JP2017089646A - 高速低圧タービン部を有するガスタービンエンジン - Google Patents

Abstract

【課題】先行技術のエンジンよりも高圧タービン部の速度と遠心引張応力に対してより高速かつより強い遠心引張応力で低圧タービン部が回転しているガスタービンエンジンが提供される。
【解決手段】本開示のある実施例によるガスタービンエンジン２０は特に、１つまたは複数のファンブレードを有するファン４２を含む。コンプレッサ部２４がファン４２と流体連通し、第１のコンプレッサ部４４および第２のコンプレッサ部５２を含む。タービン部２８がコンプレッサ部２４と流体連通し、第１のタービン部４６および第２のタービン部５４を含む。第１のタービン部４６は第１の出口点において第１の出口面積を有し、第１の速度で回転する。第２のタービン部５４は第２の出口点において第２の出口面積を有し、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の面積の積として定められる。第２の性能量が第２の速度の二乗と第２の面積の積として定められる。
【選択図】図１

Description

本出願は、先行技術のエンジンよりも高圧タービン部の速度と遠心引張応力に対してより高速かつより強い遠心引張応力で低圧タービン部が回転しているガスタービンエンジンに関する。

［関連出願の相互参照］
本出願は、２０１２年１月３１日出願の米国特許出願第１３／３６３，１５４号の一部継続出願であり、２０１２年２月２９日出願の米国仮出願第６１／６０４，６５３号の優先権を主張する、２０１２年３月２日出願の米国出願第１３／４１０，７７６号の一部継続出願である、２０１４年１２月１２日出願の米国出願第１４／５６８，１６７号の一部継続出願である。

ガスタービンエンジンは公知であり、通常は低圧コンプレッサ部に空気を送り込むファンを含む。空気は低圧コンプレッサ部において圧縮され、高圧コンプレッサ部に通される。空気は高圧コンプレッサ部から燃焼部へと導入され、燃焼部において燃料と混合されて点火される。この燃焼生成物は高圧タービン部、その後低圧タービン部へと下流に通過する。

多くの先行技術のエンジンにおいて、低圧タービン部は従来、低圧コンプレッサ部およびファンの両方を直接駆動している。コア径に対してファン径をより大きくすることにより燃費が向上するため、当業界ではファン径を増大させる傾向にある。しかしファン径の増大につれて、ファンブレード先端の高速化が圧縮性の影響により効率の低下につながる可能性がある。したがってファンの速度、ひいては（いずれもこれまでは低圧スプールを介してファンに結合されてきた）低圧コンプレッサ部および低圧タービン部の速度が設計制約となっている。近年ではファンが異なる、より最適な速度で回転することを可能にするために、低圧スプール（低圧コンプレッサ部および低圧タービン部）とファンとの間のギア減速機が提案されている。

本開示のある実施例によるガスタービンエンジンは、１つまたは複数のファンブレードを有するファンを備える。ファンは圧力比を約１．４５未満に定める。コンプレッサ部はファンと流体連通している。コンプレッサ部は、第１のコンプレッサ部および第２のコンプレッサ部を含む。タービン部は、コンプレッサ部と流体連通している。タービン部は、第１のタービン部および第２のタービン部を含む。第１のタービン部および第１のコンプレッサ部は、第１の方向に回転するように構成される。第２のタービン部および第２のコンプレッサ部は、第１の方向と逆方向である第２の方向に回転するように構成される。第１のタービン部の前後圧力比は約５：１を上回る。第１のタービン部は第１の出口点において第１の出口面積を有し、第１の速度で回転する。第２のタービン部は第２の出口点において第２の出口面積を有し、第１の速度より速い第２の速度で回転する。第１の性能量は、第１の速度の二乗と第１の面積の積として定められる。第２の性能量は、第２の速度の二乗と第２の面積の積として定められる。第１の性能量の第２の性能量に対する比は約０．５〜約１．５である。ギア減速機は第１のタービン部よりも低速でファンが回転するように、ファンと第１のタービン部によって駆動する低スプールとの間に含まれる。

前記実施例のいずれかのさらなる実施例において、その比は約０．８以上である。

前記実施例のいずれかのさらなる実施例において、ギア減速機はファンを第２の反対方向に回転させるように構成される。

前記実施例のいずれかのさらなる実施例において、ギア減速機はファンを第１の方向に回転させるように構成される。

前記実施例のいずれかのさらなる実施例において、ギア減速機は遊星ギア減速機である。

前記実施例のいずれかのさらなる実施例において、ギア減速機のギア比は約２．５を上回る。

前記実施例のいずれかのさらなる実施例において、ファンは空気の一部分をバイパスダクトに送り込むように構成され、バイパス比はバイパスダクトに送り込まれる空気の部分を第１のコンプレッサ部に送り込まれる空気の量で除算したものとして定められ、約１０．０を上回る。ファンは２６個以下のブレードを有する。

前記実施例のいずれかのさらなる実施例において、第１のタービン部は３〜６段を有する。第２のタービンは１〜２段を有する。

前記実施例のいずれかのさらなる実施例において、ギア減速機はファンと第１のタービン部によって駆動するコンプレッサロータとの中間に位置する。

前記実施例のいずれかのさらなる実施例において、第１のタービン部は第１のタービン部と第２のタービン部との中間に位置する中間タービンフレームに取り付けられた第１の軸受に支持され、第２のタービン部は中間タービンフレームに取り付けられた第２の軸受に支持される。

前記実施例のいずれかのさらなる実施例において、第１の軸受および第２の軸受は第１の出口面積と第２の出口面積の間に設けられる。

本開示のある実施例によるガスタービンエンジンのためのタービン部を設計する方法は、ファンを駆動するように構成されたファン駆動タービンであって、第１のタービン部の前後圧力比が約５：１を上回る、ファン駆動タービンを提供し、コンプレッサロータを駆動するように構成された第２のタービン部を提供する、ことを含む。ファン駆動タービン部は、第１の出口点において第１の出口面積を有し、第１の速度で回転するように構成される。第２のタービン部は第２の出口点において第２の出口面積を有し、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る。第１の性能量は所定の設計目標で、第１の速度の二乗と第１の面積の積として定められる。第２の性能量は所定の設計目標で、第２の速度の二乗と第２の面積の積として定められる。第１の性能量の第２の性能量に対する比は約０．５〜約１．５である。

前記実施例のいずれかのさらなる実施例において、所定の設計目標は離陸条件に対応する。

前記実施例のいずれかのさらなる実施例において、第１のタービン部は３〜６段を有する。第２のタービンは１〜２段を有する。

本開示のある実施例によるガスタービンエンジンを設計する方法は、複数のファンブレードを有するファンを提供し、ファンと流体連通しているコンプレッサ部を提供し、ファンを駆動するように構成された第１のタービン部であって、第１のタービン部の前後圧力比が約５：１を上回る、第１のタービン部を提供し、コンプレッサロータを駆動するように構成された第２のタービン部を提供する、ことを含む。第１のタービン部は第１の出口点において第１の出口面積を有し、第１の速度で回転するように構成される。第２のタービン部は第２の出口点において第２の出口面積を有し、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る。第１の性能量は所定の設計目標で、第１の速度の二乗と第１の面積の積として定められる。第２の性能量は所定の設計目標で、第２の速度の二乗と第２の面積の積として定められる。第１の性能量の第２の性能量に対する比は約０．８〜約１．５である。

前記実施例のいずれかのさらなる実施例において、所定の設計目標は、離陸条件および巡航条件の１つに対応する。

前記実施例のいずれかのさらなる実施例において、コンプレッサ部は第１のコンプレッサ部および第２のコンプレッサ部を含み、全体の圧力比は所定の設計目標で、第１のコンプレッサの前後圧力比と第２のコンプレッサの前後圧力比との組み合わせによって提供され、全体の圧力比は約３５以上である。

前記実施例のいずれかのさらなる実施例において、ファンは２６個以下のファンブレードを有する。ファンは、圧力比を約１．４５未満に定める。

前記実施例のいずれかのさらなる実施例において、第１のタービン部は第１のタービン部と第２のタービン部との中間に位置する中間タービンフレームに取り付けられた第１の軸受に支持され、第２のタービン部は中間タービンフレームに取り付けられた第２の軸受に支持される。

前記実施例のいずれかのさらなる実施例において、第１の軸受および第２の軸受は第１の出口面積と第２の出口面積の間に設けられる。

ガスタービンエンジンを示す図。 ファンドライブに沿った低スプールおよび高スプールの配置を概略的に示す図。 代替的なドライブ配置を概略的に示す図。 別の実施例を示す図。 さらに別の実施例を示す図。

図１は、ガスタービンエンジン２０を概略的に示す。ガスタービンエンジン２０は本明細書において、一般的にファン部２２、コンプレッサ部２４、燃焼器部２６およびタービン部２８を組み込む２スプールターボファンとして開示される。代替的なエンジンは、他のシステムまたは機能の間のオーグメンタ部（図示せず）を含んでも良い。ファン部２２がバイパス流路Ｂに沿って空気を動かす一方で、圧縮および燃焼器部２６への連通ならびにその後のタービン部２８を通じた膨張のためにコンプレッサ部２４がコア流路Ｃに沿って空気を動かす。開示される非限定的な実施例においてターボファンガスタービンエンジンとして示されるが、本教示は３スプール構造を含む他の種類のタービンエンジンに応用されてもよいため、本明細書に記載の概念がターボファンを用いた利用に限定されないことが理解されるべきである。

エンジン２０は一般的に、いくつかの軸受システム３８を介した、エンジン静止構造３６に対するエンジン長手方向中心軸Ａを中心とする回転のために取り付けられた低速スプール３０および高速スプール３２を含む。様々な位置における様々な軸受システム３８が代替的にまたは追加的に提供されてもよいことが理解されるべきである。

低速スプール３０は一般的に、ファン４２、低圧（または第１の）コンプレッサ部４４および低圧（または第１の）タービン部４６を相互接続する内側シャフト４０を含む。内側シャフト４０は低速スプール３０よりも低速でファン４２を駆動するために、ギア構造４８を通じてファン４２に結合される。高速スプール３２は、高圧（または第２の）コンプレッサ部５２および高圧（または第２の）タービン部５４を相互接続する外側シャフト５０を含む。燃焼器５６は高圧コンプレッサ部５２と高圧タービン部５４の間に配置される。エンジン静止構造３６の中間タービンフレーム５７は一般的に、高圧タービン部５４と低圧タービン部４６の間に配置される。中間タービンフレーム５７はさらに、タービン部２８において軸受システム３８を支持する。本明細書において利用されるように、高圧タービン部は低圧タービン部よりも高い圧力を受ける。低圧タービン部は、ファン４２を駆動させる部分である。

図示する実施例において、低圧（または第１の）コンプレッサ４４は高圧（または第２の）コンプレッサ５２よりも少ない段を含み、またより詳細には、低圧コンプレッサ４４は３段を含み、高圧コンプレッサ５２は８段を含む（図１）。別の実施例において、低圧コンプレッサ４４は４段を含み、高圧コンプレッサ５２は４段を含む。図示する実施例において、高圧（または第２の）タービン５４は低圧（または第１の）タービン４６よりも少ない段を含み、より詳細には、低圧タービン４６は５段を含み、高圧タービン５４は２段を含む。ある実施例において、低圧タービン４６は３段を含み、高圧タービン５４は２段を含む。

内側シャフト４０および外側シャフト５０は同心形状であり、軸受システム３８を介して、それらの長手軸と同一直線上にあるエンジン長手方向中心軸Ａを中心として回転する。高スプールおよび低スプールは同方向に回転しているか、または逆方向に回転しているかのいずれかとすることができる。

コア空気流Ｃは、低圧コンプレッサ部４４、その後高圧コンプレッサ部５２によって圧縮され、燃焼器５６において燃料と混合されて燃焼し、その後高圧タービン部５４および低圧タービン部４６へと拡がる。中間タービンフレーム５７は、コア空気流路にあるエアフォイル５９を含む。タービン部４６、５４は、膨張を受けてそれぞれの低速スプール３０および高速スプール３２を回転駆動する。

ある実施例におけるエンジン２０は高バイパスギア式航空機エンジンである。バイパス比は、バイパス経路Ｂに送り込まれる空気の量をコア経路Ｃへの空気の量で除算した値である。さらなる実施例において、エンジン２０のバイパス比は約６を上回り、約３０未満であり、またはより詳細には約２０未満であり、例示的な実施例では１０を上回り、ギア構造４８はギア減速比が約２．３を上回る遊星ギアシステムまたは他のギアシステムなどのエピサイクリックギアトレインであり、低圧タービン部４６は約５を上回る圧力比を有する。いくつかの実施例において、ギア減速比は約５．０未満であるか、または約４．０未満である。ある開示された実施例において、エンジン２０のバイパス比は約１０（１０：１）を上回り、ファン径は低圧コンプレッサ部４４のそれよりも著しく大きく、低圧タービン部４６は約５：１を上回る圧力比を有する。いくつかの実施例において、高圧タービン部は２つ以下の段を有してもよい。対照的に、いくつかの実施例において低圧タービン部４６は３〜６段を有する。さらに低圧タービン部４６の圧力比は、排気ノズルに先立つ低圧タービン部４６出口における全圧に係る低圧タービン部４６の入口に先立って測定される全圧である。ギア構造４８は、約２．５：１を上回るギア減速比を有する、遊星ギアシステムまたは他のギアシステムなどのエピサイクルギアトレインであってもよい。

ファンが低圧タービン部と同じ方向で回転することが望ましい場合は、遊星ギアシステムを利用してもよい。一方、低圧タービン部の回転方向の反対方向でファンが回転することが望ましい場合は、星形ギア減速機を利用してもよい。当業者は、ガスタービンエンジン設計者が利用可能なギア減速機に関する様々な選択肢を認識するであろう。しかし、上述のパラメータはギア構造エンジンのある実施例の例示にすぎず、本発明が直接駆動式ターボファンを含む他のガスタービンエンジンに応用可能であることが理解されるべきである。

高バイパス比のため、相当量の推力がバイパス流路Ｂによってもたらされる。エンジン２０のファン部２２は、特定の飛行条件、通常はマッハ約０．８および約３５，０００フィートにおける巡航のために設計される。最良燃費のエンジンでのマッハ０．８および３５，０００フィートの飛行条件は、「バケット巡航推力燃料消費率（「ＴＳＦＣ」）」とも称される。ＴＳＦＣは、１時間あたりに燃焼される燃料のｌｂｍを、その飛行条件においてエンジンが生成する推力のｌｂｆで除算した比の業界標準パラメータである。「低ファン圧力比」は、ファン出口案内ベーン前のファンブレード前後の全圧のみの比である。本明細書において開示されるように、ある非限定的な実施例による低ファン圧力比は、約１．４５未満である。「低補正ファン先端速度」は、フィート／秒の実際のファン先端速度を、［（ラム空気温度 ｄｅｇ Ｒ）／５１８．７）＾０．５］の業界標準温度補正で除算した値である。本明細書において開示されるようにある非限定的な実施例による「低補正ファン先端速度」は、約１１５０フィート／秒未満である。さらにファン４２は、２６個以下のブレードを有してもよい。

図１および図２では、出口面積４００が高圧タービン部５４のための出口位置において示される。低圧タービン部のための出口面積は、低圧タービン部のための出口４０１において定められる。図２において示されるように、タービンエンジン２０は逆回転していてもよい。これは、低圧タービン部４６および低圧コンプレッサ部４４がある方向に回転する一方で、高圧タービン部５４および高圧コンプレッサ部５２を含む高圧スプール３２が反対方向に回転することを意味する。図２で示されるように、高スプール３２と同じ方向にファン４２が回転するように、ギア減速機４８が選択されてもよい。

別の実施例が図３で示される。図３では、低圧スプール３０と同じ方向にファンが回転する。この回転を実現するためにギア減速機４８を、ファン４２を同じ方向に回転させる遊星ギア減速機としてもよい。いずれの配置においても、また様々な量および動作範囲を含む上述の他の構造においても、非常に速い速度を低圧スプールに与えることが可能である。低圧タービン部および高圧タービン部の動作はしばしば、タービン部のための出口面積に、そのそれぞれの速度の二乗を乗算した性能量を見て評価される。この性能量（「ＰＱ」）は、以下のように、
式１： ＰＱ_ltp＝（Ａ_lpt×Ｖ_lpt ²）
式２： ＰＱ_hpt＝（Ａ_hpt×Ｖ_hpt ²）
と定められ、ここで、Ａ_lptは低圧タービン部の出口における（たとえば４０１における）低圧タービン部の面積であり、Ｖ_lptは低圧タービン部の速度であり、Ａ_hptは高圧タービン部の出口における（たとえば４００における）高圧タービン部の面積であり、Ｖ_hptは高圧タービン部の速度である。

したがって、高圧タービン部のための性能量に比較した低圧タービン部のための性能量の比は以下のように、
式３： （Ａ_lpt×Ｖ_lpt ²）／（Ａ_hpt×Ｖ_hpt ²）＝ＰＱ_ltp／ＰＱ_hpt
となる。上述の設計によって作成されたあるタービンの実施例において、低圧タービン部および高圧タービン部の面積はそれぞれ、５５７．９ｉｎ²および９０．６７ｉｎ²である。さらに低圧および高圧タービン部の速度はそれぞれ、１０１７９ｒｐｍおよび２４３４６ｒｐｍである。したがって、低圧タービン部および高圧タービン部のための性能量は、上述の式１および２を利用して以下のように、
式１： ＰＱ_ltp＝（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
となり、また上述の式３を利用して、低圧タービン部の高圧タービン部に対する比は以下のように、
比＝ＰＱ_ltp／ＰＱ_hpt＝５７８０５１５７６７３．９ｉｎ²ｒｐｍ²／５３７４２６２２００９．７２ｉｎ²ｒｐｍ²＝１．０７５
となる。

別の実施例においてその比は約０．５であったが、別の実施例においては約１．５であった。０．５〜１．５の範囲のＰＱ_ltp／ＰＱ_hpt比において、非常に効率的な全体のガスタービンエンジンが実現される。より詳細には、約０．８以上のＰＱ_ltp／ＰＱ_hpt比がより効率的である。さらにより詳細には、１．０以上のＰＱ_ltp／ＰＱ_hpt比がより一層効率的である。特にこれらのＰＱ_ltp／ＰＱ_hpt比の結果として、タービン部は、先行技術よりもはるかに小さい直径および軸方向長さで作成することができる。加えて、全体のエンジンの効率性は大いに改善される。

低圧コンプレッサ部はまたこの配置によっても改善され、従来の低圧コンプレッサ部よりもむしろ高圧コンプレッサ部のように動作する。このことは先行技術よりもさらに効率的であり、より少ない段でほり多くの仕事を提供することができる。低圧コンプレッサ部はより小さい半径およびより短い長さで作成してもよい一方で、エンジンの全体の圧力比設計目標の実現にさらに貢献する。その上、ギア減速機に関連して低圧タービン部および低圧コンプレッサ部における効率性向上の結果として、最大の全体の推進効率性を提供するためにファンの速度を最適化することができる。

いくつかの実施例において、低圧および高圧タービン部４６、５４のための性能量によって定められる所定の設計目標でエンジン２０が設計される。さらなる実施例において、低圧および高圧コンプレッサ４４、５２の圧力比によって所定の設計目標が定められる。

いくつかの実施例において、所定の設計目標に対応する全体の圧力比は約３５：１以上である。すなわち、低圧コンプレッサ４４の前のファン４２の圧力上昇を考慮した後に、低（または第１の）コンプレッサ部４４に入る空気の圧力は、高（または第２の）コンプレッサ部５２の出口に到達するまでに３５倍以上に圧縮されるべきである。他の実施例において、所定の設計目標に対応する全体の圧力比は、約４０：１以上または約５０：１以上である。いくつかの実施例において、全体の圧力比は約７０：１未満、またはより詳細には、約５０：１未満である。いくつかの実施例において、所定の設計目標は、海水面において静止した最大定格の離陸出力条件で定められる。他の実施例において、所定の設計目標は巡航条件において定められる。

図４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が存在する実施例２００を示す。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の間に位置してもよい。このギア減速機２０４は、上記にて開示するギア減速機のような構造を有し、動作してもよい。コンプレッサロータ２１０は中間圧タービン２１２によって駆動し、第２段のコンプレッサロータ２１４はタービンロータ２１６によって駆動する。燃焼部２１８はコンプレッサロータ２１４とタービン部２１６との中間に位置する。

図５は、ファンロータ３０２および第１段のコンプレッサ３０４が共通の速度で回転する、さらに別の実施例３００を示す。（上記で開示するような構造を有してもよい）ギア減速機３０６は、コンプレッサロータ３０４と低圧タービン部によって駆動するシャフト３０８との中間にある。

図４または図５のエンジンは、上記で開示する機能とともに利用されてもよい。

本発明はある実施例を参照して開示されているが、特定の修正が本発明の範囲に該当することが理解されるべきである。したがって、本発明の真の範囲および内容を判断するために以下の請求項を検討するべきである。

２０…ガスタービンエンジン
２２…ファン部
２４…コンプレッサ部
２６…燃焼器部
２８…タービン部
３０…低速スプール
３２…高速スプール
４２…ファン
４４…低圧コンプレッサ部
４６…低圧タービン部
４８…ギア構造
５２…高圧コンプレッサ部
５４…高圧タービン部
５６…燃焼器

Claims (20)

1. １つまたは複数のファンブレードを有し、約１．４５未満の圧力比を定めるファンと、
   前記ファンと流体連通しており、第１のコンプレッサ部および第２のコンプレッサ部を含むコンプレッサ部と、
   前記コンプレッサ部と流体連通しているタービン部と、
   を備え、
   前記タービン部が第１のタービン部および第２のタービン部を含み、前記第１のタービン部および前記第１のコンプレッサ部が第１の方向に回転するように構成され、前記第２のタービン部および前記第２のコンプレッサ部が前記第１の方向と逆方向である第２の方向に回転するように構成され、
   前記第１のタービン部の前後圧力比が約５：１を上回り、
   前記第１のタービン部が第１の出口点において第１の出口面積を有し、第１の速度で回転し、
   前記第２のタービン部が第２の出口点において第２の出口面積を有し、前記第１の速度よりも速い第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の面積の積として定められ、
   第２の性能量が前記第２の速度の二乗と前記第２の面積の積として定められ、
   前記第１の性能量の前記第２の性能量に対する比が約０．５〜約１．５であり、
   前記ファンが前記第１のタービン部よりも低速で回転するように、前記ファンと、前記第１のタービン部によって駆動する低スプールとの間にギア減速機が含まれることを特徴とするガスタービンエンジン。
2. 前記比が約０．８以上であることを特徴とする請求項１に記載のエンジン。
3. 前記ギア減速機が前記ファンを前記第２の反対方向に回転させるように構成されることを特徴とする請求項１に記載のエンジン。
4. 前記ギア減速機が前記ファンを前記第１の方向に回転させるように構成されることを特徴とする請求項１に記載のエンジン。
5. 前記ギア減速機が遊星ギア減速機であることを特徴とする請求項４に記載のエンジン。
6. 前記ギア減速機のギア比が約２．５を上回ることを特徴とする請求項１に記載のエンジン。
7. 前記ファンが空気の一部分をバイパスダクトに送り込むように構成され、前記バイパスダクトに送り込まれる空気の部分を前記第１のコンプレッサ部に送り込まれる空気の量で除算したものとしてバイパス比が約１０．０を上回って定められ、
   前記ファンが２６個以下のブレードを有することを特徴とする請求項１に記載のエンジン。
8. 前記第１のタービン部が３〜６段を有し、
   前記第２のタービンが１〜２段を有することを特徴とする請求項１に記載のエンジン。
9. 前記ファンと、前記第１のタービン部によって駆動するコンプレッサロータとの中間に前記ギア減速機が位置することを特徴とする請求項１に記載のエンジン。
10. 前記第１のタービン部と前記第２のタービン部との中間に位置する中間タービンフレームに取り付けられた第１の軸受に前記第１のタービン部が支持され、前記中間タービンフレームに取り付けられた第２の軸受に前記第２のタービン部が支持されることを特徴とする請求項１に記載のエンジン。
11. 前記第１の軸受および前記第２の軸受が前記第１の出口面積と前記第２の出口面積の間に設けられることを特徴とする請求項１０に記載のエンジン。
12. ファンを駆動するように構成されたファン駆動タービンであって、前記第１のタービン部の前後圧力比が約５：１を上回る、ファン駆動タービンを提供し、
    コンプレッサロータを駆動するように構成された第２のタービン部を提供する、
    ことを含み、
    前記ファン駆動タービン部が第１の出口点において第１の出口面積を有し、第１の速度で回転するように構成され、
    前記第２のタービン部が第２の出口点において第２の出口面積を有し、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、
    第１の性能量が所定の設計目標で、前記第１の速度の二乗と前記第１の面積の積として定められ、
    第２の性能量が前記所定の設計目標で、前記第２の速度の二乗と前記第２の面積の積として定められ、
    前記第１の性能量の前記第２の性能量に対する比が約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のためのタービン部を設計する方法。
13. 前記所定の設計目標が離陸条件に対応することを特徴とする請求項１２に記載の方法。
14. 前記第１のタービン部が３〜６段を有し、
    前記第２のタービンが１〜２段を有することを特徴とする請求項１２に記載の方法。
15. 複数のファンブレードを有するファンを提供し、
    前記ファンと流体連通しているコンプレッサ部を提供し、
    前記ファンを駆動するように構成された第１のタービン部であって、第１のタービン部の前後圧力比が約５：１を上回る、第１のタービン部を提供し、
    コンプレッサロータを駆動するように構成された第２のタービン部を提供する、
    ことを含み、
    前記第１のタービン部が第１の出口点において第１の出口面積を有し、第１の速度で回転するように構成され、
    前記第２のタービン部が第２の出口点において第２の出口面積を有し、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、
    第１の性能量が所定の設計目標で、前記第１の速度の二乗と前記第１の面積の積として定められ、
    第２の性能量が前記所定の設計目標で、前記第２の速度の二乗と前記第２の面積の積として定められ、
    前記第１の性能量の前記第２の性能量に対する比が約０．８〜約１．５であることを特徴とする、ガスタービンエンジンを設計する方法。
16. 前記所定の設計目標が離陸条件および巡航条件の１つに対応することを特徴とする請求項１５に記載の方法。
17. 前記コンプレッサ部が第１のコンプレッサ部および第２のコンプレッサ部を含み、全体の圧力比が前記所定の設計目標で前記第１のコンプレッサの前後圧力比と前記第２のコンプレッサの前後圧力比との組み合わせによって与えられ、前記全体の圧力比が約３５以上であることを特徴とする請求項１５に記載の方法。
18. 前記ファンが２６個以下のファンブレードを有し、
    前記ファンが圧力比を約１．４５未満に定めることを特徴とする請求項１７に記載の方法。
19. 前記第１のタービン部と前記第２のタービン部との中間に位置する中間タービンフレームに取り付けられた第１の軸受に前記第１のタービン部が支持され、前記中間タービンフレームに取り付けられた第２の軸受に前記第２のタービン部が支持されることを特徴とする請求項１５に記載の方法。
20. 前記第１の軸受および前記第２の軸受が前記第１の出口面積と前記第２の出口面積の間に設けられることを特徴とする請求項１９に記載の方法。

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