記複数の歯車に駆動入力を提供する第１のタービンセクションと、
   第２のタービンセクションと、
   を備え、
   前記第１のタービンセクションは、第１の出口点において第１の出口面積を有するとともに、第１の速度で回転し、
   前記第２のタービンセクションは、第２の出口点において第２の出口面積を有するとともに、前記第１の速度よりも高速の第２の速度で回転し、
   第１の性能量が、前記第１の速度の二乗と前記第１の出口面積との積として定義され、
   第２の性能量が、前記第２の速度の二乗および前記第２の出口面積の積として定義され、
   前記第２の性能量に対する前記第１の性能量の比は、約０．５〜約１．５であることを特徴とするガスタービンエンジン。
2. 前記比は、約０．８以上であることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
3. 前記第１のタービンセクションは、少なくとも３つの段を備えることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
4. 前記第１のタービンセクションは、６つまでの段を備えることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
5. 前記第２のタービンセクションは、２つ以下の段を備えることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
6. 前記第１のタービンセクション前後の圧力比は、約５対１よりも大きいことを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
7. 高圧タービンおよび低圧タービンの双方を有したタービンセクションの体積に対する前記ガスタービンエンジンによって提供される推力の比をさらに備え、この比は、約１．５ｌｂｆ／ｉｎｃｈ³（０．４０７Ｎ／ｃｍ³）以上であり、かつ約５．５ｌｂｆ／ｉｎｃｈ³（１．４９３Ｎ／ｃｍ³）以下であることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
8. 前記フレームは、フレーム横方向剛性およびフレーム横断方向剛性を備え、前記可撓性支持部は、可撓性支持部横断方向剛性および可撓性支持部横方向剛性を備え、前記可撓性支持部横方向剛性は、前記フレーム横方向剛性よりも小さく、前記可撓性支持部横断方向剛性は、前記フレーム横断方向剛性よりも小さいことを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
9. 可撓性カップリングが、前記第１のタービンセクションによって駆動される前記複数の歯車の少なくとも１つを接続することを特徴とする請求項８に記載のガスタービンエンジン。
10. 前記可撓性カップリングは、可撓性カップリング横方向剛性および可撓性カップリング横断方向剛性を備え、前記可撓性カップリング横方向剛性は、前記フレーム横方向剛性よりも小さく、前記可撓性カップリング横断方向剛性は、前記フレーム横断方向剛性よりも小さいことを特徴とする請求項９に記載のガスタービンエンジン。
11. 前記複数の歯車は、歯車噛合部を備え、該歯車噛合部は、歯車噛合部横方向剛性および歯車噛合部横断方向剛性を画定し、前記歯車噛合部横方向剛性は、前記可撓性支持部横方向剛性よりも大きく、前記歯車噛合部横断方向剛性は、前記可撓性支持部横断方向剛性よりも大きいことを特徴とする請求項８に記載のガスタービンエンジン。
12. ファンを駆動するファンシャフトと、
    前記ファンシャフトを支持するフレームと、
    前記ファンシャフトを駆動する複数の歯車と、
    前記複数の歯車を少なくとも部分的に支持する、前記フレームよりも小さい剛性を有した可撓性支持部と、
    高圧タービンと、
    前記複数の歯車の１つを駆動するように構成された低圧タービンと、
    を備え、
    前記高圧タービンおよび前記低圧タービンの双方を有したタービンセクションの体積に対するガスタービンエンジンによって提供される推力の比が、約１．５ｌｂｆ／ｉｎｃｈ³（０．４０７Ｎ／ｃｍ³）以上であり、かつ約５．５ｌｂｆ／ｉｎｃｈ³（１．４９３Ｎ／ｃｍ³）以下であることを特徴とするガスタービンエンジン。
13. 前記比は、約２．０以上であることを特徴とする請求項１２に記載のガスタービンエンジン。
14. 前記比は、約４．０以上であることを特徴とする請求項１３に記載のガスタービンエンジン。
15. 前記推力は、均一の海面離陸静止推力であることを特徴とする請求項１２に記載のガスタービンエンジン。
16. 前記フレームは、フレーム横方向剛性およびフレーム横断方向剛性を備え、前記可撓性支持部は、可撓性支持部横断方向剛性および可撓性支持部横方向剛性を備え、前記可撓性支持部横方向剛性は、前記フレーム横方向剛性よりも小さく、前記可撓性支持部横断方向剛性は、前記フレーム横断方向剛性よりも小さいことを特徴とする請求項１２に記載のガスタービンエンジン。
17. 可撓性カップリングが、前記低圧タービンによって駆動される前記複数の歯車の少なくとも１つを接続することを特徴とする請求項１６に記載のガスタービンエンジン。
18. 前記可撓性カップリングは、可撓性カップリング横方向剛性および可撓性カップリング横断方向剛性を備え、前記可撓性カップリング横方向剛性は、前記フレーム横方向剛性よりも小さく、前記可撓性カップリング横断方向剛性は、前記フレーム横断方向剛性よりも小さいことを特徴とする請求項１７に記載のガスタービンエンジン。
19. 前記複数の歯車は、歯車噛合部を備え、該歯車噛合部は、歯車噛合部横方向剛性および歯車噛合部横断方向剛性を画定し、前記歯車噛合部横方向剛性は、前記可撓性支持部横方向剛性よりも大きく、前記歯車噛合部横断方向剛性は、前記可撓性支持部横断方向剛性よりも大きいことを特徴とする請求項１６に記載のガスタービンエンジン。
20. ファンシャフトと、
    前記ファンシャフトを支持する、フレーム横方向剛性およびフレーム横断方向剛性の少なくとも一方を画定するフレームと、
    前記ファンシャフトを駆動する歯車装置と、
    前記歯車装置を少なくとも部分的に支持する、前記フレーム横方向剛性に対する可撓性支持部横方向剛性と、前記フレーム横断方向剛性に対する可撓性支持部横断方向剛性との少なくとも一方を画定する可撓性支持部と、
    前記フレーム横方向剛性に対する入力カップリング横方向剛性と、前記フレーム横断方向剛性に対する入力カップリング横断方向剛性との少なくとも一方を画定する、前記歯車装置への入力カップリングと、
    を備えたガスタービンエンジン。

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