JP2017015090A - ガスタービンエンジン - Google Patents

Abstract

【課題】 ギア付きターボファンガスタービンエンジンアーキテクチャを提供する。
【解決手段】 ガスタービンエンジンは、通常、ファンセクション、圧縮機セクション、燃焼器セクション、及びタービンセクションを含む。エピサイクリックギアアセンブリ等の減速デバイスが利用されて、タービンセクションと異なる速度でファンセクションが回転できるようにファンセクションを駆動し、それにより、エンジンの全体推進効率を増加させることができる。こうしたエンジンアーキテクチャにおいて、タービンセクションのうちの１つのタービンセクションによって駆動されるシャフトは、エピサイクリックギアアセンブリに入力を提供し、その入力は、タービンセクション及びファンセクションが共に最適速度の近くで回転できるようにタービンセクションと異なる速度でファンセクションを駆動する。
【選択図】図１

Description

（関連出願の相互参照）
本出願は、２０１３年１月２９日に出願された国際出願第ＰＣＴ／ＵＳ１３／２３５５９号の一部継続出願であり、国際出願第ＰＣＴ／ＵＳ１３／２３５５９号は、２０１２年１０月５日に出願された米国出願第１３／６４５，６０６号（２０１５年１月２０日に付与の米国特許出願第８，９３５，９１３号）に対する優先権を主張し、米国出願第１３／６４５，６０６号は、２０１２年１月３１日に出願された米国出願第１３／３６３，１５４号の一部継続出願であり、また、２０１２年５月３１日に出願された米国仮出願第６１／６５３，７４５号に対する優先権を主張する。

ガスタービンエンジンは、通常、ファンセクション、圧縮機セクション、燃焼器セクション、及びタービンセクションを含む。圧縮機セクションに入る空気は、圧縮され、燃焼器セクション内に送出され、燃焼器セクション内で、空気は燃料と混合され点火されて、高速排気ガス流を生成する。高速排気ガス流は、タービンセクションを通して膨張して、圧縮機及びファンセクションを駆動する。圧縮機セクションは、通常、低圧及び高圧圧縮機を含み、タービンセクションは低圧及び高圧タービンを含む。

高圧タービンは外側シャフトを通して高圧圧縮機を駆動して、高スプールを形成し、低圧タービンは内側シャフトを通して低圧圧縮機を駆動して、低スプールを形成する。内側シャフトはまたはファンセクションを駆動することができる。ダイレクト駆動ガスタービンエンジンは、低圧圧縮機、低圧タービン、及びファンセクションが共通速度で共通方向に回転するように、内側シャフトによって駆動されるファンセクションを含む。

エピサイクリックギアアセンブリ等の減速デバイスが利用されて、タービンセクションと異なる速度でファンセクションが回転するようにファンセクションを駆動し、それにより、エンジンに全体推進効率を増大させることができる。こうしたエンジンアーキテクチャにおいて、タービンセクションのうちの１つのタービンセクションによって駆動されるシャフトは、エピサイクリックギアアセンブリに入力を提供し、その入力は、タービンセクション及びファンセクションが共に最適速度の近くで回転できるようにタービンセクションと異なる速度でファンセクションを駆動する。

ギア付きアーキテクチャが推進効率を改善してきたが、タービンエンジン製造業者は、熱効率、伝達効率、及び推進効率に対する改善を含むエンジン性能に対する更なる改善を求め続けている。

本開示の例示的な実施形態によるガスタービンエンジンは、考えられる他のものの中でもとりわけ、エンジン軸を中心に回転可能な複数のファンブレードを含むファンと、圧縮機セクションと、圧縮機セクションと流体連通状態にある燃焼器と、燃焼器と流体連通状態にあるタービンセクションであって、ファン駆動タービン及び第２のタービンを含み、第２のタービンは、ファン駆動タービンの前方に配設され、ファン駆動タービンは、約２．５より大きいファンブレードの数とファン駆動タービン段の数との比を有する複数のファン駆動タービン段を含む、タービンセクションと、エンジン軸を中心にファンを回転させるためのファン駆動タービンによって駆動される変速システムとを含み、ファン駆動タービンは、第１の出口面積を有し、また、第１の速度で回転するように構成され、第２のタービンセクションは、第２の出口面積を有し、また、第１の速度より速い第２の速度で回転するように構成され、タービンセクションは、最も上流のベーンの前縁と最も下流の回転エーロフォイルの後縁との間の、内周及び外周内に画定される体積を含み、かつ、海面離陸スラスト（Sea Level Takeoff Thrust）において、１．５ｌｂｆ／ｉｎ³より大きくかつ５．５ｌｂｆ／ｉｎ³以下であるスラスト密度を提供するように構成される。

前述のエンジンの更なる実施形態において、変速システムはギアボックスを備え、ファン及びファン駆動タービンは共に、エンジン軸を中心に第１の方向に回転し、第２のタービンセクションは、第１の方向と逆の第２の方向に回転する。

前述のエンジンの更なる実施形態において、変速システムはギアボックスを備え、ファン、ファン駆動タービン、及び第２のタービンセクションは全て、エンジン軸を中心に第１の方向に回転する。

前述のエンジンの更なる実施形態において、変速システムはギアボックスを備え、ファン及び第２のタービンは共に、エンジン軸を中心に第１の方向に回転し、ファン駆動タービンは、第１の方向と逆の第２の方向に回転する。

前述のエンジンの更なる実施形態において、変速システムはギアボックスを備え、ファンは、第１の方向に回転可能であり、ファン駆動タービン及び第２のタービンセクションは、エンジン軸を中心に第１の方向と逆の第２の方向に回転する。

前述のエンジンの更なる実施形態において、変速システムは、２．３より大きいギア比を有するギア減速機を備える。

前述のエンジンの更なる実施形態において、ファンは、空気の一部分をバイパスダクト内に供給し、バイパス比は、バイパスダクト内に供給される空気の部分を圧縮機セクション内に供給される空気の量で割った値として規定され、バイパス比は６．０より大きい。

前述のエンジンの更なる実施形態において、バイパス比は１０．０より大きい。

前述のエンジンの更なる実施形態において、ファンにわたるファン圧力比は１．５より小さい。

前述のエンジンの更なる実施形態において、ファンは２６個以下のブレードを有する。

前述のエンジンの更なる実施形態において、ファン駆動タービンセクションは最大６段を有する。

前述のエンジンの更なる実施形態において、ファンブレードの数とファン駆動タービン段の数との比は８．５より小さい。

前述のエンジンの更なる実施形態において、ファン駆動タービンにわたる圧力比は約５：１より大きい。

前述のエンジンの更なる実施形態において、ファン駆動タービンは第１のシャフトに取付けられた第１の後方ロータを含み、第２のタービンは第２のシャフトに取付けられた第２の後方ロータを含み、第１の軸受アセンブリ及び第２の軸受アセンブリは燃焼器の後方に配設され、第１の軸受アセンブリは、第１の後方ロータと第１のシャフトとの間の第１の接続部の軸方向後方に配設され、第２の軸受アセンブリは、第２の後方ロータと第２のシャフトとの間の第２の接続部の軸方向後方に配設される。

前述のエンジンの更なる実施形態において、ファン駆動タービンは第１のシャフトに取付けられた第１の後方ロータを含み、第２のタービンは第２のシャフトに取付けられた第２の後方ロータを含み、第１の軸受アセンブリ及び第２の軸受アセンブリは燃焼器の後方に配設され、第１の軸受アセンブリは、第１の後方ロータと第１のシャフトとの間の第１の接続部の軸方向後方に配設され、第２の軸受アセンブリは、第２の後方ロータと第２のシャフトとの間の第２の接続部の軸方向前方に配設される。

前述のエンジンの更なる実施形態において、ファン駆動タービンは第１のシャフトに取付けられた第１の後方ロータを含み、第２のタービンは第２のシャフトに取付けられた第２の後方ロータを含み、第１の軸受アセンブリ及び第２の軸受アセンブリは燃焼器の後方に配設され、第１の軸受アセンブリは、第１の後方ロータと第１のシャフトとの間の第１の接続部の軸方向後方に配設され、第２の軸受アセンブリは、第１のシャフトと第２のシャフトとの間に画定された環状空間内に配設される。

前述のエンジンの更なる実施形態において、ファン駆動タービンは第１のシャフトに取付けられた第１の後方ロータを含み、第２のタービンは第２のシャフトに取付けられた第２の後方ロータを含み、第１の軸受アセンブリ及び第２の軸受アセンブリは燃焼器の後方に配設され、第１の軸受アセンブリは、第１の後方ロータと第１のシャフトとの間の第１の接続部の軸方向前方に配設され、第２の軸受アセンブリは、第２の後方ロータと第２のシャフトとの間の第２の接続部の軸方向後方に配設される。

前述のエンジンの更なる実施形態において、ファン駆動タービンは３つのタービンロータのうちの１つのタービンロータであり、一方、タービンロータの他の２つのタービンロータはそれぞれ、圧縮機ロータを駆動する。

前述のエンジンの更なる実施形態において、ファン駆動タービンは圧縮機ロータを駆動する。

前述のエンジンの更なる実施形態において、変速システムは、ファン駆動タービンセクションによって駆動される圧縮機ロータ及びファンの中間に位置決めされる。

前述のエンジンの更なる実施形態において、変速システムは、ファン駆動タービン及びファン駆動タービンによって駆動される圧縮機ロータの中間に位置決めされる。

異なる実施例が、例証に示す特定の構成要素を有するが、本開示の実施形態は、これらの特定の実施形態に限定されない。実施例のうちの１つの実施例からの構成要素または特徴の幾つかを、実施例のうちの別の実施例からの特徴または構成要素と組合せて使用することが可能である。

本明細書で開示されるこれらの及び他の特徴は、以下の明細書及び図面から最もよく理解される可能性があり、以下は簡潔な説明である。

例示的なガスタービンエンジンの概略図である。 例示的なガスタービンエンジンの各セクション間の相対的な回転を示す概略図である。 例示的なガスタービンエンジンの各セクション間の相対的な回転を示す別の概略図である。 例示的なガスタービンエンジンの各セクション間の相対的な回転を示す別の概略図である。 例示的なガスタービンエンジンの各セクション間の相対的な回転を示す別の概略図である。 例示的なガスタービンエンジンの例示的な高スプール及び低スプールの回転を支持する軸受構成の概略図である。 例示的なガスタービンエンジンの例示的な高スプール及び低スプールの回転を支持する軸受構成の別の概略図である。 （Ａ）は、例示的なガスタービンエンジンの例示的な高スプール及び低スプールの回転を支持する軸受構成の別の概略図である。（Ｂ）は、（Ａ）に示す例示的な軸受構成の拡大図である。 例示的なガスタービンエンジンの例示的な高スプール及び低スプールの回転を支持する軸受構成の別の概略図である。 例示的な小型の（ｃｏｍｐａｃｔ）タービンセクションの概略図である。 開示された例示的なガスタービンエンジンについての例示的な段の略断面図である。 回転軸に対して垂直な例示的なタービンロータの概略図である。 本発明に使用するための例示的なガスタービンエンジンの別の実施形態である。 本発明に使用するための例示的なガスタービンエンジンの更に別の実施形態である。

図１は、例示的なガスタービンエンジン２０を概略的に示し、ガスタービンエンジン２０は、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、及びタービンセクション２８を含む。代替のエンジンは、他のシステムまたは特徴の中でもとりわけ、オーグメンタセクション（図示せず）を含むことが可能であろう。ファンセクション２２は、バイパス流経路Ｂに沿って空気を押し流し、一方、圧縮機セクション２４は、コア流経路Ｃに沿って空気を吸込み、そこで空気は、圧縮されて、燃焼器セクション２６に伝達される。燃焼器セクション２６において、空気は燃料と混合され、点火されて、高圧排気ガス流を生成し、高圧排気ガス流は、タービンセクション２８を通って膨張し、そこでエネルギーが抽出されて、ファンセクション２２及び圧縮機セクション２４を駆動するために利用される。

開示される非限定的な実施形態はターボファンガスタービンエンジンを示すが、他の型のタービンエンジン、例えば、３スプールアーキテクチャを含むタービンエンジンであって、低スプールによって低圧タービンがギアボックスを介してファンを駆動することが可能となり、中間スプールによって中間圧タービンが圧縮機セクションの第１の圧縮機を駆動することが可能となり、高スプールによって高圧タービンが圧縮機セクションの高圧圧縮機を駆動することが可能となるように、３つのスプールが共通の軸を中心に同心に回転する、３スプールアーキテクチャを含むタービンエンジンに、本教示を適用することができるため、本明細書で述べる概念がターボファンに使用されることに限定されないことが理解されるべきである。

例示的なエンジン２０は、一般に、幾つかの軸受システム３８を介してエンジン静止構造３６に対してエンジン中心長手軸Ａを中心に回転するように取付けられた低速スプール３０及び高速スプール３２を含む。種々の場所の種々の軸受システム３８を代替としてまたは付加的に設けることができることが理解されるべきである。

低速スプール３０は一般に、ファン４２及び低圧（または第１の）圧縮機セクション４４を低圧（または第１の）タービンセクション４６に接続する内側シャフト４０を含む。内側シャフト４０は、ギア付きアーキテクチャ４８等の変速デバイスを通してファン４２を駆動して、低速スプール３０より低い速度でファン４２を駆動する。高速スプール３２は、高圧（または第２の）圧縮機セクション５２及び高圧（または第２の）タービンセクション５４を相互接続する外側シャフト５０を含む。内側シャフト４０及び外側シャフト５０は、同心であり、エンジン中心長手軸Ａを中心に軸受システム３８を介して回転する。

燃焼器５６は、高圧圧縮機５２と高圧タービン５４の間に配置される。一実施例では、高圧タービン５４は、少なくとも２つの段を含んで、二段高圧タービン５４を提供する。別の実施例では、高圧タービン５４は、単一段だけを含む。本願で使用するとき、「高圧（ｈｉｇｈ ｐｒｅｓｓｕｒｅ）」圧縮機またはタービンは、対応する「低圧（ｌｏｗ ｐｒｅｓｓｕｒｅ）」圧縮機またはタービンより高い圧力を受ける。

例示的な低圧タービン４６は、約５より大きな圧力比を有する。例示的な低圧タービン４６の圧力比は、排気ノズルより前の低圧タービン４６の出口で測定される圧力に関連させて低圧タービン４６の入口より前で測定される。

エンジン静止構造３６の中間タービンフレーム５８は一般に、高圧タービン５４と低圧タービン４６との間に配置される。中間タービンフレーム５８は更に、タービンセクション２８内の軸受システム３８を支持すると共に、低圧タービン４６に入る空気流を設定する。

コア空気流Ｃは、低圧圧縮機４４によって、次に高圧圧縮機５２によって圧縮され、燃焼器５６内で燃料と混合され、点火されて、高速排気ガスを生成し、高速排気ガスは次に高圧タービン５４及び低圧タービン４６を通って膨張する。中間タービンフレーム５８は、ベーン６０を含み、ベーン６０は、コア空気流経路内にあり、低圧タービン４６用の入口ガイドベーンとして機能する。低圧タービン４６用の入口ガイドベーンとして中間タービンフレーム５８のベーン６０を使用することは、中間タービンフレーム５８の軸方向長さを増加させることなく低圧タービン４６の長さを減少させる。低圧タービン４６内のベーンの数を低減または削除することは、タービンセクション２８の軸方向長さを短縮させる。そのため、ガスタービンエンジン２０の小型さが向上し、より高い出力密度を達成することができる。

開示されるガスタービンエンジン２０は、一実施例において、高バイパスギア付き航空機エンジンである。更なる実施例において、ガスタービンエンジン２０は、約６より大きなバイパス比を含み、例示的な実施形態は約１０より大きい。例示的なギア付きアーキテクチャ４８は、プラネタリギアシステム、スターギアシステム、または他の知られているギアシステム等のエピサイクリックギアトレインであり、約２．３より大きなギア減速比を有する。

開示される一実施形態において、ガスタービンエンジン２０は、約１０（１０：１）より大きなバイパス比を含み、ファン直径は、低圧圧縮機４４の外径より著しく大きい。しかし、上記パラメータが、ギア付きアーキテクチャを含むガスタービンエンジンの一実施形態の例示に過ぎないこと、また、本開示が他のガスタービンエンジンに適用可能であることが理解されるべきである。

かなりの量のスラストが、高バイパス比に起因してバイパス流Ｂにより提供される。エンジン２０のファンセクション２２は、特定の飛行条件、典型的には約０．８マッハ及び約３５，０００フィートでの巡航用に設計される。エンジンが生成するスラストに対するその最良の巡行燃料消費にある状態での、０．８マッハ及び３５，０００フィートの飛行条件−「バケット巡航スラスト燃料消費率（「ＴＳＦＣ（：Ｔｈｒｕｓｔ Ｓｐｅｃｉｆｉｃ Ｆｕｅｌ Ｃｏｎｓｕｍｐｔｉｏｎ）」）」としても知られる−は、燃焼される時間当たりの燃料のポンド質量（ｌｂｍ）を、その最小バケット巡行点でエンジンが生成するスラストのポンド力（ｌｂｆ）で割った値である業界標準パラメータである。

「低ファン圧力比（ｌｏｗ ｆａｎ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｒａｔｉｏ）」は、ファン出口ガイドベーン（「ＦＥＧＶ（：Ｆａｎ Ｅｘｉｔ Ｇｕｉｄｅ Ｖａｎｅ）」）システムなしの、ファンブレードのみにわたる圧力比である。非限定的な一実施形態に従って本明細書で開示される低ファン圧力比は約１．５０より小さい。別の非限定的な実施形態において、低ファン圧力比は、約１．４５より小さい。

「低補正ファン先端速度（ｌｏｗ ｃｏｒｒｅｃｔｅｄ ｆａｎ ｔｉｐ ｓｐｅｅｄ）」は、フィート／秒を単位とする実際のファン先端速度を［（Ｔ_ram°Ｒ）／５１８．７）^0.5］の業界標準温度補正で割った値である。非限定的な一実施形態に従って本明細書で開示される「低補正ファン先端速度」は、約１１５０フィート／秒より小さい。

例示的なガスタービンエンジンは、非限定的な一実施形態において約２６より少ないファンブレードを備えるファン４２を含む。別の非限定的な実施形態において、ファンセクション２２は、約１８より少ないファンブレードを含む。更に、開示される一実施形態において、低圧タービン４６は、符号３４で概略的に示す約６を超えないタービン段を含む。別の非限定的な例示的な実施形態では、低圧タービン４６は、約３つ以上のタービン段を含む。ファンブレード４２の数と低圧タービン段の数との比は、約２．５と約８．５との間である。例示的な低圧タービン４６は、ファンセクション２２を回転させる駆動力を提供し、したがって、低圧タービン４６内のタービン段３４の数とファンセクション２２内のブレード４２の数との関係は、増加した動力伝達効率を有する例示的なガスタービンエンジン２０を開示する。

増加した動力伝達効率は、一部には、改良されたタービンブレード材料、一方向凝固鋳造等の改良された製造方法、並びに、タービン速度の向上及び段数の減少を可能にする単結晶材料によって実現される。更に、例示的な低圧タービン４６は、高いタービン速度において所望の耐久性を更に可能にする改良型タービンディスク構成を含む。

図２及び３を参照すると、開示される例示的な変速デバイスは、入力が中央「サン（ｓｕｎ）」ギア６２に対するものであるプラネット型のエピサイクリックギアボックスである。サンギア６２の周りのプラネットギア６４（１つだけが示される）は、回転し、サンギア６２と共通の方向に回転するキャリア６８によって離間される。エンジン静止ケーシング３６（図１に示す）に回転しないように固定されるリングギア６６は、ギアアセンブリ全体を含む。ファン４２は、キャリア６８に取付けられ、キャリア６８によって駆動され、それにより、ファン４２の回転方向は、キャリア６８の回転方向と同じになり、キャリア６８の回転方向は、次に、入力サンギア６２の回転方向と同じになる。

以下の図において、ガスタービンエンジン２０の種々のセクション間の相対的な回転を規定する名称が用いられる。ファンセクションは、「＋」符号が第１の方向の回転を示すように示される。ガスタービンエンジンの他の特徴のファンセクション２２に対する回転は、「＋」符号または「−」符号の使用によって更に示される。「−」符号は、「＋」符号で示す任意の構成要素の回転に対する逆の回転を示す。

更に、用語、ファン駆動タービンが利用されて、ファンセクション２２のブレード４２を回転させるための駆動力を提供するタービンを示す。更に、用語「第２のタービン（ｓｅｃｏｎｄ ｔｕｒｂｉｎｅ）」は、ファン４２の駆動に利用されない、ファン駆動タービンより前方のタービンを示すように用いられる。開示されるこの実施例において、ファン駆動タービンは低圧タービン４６であり、第２のタービンは高圧タービン５４である。しかし、図示する高圧タービン５４及び低圧タービン４６より多くのタービンを含む他のタービンセクション構成が本開示の企図内にあることが理解されるべきである。例えば、３スプールエンジン構成は、ファンセクション２２を駆動するために利用される中間タービン（図示せず）を含み、本開示の企図内にある。

開示される例示的な一実施形態（図２）において、ファン駆動タービンは低圧タービン４６であり、したがって、ファンセクション２２及び低圧タービン４６は、ファン４２と低圧タービン４６の両方の回転を示す共通の「＋」符号によって示す共通方向に回転する。更に、この実施例において、高圧タービン５４または第２のタービンは、ファン駆動タービン４６と共通の方向に回転する。図３に示す別の実施例において、高圧タービン５４すなわち第２のタービンは、ファン駆動タービン（低圧タービン４６）及びファン４２と逆の方向に回転する。

高圧圧縮機５２及び高圧タービン５４に対して低圧圧縮機４４及び低圧タービン４６を逆回転させることは、生成される高速排気ガス流が高圧タービン５４から低圧タービン４６に移動するため、タービンセクション２８内に一定の効率的な空気力学的状態を提供する。圧縮機及びタービンセクションにおける相対回転は、セクション間のほぼ望ましい空気流角度を提供し、それが、タービンセクション２８の全体効率を改善し、また、エーロフォイルまたはベーンの列全体を低減または削除することによってタービンセクション２８の全体重量の低減を実現する。

図４及び５を参照すると、開示される別の例示的な変速デバイスは、入力が中央「サン」ギア６２に対するものであるスター型ギアボックスと呼ばれるエピサイクリックギアボックスである。サンギア６２の周りのスターギア６５（１つだけが示される）は、サンギアの周りの固定位置で回転し、静止ケーシング３６（図１に最もよく示す）に固定されるキャリア６８によって離間される。自由に回転するリングギア６６は、ギアアセンブリ全体を含む。ファン４２は、リングギア６６に取付けられ、リングギア６６によって駆動され、それにより、ファン４２の回転方向は、入力サンギア６２の回転方向と逆になる。したがって、低圧圧縮機４４及び低圧タービン４６は、ファン４２の回転と逆の方向に回転する。

図４に示す開示される例示的な一実施形態において、ファン駆動タービンは低圧タービン４６であり、したがって、ファン４２は、低圧タービン４６及び低圧圧縮機４４の方向と逆の方向に回転する。更に、この実施例において、高圧タービン５４及び高圧圧縮機５２を含む高スプール３２は、ファン４２と逆でかつ低圧圧縮機４４及びファン駆動タービン４６を含む低スプール３０と共通の方向に回転する。

図５に示す別の例示的なガスタービンエンジンにおいて、高圧すなわち第２のタービン５４は、ファン４２と共通でかつ低圧圧縮機４４及びファン駆動タービン４６を含む低スプール３０と逆の方向に回転する。

図６を参照すると、位置７０及び７２におけるエンジン内のシャフトの前方端の近くの軸受アセンブリであって、その軸受が内側シャフト４０及び外側シャフト５０の回転を支持する軸受アセンブリが、軸Ａに平行な方向の正味のスラスト力に抗し、正味のスラスト力は、低圧タービン４６及び高圧タービン５４の後方負荷から、対応する低スプール３０及び高スプール３２に作用するスラスト力に同様に寄与する高圧圧縮機５２及び低圧圧縮機４４の後方負荷を引いた値によって生成される。

この例示的な実施形態において、第１の前方軸受アセンブリ７０は、符号３６で概略的に示す静止構造の一部分上で支持され、内側シャフト４０の前方端を支持する。例示的な第１の前方軸受アセンブリ７０は、スラスト軸受であり、また、内側シャフト４０及びそれにより、低スプール３０の軸方向への移動を制御する。第２の前方軸受アセンブリ７２は、静止構造３６によって支持されて、高スプール３２の回転を支持し、また、外側シャフト５０の軸方向に沿う移動を実質的に防止する。第１の前方軸受アセンブリ７０が取付けられて、低圧圧縮機ロータ９０の接続部８８の前方の地点で内側シャフト４０を支持する。第２の前方軸受アセンブリ７２は、高圧圧縮機ロータ９４と外側シャフト５０との間のハブ９２と呼ばれる接続部の前方に取付けられる。第１の後方（ａｆｔ）軸受７４は、内側シャフト４０の後方部分を支持する。第１の後方軸受７４は、ローラ軸受であり、回転を支持するが、軸方向へのシャフト４０の移動に対する抵抗を提供しない。代わりに、後方軸受７４は、シャフト４０がその位置と軸受７２との間で熱膨張することを可能にする。例示的な第１の後方軸受アセンブリ７４は、低圧タービンロータ７８と内側シャフト４０との間の接続ハブ８０の後方に配設される。第２の後方軸受アセンブリ７６は、外側シャフト５０の後方部分を支持する。例示的な第２の後方軸受アセンブリ７６は、ローラ軸受であり、中央タービンフレーム５８を通して、対応する静止構造３６によって支持され、中央タービンフレーム５８は、シャフトの半径方向負荷を、タービン流路を横切ってグラウンド３６に伝達する。第２の後方軸受アセンブリ７６は、高圧タービンロータ８２と外側シャフト５０との間の接続ハブ８４の後方の地点で外側シャフト５０及びそれにより高スプール３２を支持する。

開示するこの実施例において、第１及び第２の前方軸受アセンブリ７０、７２並びに第１及び第２の後方軸受アセンブリ７４、７６は、対応する圧縮機またはタービン接続ハブ８０、８８の外側に支持されて、対応する内側シャフト４０及び外側シャフト５０のストラドル支持（straddle support）構成を提供する。内側シャフト４０及び外側シャフト５０のストラドル支持は、ガスタービンエンジン２０の運転にとって望ましい支持及び剛性を提供する。

図７を参照すると、別の例示的なシャフト支持構成は、対応する内側シャフト４０及び外側シャフト５０の前方部分を支持するために配設された第１及び第２の前方軸受アセンブリ７０、７２を含む。第１の後方軸受７４は、ロータ７８と内側シャフト４０との間の接続部８０の後方に配設される。第１の後方軸受７４は、ローラ軸受であり、内側シャフト４０をストラドル構成で支持する。ストラドル構成は、内側シャフト４０の更なる長さを必要とし、したがって、オーバハング構成と呼ばれる代替の構成を利用してもよい。この実施例において、外側シャフト５０は、高圧タービンロータ８２と外側シャフト５０との間の接続部８４の前方に配設される第２の後方軸受アセンブリ７６によって支持される。したがって、外側シャフト５０に対する高圧タービンロータ８２の接続ハブ８４は、軸受アセンブリ７６の後方にオーバハング（片持ち）される。オーバハング配向での第２の後方軸受７６のこの位置決めは、おそらく外側シャフト５０の長さの減少を可能にする。

更に、後方軸受７６の位置決めはまた、中央タービンフレーム５８等の他の支持構造について必要性をなくすことができる。その理由は、高圧タービン５４が軸受アセンブリ７６において支持されると共に、低圧タービン４６が軸受アセンブリ７４によって支持されるからである。任意選択で、中央タービンフレームストラット５８は、オプションのローラ軸受７４Ａを提供する可能性があり、オプションのローラ軸受７４Ａが付加されて、内側シャフト４０の振動モードを低減する。

図８Ａ及び８Ｂを参照すると、別の例示的なシャフト支持構成は、内側シャフト４０及び外側シャフト５０のそれぞれの対応する前方部分を支持するために配設された第１及び第２の前方軸受アセンブリ７０、７２を含む。第１の後方軸受７４は、接続部８０の後方の位置で内側シャフト４０の支持をストラドルマウント（straddle mount）構成で提供する。この実施例において、外側シャフト５０の後方部分は、内側シャフト４０の外側表面と外側シャフト５０の内側表面との間に画定される空間９６内に支持されるローラ軸受アセブリ８６によって支持される。

ローラ軸受アセブリ８６は、内側シャフト４０上で外側シャフト５０の後方部分を支持する。外側シャフト５０を支持するためのローラ軸受アセブリ８６の使用は、中央タービンフレーム５８を通して元の静止構造３６に導く支持構造についての要件をなくす。更に、例示的な軸受アセブリ８６は、シャフト長の減少と、高圧タービンロータ８２及び外側シャフト５０用の接続ハブ８４と実質的に軸方向整列状態の位置における外側シャフト５０の支持の両方を実現する。認識されるように、軸受アセブリ８６は、ハブ８２の後方に位置決めされ、シャフト５０の最も後のセクションを通して支持される。図９を参照すると、別の例示的なシャフト支持構成は、内側シャフト４０及び外側シャフト５０のそれぞれの対応する前方部分を支持するために配設された第１及び第２の前方軸受アセンブリ７０、７２を含む。第１の後方軸受７４は、低圧タービンロータ７８と内側シャフト４０との間の接続部８０の前方の内側シャフト４０に沿う地点で支持される。

接続部８０の前方への第１の後方軸受７４の位置決めが利用されて、エンジン２０の全長を減少させる。更に、接続部８０の前方への第１の後方軸受アセンブリ７４の位置決めは、静止構造３６に対する中央タービンフレーム５８を通した支持を実現する。更に、この実施例において、第２の後方軸受アセンブリ７６は、外側シャフト５０とロータ８２との間の接続部８４の後方においてストラドルマウント構成で配備される。したがって、この実施例において、第１の後方軸受アセンブリ７４及び第２の後方軸受アセンブリ７６は共に、静止外側構造３６に対して共通支持構造を共有する。認識されるように、こうした共有支持特徴は、エンジンの全長を減少させると共に、より単純なエンジン構造を実現する。更に、必要とされる支持構造の減少は、全体重量を低減して、航空機燃料燃焼効率の更なる改善を提供することになる。

図１０を参照すると、例示的なタービンセクション２８の一部分が示され、低圧タービン４６及び高圧タービン５４を含み、中央タービンフレーム５８が高圧タービンの出口と低圧タービンとの間に配設された状態にある。中央タービンフレーム５８及びベーン６０は、低圧タービン４６の第１段９８の上流になるように位置決めされる。単一ベーン６０が示されるが、円周方向に離間した複数のベーン６０が存在することが理解されるべきである。ベーン６０は、高圧タービン５４の下流の流れが低圧タービン４６の第１段９８に近づくに従い、その流れを方向転換させる。認識できるように、膨張ガス流が低圧タービン４６に入るときに所望に応じて整列するよう、高圧タービン５４と低圧タービン４６との間の流れをベーン６０によって方向転換させるように効率を改善することが望ましい。したがって、ベーン６０は、空気流を所望に応じて低圧タービン４６に入るように整列させる、キャンバ及び転回部を有する実際のエーロフォイルであってもよい。

流線形ストラット及びストラットの後のステータベーン列の代わりに、真の空気転回ベーン（air-turning vane）６０を中間タービンフレーム５８内に組込むことによって、組合せ式タービンセクション４６、５４の全長及び全体積が減少する。その理由は、ベーン６０が、中間タービンフレーム５８を流線形にすること、軸受アセンブリに役立つ任意の静止構造及び任意のオイルチューブを熱に対する暴露から保護すること、及び、低圧タービン４６に入る流れを、その流れが所望の流れ角度で回転するエーロフォイル１００に入るように転回させることを含む幾つかの機能を果たすからである。更に、これらの特徴を共に組込むことによって、タービンセクション２８の全体のアセンブリ及び配置構成は体積が減少する。

高圧タービン５４と低圧タービン４６の両方を含む上記特徴は、従来技術に比べて事実上、小型のタービンセクション体積を達成する。更に、一実施例において、低圧タービン４６を形成するための材料が改良されて、体積の減少を実現する。こうした材料は、例えば、増加した速度で低圧タービン４６を運転することによって誘起される潜在的に増加する応力に対処するように、強化された熱的及び機械的能力を有する材料を含む。更に、低圧タービン４６の入口における速い速度及び増加した運転温度は、低圧タービン４６がより大量のエネルギーをより効率的に伝達することを可能にし、それにより、ギア付きアーキテクチャ４８によってより大きな直径のファン４２を駆動すると共に、低圧圧縮機４４によって実施される圧縮機仕事の増加をもたらす。

代替的に、低価格材料は、低圧タービン４６内の増加した温度を補償する冷却特徴と組合せて利用されうる。３つの例示的な実施形態において、低圧タービン４６の第１の回転ブレード１００は、一方向凝固鋳造ブレード、単結晶鍛造ブレード、または中空内部冷却式ブレードである可能性がある。例示的なタービンブレード材料の改良された材料及び熱特性は、増加した温度及び速度における運転を実現し、それは、次に、各段における効率の増加を提供し、それにより、減少した数の低圧タービン段の使用を実現する。減少した数の低圧タービン段は、延いては、減少した、低圧タービン速度の所望の増加に対処する、全体的なタービン体積を実現する。

減少した段及び減少した体積は、全体重量が小さいため、エンジン効率及び航空機燃料燃焼を改善する。更に、ブレード列が少なくなるため、ブレードの先端における漏洩経路が少なくなり、ベーンの内側空気シールにおける漏洩経路が少なくなり、ロータ段を通した損失が減少する。

開示される例示的な小型タービンセクションは、生成されるポンド力（ｌｂｆ）単位のスラストをタービンセクション２８全体の体積で割った値として規定することができる出力密度を含む。タービンセクション２８の体積は、高圧タービン５４内の第１のタービンベーン１０４の入口１０２から、低圧タービン４６内の最後の回転エーロフォイル１０８の出口１０６までによって規定することができ、立方インチで表現することができる。エンジンのフラットレート海面離陸状態（flat rated Sea Level Takeoff condition）における静止スラスト（static thrust）をタービンセクション体積で割った値が出力密度として規定され、より大きな出力密度が、エンジン重量の減少のために望ましい場合がある。海面離陸フラットレート静止スラストをポンド力（ｌｂｆ）で規定することができ、一方、体積は、高圧タービン５４内の第１のタービンベーン１０４の環状入口１０２から低圧タービン４６内の最後のエーロフォイル１０８の下流端の環状出口１０６までの体積であるとすることができる。最大スラストは、海面においてターボファンによって生成されるフラットレート静止スラストとして一般に規定される海面離陸スラスト「ＳＬＴＯ（：Ｓｅａ Ｌｅｖｅｌ Ｔａｋｅｏｆｆ）スラスト」であるとすることができる。

タービンセクションの体積Ｖを、図１０から最もよく理解することができる。図示するように、中央タービンフレーム５８は、高圧タービン５４と低圧タービン４６との間に配設される。体積Ｖは、破線で示され、内周Ｉから外周Ｏまで延在する。内周は、ロータの流路によって規定されるが、ベーンの内側プラットフォーム流路によっても規定される。外周は、流路に沿ってステータベーン及び外側空気シール構造によって規定される。体積は、ベーン１０４の最も上流の端、通常、その前縁から、低圧タービンセクション４６内の最後の回転エーロフォイル１０８の最も下流の縁まで延在する。通常、これは、エーロフォイル１０８の後縁であることになる。

開示されるガスタービンエンジン内の出力密度は、従来技術に比べてずっと高い。８つの例示的なエンジンが以下に示され、それらのエンジンは、本出願において述べた、タービンセクション並びにエンジン駆動システム及びアーキテクチャ全体を組み込み、以下のように表１に見ることができる。

そのため、例示的な実施形態において、出力密度は約１．５ｌｂｆ／ｉｎ³以上である。より狭義には、出力密度は約２．０ｌｂｆ／ｉｎ³以上である。更により狭義には、出力密度は約３．０ｌｂｆ／ｉｎ³以上である。より狭義には、出力密度は約４．０ｌｂｆ／ｉｎ³以上である。同様に、実施形態において、出力密度は約５．５ｌｂｆ／ｉｎ³以下である。

そのため、開示されたアーキテクチャで作られ、本出願で述べたタービンセクションを含み、本開示の範囲内の修正を有するエンジンは、そのスラスト能力に比べて非常に高い効率の運転、増加した燃料効率、及び軽量を提供する。

出口面積１１２は高圧タービン５４の出口位置で規定され、出口面積１１０は低圧タービン４６の出口１０６で規定される。ギア減速機４８（図１に示す）は、ファン駆動タービン、この例示的な実施形態では低圧タービン４６と、ファン４２（図１）との或る範囲の異なる回転速度を実現する。したがって、低圧タービン４６及びそれにより低圧圧縮機４４を含む低スプール３０は非常に速い速度で回転することができる。低圧タービン４６及び高圧タービン５４の運転は、各タービンセクションの出口面積に、それぞれの速度の二乗を掛けた値である性能量を見ることで評価することができる。この性能量（「ＰＱ（：ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ ｑｕａｎｔｉｔｙ）」）は、
式１： ＰＱ_lpt＝（Ａ_lpt×Ｖ_lpt ²）
式２： ＰＱ_hpt＝（Ａ_hpt×Ｖ_hpt ²）
として規定され、
ここで、Ａ_lptは、出口１０６における低圧タービン４６の面積１１０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、出口１１４における高圧タービン５４の面積であり、Ｖ_hptは、高圧タービン５４の速度である。

そのため、高圧タービン５４についての性能量と比較した低圧タービン４６についての性能量の比は、
式３： （Ａ_lpt×Ｖ_lpt ²）／（Ａ_hpt×Ｖ_hpt ²）＝ＰＱ_lpt／ＰＱ_hpt
である。

上記設計に従って作成されたタービンの一実施形態において、低圧及び高圧タービン４６、５４の面積は、それぞれ５５７．９ｉｎ²及び９０．６７ｉｎ²である。更に、低圧及び高圧タービン４６、５４の速度は、それぞれ１０１７９ｒｐｍ及び２４３４６ｒｐｍである。そのため、上記式１及び式２を使用すると、例示的な低圧及び高圧タービン４６、５４についての性能量は、
式１： ＰＱ_lpt＝（Ａ_lpt×Ｖ_lpt ²）＝（５５７．９ｉｎ²）（１０１７９ｒｐｍ）²＝５７８０５１５７６７３．９ｉｎ²ｒｐｍ²
式２： ＰＱ_hpt＝（Ａ_hpt×Ｖ_hpt ²）＝（９０．６７ｉｎ²）（２４３４６ｒｐｍ）²＝５３７４２６２２００９．７２ｉｎ²ｒｐｍ²
であり、上記式３を使用すると、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_lpt／ＰＱ_hpt＝５７８０５１５７６７３．９ｉｎ²ｒｐｍ²／５３７４２６２２００９．７２ｉｎ²ｒｐｍ²＝１．０７５
である。

別の実施形態では、比は約０．５より大きく、別の実施形態では、比は約０．８より大きい。ＰＱ_lpt／ＰＱ_hpt比が０．５〜１．５の範囲内にある状態で、非常に効率のよい全体的なガスタービンエンジンが達成される。より狭義には、約０．８以上のＰＱ_lpt／ＰＱ_hpt比が、増加した全体的なガスタービン効率を提供する。更により狭義には、１．０以上のＰＱ_lpt／ＰＱ_hpt比が、熱力学的に更に一層効率がよく、航空機燃料燃焼効率を改善する重量の減少を可能にする。これらのＰＱ_lpt／ＰＱ_hpt比の結果として、特に、タービンセクション２８が、直径と軸方向長さの両方において従来技術よりずっと小さくされる可能性がある。更に、エンジン全体の効率が著しく増加する。

図１１を参照すると、低スプール３０の低圧圧縮機４４及び低圧タービン４６の部分が概略的に示され、低圧タービン４６のロータ１１６及び低圧圧縮機４４のロータ１３２を含む。ロータ１１６のそれぞれは、軸Ａに平行な方向に、ボア半径１２２、ライブディスク半径１２４、及びボア幅１２６を含む。ロータ１１６は、タービンベーン１２０に対して回転するタービンブレード１１８を支持する。低圧圧縮機４４は、ボア半径１３４、ライブディスク半径１３６、及びボア幅１３８を含むロータ１３２を含む。ロータ１３２は、ベーン１３０に対して回転する圧縮機ブレード１２８を支持する。

ボア半径１２２は、ボアの最も内側の表面と軸との間の半径である。ライブディスク半径１２４は、回転軸Ａからロータ支持エーロフォイルブレードの一部分までの半径方向距離である。ロータのボア幅１２６は、この実施例では、ロータの最大幅であり、所望の物理的性能特性を提供するために決定された軸Ａから離間した半径方向距離に配設される。

低圧圧縮機４４及び低圧タービン４６のそれぞれについてのロータは、従来技術の低スプール構成と比較して増加した速度で回転する。ボア半径、ライブディスク半径、及びボア幅を含む幾何学的形状は、運転中に課される選択された機械的応力及び熱応力の観点から、所望のロータ性能を提供するために決定される。継続して図１１を参照しながら図１２を参照すると、タービンロータ１１６が、ボア半径１２６とライブディスク半径１２４との間の関係を更に説明するために示される。更に、開示される関係は、ロータのそれぞれの構築のために一般に利用される、知られている範囲の材料内で提供される。

したがって、増大した性能属性及び性能は、述べられ開示されるガスタービンエンジンの実施形態の種々の構成要素の開示される特徴の望ましい組合せによって提供される。

図１３は、次にファンロータ２０２を駆動するためにシャフト２０６を駆動するファン駆動タービン２０８が存在する一実施形態２００を示す。ギア減速機２０４を、ファン駆動タービン２０８とファンロータ２０２との間に位置決めすることができる。このギア減速機２０４を、先に開示したギア減速機のように構築し運転することができる。圧縮機ロータ２１０は、中間圧力タービン２１２によって駆動され、第２段の圧縮機ロータ２１４は、タービンロータ２１６によって駆動される。燃焼セクション２１８は圧縮機ロータ２１４及びタービンセクション２１６の中間に位置決めされる。

図１４は、ファンロータ３０２及び第１段圧縮機３０４が共通の速度で回転する更に別の実施形態３００を示す。ギア減速機３０６（先に開示したように構築することができる）は、圧縮機ロータ３０４及び低圧タービンセクションによって駆動されるシャフト３０８の中間にある。

図１３及び１４の実施形態２００、３００を、先に開示した特徴と共に利用することができる。

例示的な実施形態が開示されたが、一定の修正が、本開示の範囲内に入ることになることを当業者は認識するであろう。そのため、以下の特許請求の範囲は、本開示の精神及び内容を決定するために検討されるべきである。

２０…ガスタービンエンジン
３６…エンジン静止構造
４０…内側シャフト
４２…ファン
４４…低圧圧縮機セクション
４６…低圧タービンセクション
４８…ギア付きアーキテクチャ
５０…外側シャフト
５２…高圧圧縮機セクション
５４…高圧タービンセクション
５６…燃焼器
５８…中間タービンフレーム
６２…サンギア
６４…プラネットギア
６６…リングギア
６８…キャリア

Claims (21)

1. ガスタービンエンジンであって、
   エンジン軸を中心に回転可能な複数のファンブレードを含むファンと、
   圧縮機セクションと、
   前記圧縮機セクションと流体連通状態にある燃焼器と、
   前記燃焼器と流体連通状態にあるタービンセクションであって、ファン駆動タービン及び第２のタービンを含み、前記第２のタービンは、前記ファン駆動タービンの前方に配設され、前記ファン駆動タービンは、複数のファン駆動タービン段を含むとともに、ファンブレードの数と前記ファン駆動タービン段の数との比が約２．５よりも大きい、タービンセクションと、
   前記エンジン軸を中心に前記ファンを回転させるための前記ファン駆動タービンによって駆動される変速システムと、
   を備え、
   前記ファン駆動タービンは、第１の出口面積を有し、また、第１の速度で回転するように構成され、前記第２のタービンセクションは、第２の出口面積を有し、また、前記第１の速度より速い第２の速度で回転するように構成され、
   前記タービンセクションは、最も上流のベーンの前縁と最も下流の回転エーロフォイルの後縁との間の、内周と外周との間に画定される体積を含み、かつ、海面離陸スラストにおいて、１．５ｌｂｆ／ｉｎ³より大きくかつ５．５ｌｂｆ／ｉｎ³以下であるスラスト密度を提供するように構成される、ガスタービンエンジン。
2. 前記変速システムはギアボックスを備え、前記ファン及び前記ファン駆動タービンは共に、前記エンジン軸を中心に第１の方向に回転し、前記第２のタービンセクションは、第１の方向と逆の第２の方向に回転する、請求項１に記載のエンジン。
3. 前記変速システムはギアボックスを備え、前記ファン、前記ファン駆動タービン、及び前記第２のタービンセクションは全て、前記エンジン軸を中心に第１の方向に回転する、請求項１に記載のエンジン。
4. 前記変速システムはギアボックスを備え、前記ファン及び前記第２のタービンは共に、前記エンジン軸を中心に第１の方向に回転し、前記ファン駆動タービンは、前記第１の方向と逆の第２の方向に回転する、請求項１に記載のエンジン。
5. 前記変速システムはギアボックスを備え、前記ファンは、第１の方向に回転可能であり、前記ファン駆動タービン及び前記第２のタービンセクションは、前記エンジン軸を中心に前記第１の方向と逆の第２の方向に回転する、請求項１に記載のエンジン。
6. 前記変速システムは、２．３より大きいギア比を有するギア減速機を備える、請求項１に記載のエンジン。
7. 前記ファンは、空気の一部分をバイパスダクト内に供給し、バイパス比は、バイパスダクト内に供給される空気の部分を圧縮機セクション内に供給される空気の量で割ったものとして規定され、前記バイパス比は６．０より大きい、請求項１に記載のエンジン。
8. 前記バイパス比は１０．０より大きい、請求項７に記載のエンジン。
9. 前記ファンにわたるファン圧力比は１．５より小さい、請求項１に記載のエンジン。
10. 前記ファンは２６個以下のブレードを有する、請求項１に記載のエンジン。
11. 前記ファン駆動タービンセクションは最大６段を有する、請求項１０に記載のエンジン。
12. 前記ファンブレードの数とファン駆動タービン段の数との比は８．５より小さい、請求項１に記載のエンジン。
13. 前記ファン駆動タービンにわたる圧力比は約５：１より大きい、請求項１に記載のエンジン。
14. 前記ファン駆動タービンは第１のシャフトに取付けられた第１の後方ロータを含み、前記第２のタービンは第２のシャフトに取付けられた第２の後方ロータを含み、第１の軸受アセンブリ及び第２の軸受アセンブリは前記燃焼器の後方に配設され、前記第１の軸受アセンブリは、前記第１の後方ロータと前記第１のシャフトとの間の第１の接続部の軸方向後方に配設され、前記第２の軸受アセンブリは、前記第２の後方ロータと前記第２のシャフトとの間の第２の接続部の軸方向後方に配設される、請求項１に記載のエンジン。
15. 前記ファン駆動タービンは第１のシャフトに取付けられた第１の後方ロータを含み、前記第２のタービンは第２のシャフトに取付けられた第２の後方ロータを含み、第１の軸受アセンブリ及び第２の軸受アセンブリは前記燃焼器の後方に配設され、前記第１の軸受アセンブリは、前記第１の後方ロータと前記第１のシャフトとの間の第１の接続部の軸方向後方に配設され、前記第２の軸受アセンブリは、前記第２の後方ロータと前記第２のシャフトとの間の第２の接続部の軸方向前方に配設される、請求項１に記載のエンジン。
16. 前記ファン駆動タービンは第１のシャフトに取付けられた第１の後方ロータを含み、前記第２のタービンは第２のシャフトに取付けられた第２の後方ロータを含み、第１の軸受アセンブリ及び第２の軸受アセンブリは前記燃焼器の後方に配設され、前記第１の軸受アセンブリは、前記第１の後方ロータと前記第１のシャフトとの間の第１の接続部の軸方向後方に配設され、前記第２の軸受アセンブリは、前記第１のシャフトと前記第２のシャフトとの間に画定された環状空間内に配設される、請求項１に記載のエンジン。
17. 前記ファン駆動タービンは第１のシャフトに取付けられた第１の後方ロータを含み、前記第２のタービンは第２のシャフトに取付けられた第２の後方ロータを含み、第１の軸受アセンブリ及び第２の軸受アセンブリは前記燃焼器の後方に配設され、前記第１の軸受アセンブリは、前記第１の後方ロータと前記第１のシャフトとの間の第１の接続部の軸方向前方に配設され、前記第２の軸受アセンブリは、前記第２の後方ロータと前記第２のシャフトとの間の第２の接続部の軸方向後方に配設される、請求項１に記載のエンジン。
18. 前記ファン駆動タービンは３つのタービンロータのうちの１つのタービンロータであり、前記タービンロータの他の２つのタービンロータはそれぞれ、圧縮機ロータを駆動する、請求項１に記載のエンジン。
19. 前記ファン駆動タービンは圧縮機ロータを駆動する、請求項１８に記載のエンジン。
20. 前記変速システムは、前記ファン駆動タービンセクションによって駆動される圧縮機ロータと、前記ファンの中間に位置決めされる、請求項１９に記載のエンジン。
21. 前記変速システムは、前記ファン駆動タービンと、前記ファン駆動タービンによって駆動される前記圧縮機ロータの中間に位置決めされる、請求項２０に記載のエンジン。

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