JP6560418B2

JP6560418B2 - ガスタービンエンジン

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Publication number: JP6560418B2
Application number: JP2018149869A
Authority: JP
Inventors: エル．ヘイゼル，カール; ビー．ストーバック，ジョセフ; ディー．メリー，ブライアン; エル．スシウ，ガブリエル; エム．ダイ，クリストファー
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: RTX Corp
Priority date: 2011-12-27
Filing date: 2018-08-09
Publication date: 2019-08-14
Anticipated expiration: 2032-12-26
Also published as: EP2776677A1; JP2015163794A; JP5805809B2; EP2937509A1; RU2647287C2; BR112014007438A2; CN103764952A; JP2018197549A; CN103764952B; JP6386604B2; JP2014529707A; CA2850225A1; RU2014119916A; CA2850225C; BR112014007438B1; JP2017133516A; WO2013101805A1; JP5676825B2; JP6290137B2; EP2776677A4

Description

本発明は、主に、ガスタービンエンジンに関する。

本出願は、２０１２年２月２９日出願の米国仮出願第６１／６０４６４６号の優先権を主張するものであり、２０１１年１２月２７日出願の米国特許出願第１３／３３７３５４号、名称「ガスタービンエンジン圧縮機構造」の一部継続出願である。米国特許出願第１３／３３７３５４号は、２００７年９月２１日出願の米国特許出願第１１／８５８９８８号、名称「ガスタービンエンジン圧縮機ケース取付構造」の継続出願である、２０１１年１１月１１日出願の米国特許出願第１３／２９４４９２号、名称「ガスタービンエンジン圧縮機ケース取付構造」の一部継続出願である。

ガスタービンエンジンは周知であり、空気を圧縮して燃焼部へと下流に送る圧縮機を典型的に含む。ファンが空気を圧縮機に送ることができる。圧縮空気は燃料と混合され、燃焼部で燃焼される。この燃焼の生成物は、続いてタービンロータへと下流に送られ、タービンロータは回転駆動されてエンジンに動力を供給する。

圧縮機は、空気を圧縮するように圧縮機ケース内で動くロータを含む。ロータと圧縮機ケースの内部との間の許容差を小さく保つことにより、空気の圧縮が容易となる。

ガスタービンエンジンは、圧縮機ケースに空気を導く入口ケースを含みうる。入口ケースは、ファン部に隣接して取り付けられる。飛行中の機動などにおけるファン部の動きによって、入口ケースが動く場合がある。従来のガスタービンエンジン設計には、圧縮機の前方部分を入口ケースで支持するとともに、圧縮機の後方部分を中間ケース構造体で支持するものがある。このような装置では、ファン部の動きによって、少なくとも圧縮機の前方部分が圧縮機の他の部分に対して動く場合がある。

圧縮機の部分間の相対的な移動により、ロータ先端部クリアランスや圧縮機内の他のクリアランスが変化し、圧縮効率が低下するおそれがある。さらに、入口ケースによって圧縮機を支持すると、入口ケースの近傍の配管連結部へのアクセスが複雑になることがある。

ガスタービンエンジンにおいて、圧縮機の各部分の間の相対的な移動を減少させるとともに、配管連結部へのアクセスを簡単にすることが望ましい。

従来より、ファンと低圧圧縮機は、２つの方法のうちの一方で駆動されてきた。第１に、周知のガスタービンエンジンの一種は、３つのタービン部を備え、１つのタービン部が高圧圧縮機を駆動し、第２のタービンロータが低圧圧縮機を駆動し、第３のタービンロータがファンを駆動する。他の典型的な装置では、低圧圧縮機とファンの両方を駆動するために低圧タービン部を使用する。

近年、低圧タービンによって低圧圧縮機とファンの両方を異なる速度で駆動することができるように、ファンの駆動のためにギア減速装置を組み込むことが提案されている。

特徴的な実施例では、ガスタービンエンジンは、ファン部と、ファン部を駆動するように設けられたギア装置と、低圧圧縮機部と高圧圧縮機部の両方を含む圧縮機部と、を有する。タービン部が、圧縮機部とギア装置を駆動するように設けられている。総圧力比が、低圧圧縮機部にわたる圧力比と、高圧圧縮機部にわたる圧力比と、の組み合わせによって提供され、約３５よりも大きい。低圧圧縮機部にわたる圧力比は、約３〜約８である。高圧圧縮機部にわたる圧力比は、約７〜約１５である。ファンは、空気の一部を圧縮機部に導くとともに、空気の一部をバイパスダクトに導くように設けられている。

上述の実施例に係る他の実施例では、低圧圧縮機部にわたる圧力比は、約４〜約８である。

上述の実施例に係る他の実施例では、低圧圧縮機部にわたる圧力比は、約４〜約６である。

上述の実施例に係る他の実施例では、高圧圧縮機部にわたる圧力比は、約８〜約１５である。

上述の実施例に係る他の実施例では、高圧圧縮機部にわたる圧力比は、約８〜約１０である。

上述の実施例に係る他の実施例では、総圧力比は、約５０以上である。

上述の実施例に係る他の実施例では、バイパス比は、圧縮機部に入る空気量に対するバイパスダクトに入る空気量として定義され、約８以上である。

上述の実施例に係る他の実施例では、タービン部は、４段または５段の低圧タービンを含み、この低圧タービンは低圧圧縮機を駆動する。

上述の実施例に係る他の実施例では、タービン部は、２段の高圧タービンを含み、この高圧タービンは高圧圧縮機部を駆動する。

上述の実施例に係る他の実施例では、ファン部にわたる圧力比は、約１．４５以下である。

他の特徴的な実施例では、ガスタービンエンジンは、中心軸を有するファン部を備える。圧縮機を収容する圧縮機ケースと、圧縮機に空気を導く入口ケースと、が含まれる。圧縮機ケースは、入口ケースよりもファン部から軸方向に離れて配置される。支持部材がファン部と圧縮機ケースとの間に延在し、入口ケースに対する圧縮機ケースの移動を制限する。圧縮機ケースは、上流の圧縮機ケース部と、下流の圧縮機ケース部と、を含む。下流の圧縮機ケース部は、上流の圧縮機ケース部よりも入口ケースから軸方向に離れている。支持部材は、ファン部と上流の圧縮機ケース部との間に延在し、入口ケースは、圧縮機ケースとは別にファンエンジンから取り外し可能である。

上述の実施例に係る他の実施例では、圧縮機ケースは、低圧圧縮機部と高圧圧縮機部を含み、低圧圧縮機部と高圧圧縮機部の組み合わせによって提供される総圧力比は、約３５以上である。

上述の実施例に係る他の実施例では、総圧力比は約４０以上である。

上述の実施例に係る他の実施例では、総圧力比は約５０以上である。

上述の実施例に係る他の実施例では、低圧圧縮機部にわたる圧力比は、約４〜約８であり、高圧圧縮機部にわたる圧力比は、約８〜約１５である。

他の特徴的な実施例では、ガスタービンエンジンは、ファン部と、低圧圧縮機部と高圧圧縮機部の両方を含む圧縮機部と、を有する。低圧圧縮機部と高圧圧縮機部との組み合わせによって、約３５以上の総圧力比が提供される。総圧力比は、低圧圧縮機部にわたる約３〜約８の圧力比と、高圧圧縮機部にわたる約７〜約１５の圧力比と、によって提供される。ファンは、空気の一部を圧縮機部に導くとともに、空気の一部をバイパスダクトに導き、バイパス比が圧縮機に入る空気量に対するバイパスダクトに入る空気量として定義され、約８以上である。ファン部にわたる圧力比は、約１．４５以下である。

本発明の種々の特徴および利点は、以下の実施例の詳細な説明によって当業者に明らかとなる。詳細な説明に付随する図面について、以下に簡単に説明する。

ガスタービンエンジンの一実施例の概略断面図である。従来技術でない形態を一部含む、従来技術の圧縮機ケース取付構造の断面図である。本発明の一実施例に係る例示的な圧縮機ケース取付構造の断面図である。図３の実施例における入口ケースと低圧圧縮機ケースの接続部の拡大断面図である。ガスタービンエンジンの一実施例における低圧圧縮機部と高圧圧縮機部との間の圧縮比の分配を示すグラフである。

図１は、（直列に連通する）ファン部１４と、低圧（または第１の）圧縮機部１８と高圧（または第２の）圧縮機部２２を含む圧縮機部１９と、燃焼器２６と、高圧（または第２の）タービン部３０と低圧（または第１の）タービン部３４を含むタービン部２１と、を有する例示的なガスタービンエンジン１０を概略的に示している。ガスタービンエンジン１０は、エンジンの中心線Ｘを中心に周方向に配置されている。動作時には、空気がファン部１４によってガスタービンエンジン１０に引き込まれるとともに、圧縮機１８，２２によって加圧されて燃料と混合され、燃焼器２６で燃焼される。燃焼器２６で発生する高温の燃焼ガスは、高温の燃焼ガスからエネルギを抽出する高圧タービン３０および低圧タービン３４を通って流れる。本明細書では、“高圧”の圧縮機またはタービンは、対応する“低圧”の圧縮機またはタービンよりも高い圧力を有する。

二軸設計では、高圧タービン３０は、高温の燃焼ガスから抽出したエネルギを使用して高速シャフト３８を介して高圧圧縮機２２を駆動し、低圧タービン３４は、高温の燃焼ガスから抽出したエネルギを使用して低速シャフト４２を介して低圧圧縮機１８とファン部１４を駆動する。しかし、本発明は、上述のガスタービンの二軸構造に限定されるものではなく、一軸設計、三軸設計などの他の構造とともに使用することができる。つまり、ガスタービンエンジンには種々の種類があり、その多くがここで開示した例の利益を享受することができ、このような例は示された設計に限定されるものではない。

例示的なガスタービンエンジン１０は、ナセルまたはファンケーシング４６内に取り付けられた高バイパス比タービンエンジンの形態であり、ナセルまたはファンケーシング４６は、コアエンジン５４を収容するエンジンケーシング５０を囲んでいる。ファン部１４によって加圧される空気のかなりの部分は、コアエンジン５４をバイパスして推進のための推力を発生させる。ファン部１４に入る空気流は、ファンバイパス通路５８を通ってコアエンジン５４をバイパスすることができ、ファンバイパス通路５８は、ファンケーシング４６とエンジンケーシング５０との間に延びて排気流れＦ１を受け入れて連通させる。高バイパス流れ構造は、航空機を動かす十分な量の推力を提供する。

ガスタービンエンジン１０は、ファン部１４の回転速度を制御するために歯車列６２を含みうる。歯車列６２は、公転する遊星歯車を有する遊星歯車装置、公転しない遊星歯車を有する遊星歯車装置または他の種類のギア装置などのあらゆる周知のギア装置とすることができる。低速シャフト４２は、歯車列６２を駆動することができる。開示された例では、歯車列６２は、一定の歯車比を有する。しかし、上述のパラメータは、ギア付きガスタービンエンジン１０の単に例示的なものであることを理解されたい。つまり、本発明の形態は、従来のタービンエンジンならびに他のエンジン構造に適用可能である。

エンジン１０は、一例では高バイパスギア付き航空機エンジンである。さらに他の例では、エンジン１０のバイパス比は、約６よりも大きく、例示的な実施例では１０よりも大きく、ギア付き構造体６２は、ギア減速比が約２．３よりも大きい遊星歯車装置または他のギア装置などの遊星歯車列であり、低圧タービン３４は、約５よりも大きい圧力比を有する。一例では、ギア付き構造体６２は、太陽歯車と、内歯車と、太陽歯車の周りに周方向に配置され、太陽歯車および内歯車と噛み合う中間歯車と、を含む。中間歯車は、軸Ｘを中心とする回転に対して固定された星形歯車である。太陽歯車は、低速シャフト３８によって支持され、内歯車はファン１４に接続されている。

開示された一実施例では、エンジン１０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１８よりもかなり大きく、低圧タービン３４は、約５：１よりも大きい圧力比を有する。低圧タービン３４の圧力比は、排気ノズルの前方の低圧タービン３４の出口における圧力に対する、低圧タービン３４の入口の前方で測定された圧力である。ギア付き構造体６２は、ギア減速比が約２．３：１よりも大きい遊星歯車装置または他のギア装置などの遊星歯車列とすることができる。しかし、上述のパラメータは、ギア付き構造体を有するエンジンの一実施例における例示的なものであり、本発明は、直接駆動のターボファンを含む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。

高バイパス比により、かなりの量の推力がバイパス通路５８を通るバイパス流れによって提供される。エンジン１０のファン部１４は、特定の飛行条件、典型的には、約０．８マッハでの約３５０００フィートの巡航に対して設計されている。エンジンの燃費が最大である０．８マッハおよび３５０００フィートの飛行条件は、“バケット巡航推力当たり燃料消費率（‘ＴＳＦＣ’）”とも呼ばれており、燃焼される燃料（ｌｂｍ）をその最小点でエンジンが発生する推力（ｌｂｆ）で割った業界標準パラメータである。“低ファン圧力比（ｌｏｗｆａｎｐｒｅｓｓｕｒｅｒａｔｉｏ）”は、ファン出口ガイドベーン（“ＦＥＧＶ”）装置を含まないファンブレードのみにわたる圧力比である。ここで開示する限定的でない一実施例における低ファン圧力比は、約１．４５よりも小さい。“低ファン先端補正速度（ｌｏｗｃｏｒｒｅｃｔｅｄｆａｎｔｉｐｓｐｅｅｄ）”は、実際のファン先端速度（ｆｔ／秒）を業界標準温度補正値［（ＴａｍｂｉｅｎｔｄｅｇＲ）／５１８．７）＾０．５］で割ったものである。ここで開示する限定的でない一実施例では、“低ファン先端補正速度”は約１１５０ｆｔ／秒よりも遅い。エンジン２０の上述のパラメータは、例示的なものである。

図２に示すように、例示的なエンジンケーシング５０は、一般に、少なくとも入口ケース部６４、低圧圧縮機ケース部６６および中間ケース部７６を含む。入口ケース６４は、低圧圧縮機ケース６６に空気を導く。例示的な従来のガスタービンエンジン８０では、低圧圧縮機ケース６６は、複数の圧縮機ステータベーン６８を支持する。低圧圧縮機部１８および高圧圧縮機部２２、そして低ロータ７０と高ロータ１７０の構成は、それぞれ従来技術の一部ではない。低ロータ７０は、中心軸Ｘを中心に回転し、圧縮機ステータベーン６８とともに低圧圧縮機ケース６６を通過する空気を圧縮するのを補助する。空気は、低圧圧縮機の下流で高圧圧縮機部２２に入り、高圧圧縮機部のロータ１７０によってさらに圧縮される。図２に示す圧縮機の取り付けは従来技術であるが、低圧圧縮機部１８、高圧圧縮機部２２およびロータ７０，１７０は、従来技術の一部ではない。

複数のガイドベーン７２によって、中間ケース７６がファンケーシング４６に固定されている。ガイドベーン７２は、少なくとも後方接続機構７４と前方接続機構７８をそれぞれ備えている。後方接続機構７４は、中間ケース７６に連結され、前方接続機構７８は入口ケース６４に連結され、かくして低圧圧縮機ケース６６は、中間ケース７６と入口ケース６４によって支持されている。

従来技術では、後方接続機構７４と前方接続機構７８との間に配管連結領域８２が配置されている。配管連結領域８２は、圧縮空気連結部や油連結部などのガスタービンエンジン８０の整備および修理に使用される連結部を含む。前方接続機構７８は、少なくとも１つのガイドベーン７２から入口ケース６４まで延在し、配管連結領域８２の部分を覆う。カバーの一種であるファン流れスプリッタ８６が、配管連結領域８２を覆うために典型的に前方接続機構７８に取り付けられる。

次に、図３に示す本発明の例を参照すると、タービンエンジン９０において、前方接続機構７８が低圧圧縮機ケース６６の前方部分に取り付けられている。この例では、前方接続機構７８は、低圧圧縮機ケース６６を支持するためにガイドベーン７２から延在する。前方接続機構７８とガイドベーン７２は、共に低圧圧縮機ケース６６のための支持部材として機能する。（圧縮空気連結部や油連結部など、ガスタービンエンジン９０の整備および修理に使用される連結部を含む）配管連結領域８２は、前方接続機構７８の上流に配置され、配管連結領域８２へのアクセスが容易となっている。対照的に、従来技術の実施例の配管連結領域は、典型的に後方接続機構と前方接続機構との間に配置されており、前方接続機構は、典型的に少なくとも１つのガイドベーンから入口ケースまで延在して配管連結領域の一部を覆っており、配管連結領域へのアクセスが複雑になっていた。また、このような複雑な構造は、配管連結領域を覆うために前方接続機構に典型的に取り付けられていた、カバーの一種であるファン流れスプリッタによってさらに複雑になっていた。

図３に示す実施例では、作業者は、ファン流れスプリッタ８６を取り外した後で配管連結領域８２に直接アクセスすることができる。配管連結領域８２は、典型的に潤滑装置８２ａ、圧縮空気装置８２ｂまたはこれらの両方へのアクセスを提供する。潤滑装置８２ａと圧縮空気装置８２ｂは、典型的に歯車列６２と流体的に連通している。

歯車列６２の整備および修理は、歯車列６２をエンジン９０から取り外すことを要しうる。配管連結領域８２を前方接続機構７８よりも前方に配置することで、歯車列６２の整備およびエンジン９０の他の部分から歯車列６２を取り外すことが簡単になる。例えば、取り外す前の歯車列６２からの油の排出は、配管連結領域８２で実施可能である。配管連結領域８２は、典型的に歯車列６２と共に取り外される。従って、この構成によって、オンウィングで歯車列６２を取り外すこと、または低圧圧縮機ケース６６とは別に入口ケース６４をガスタービンエンジン９０から取り外すことが可能になる。これにより、連続的な収益を得るためにエンジンを準備するのに要する時間が短縮され、作業者の時間および費用が節約される。

前方接続機構７８を低圧圧縮機ケース６６に取り付けることは、ファン部１４が動いた場合でも、ファンの回転中に低圧圧縮機ケース６６の内部に対するロータ７０の位置を維持するのに役立つ。この例では、中間ケース７６が、圧縮空気抽気弁７５の近傍で低圧圧縮機ケース６６の後方部分を支持する。

図４に示すように、“Ｗ形”のシールなどのシール８８が、入口ケース６４と低圧圧縮機ケース６６との間の流体の移動を制限しうる。この例では、シール８８は、全体として入口ケース６４と低圧圧縮機ケース６６との間の境界を形成するとともに、ケースの間のいくらかの移動を許容する。

図５は、ギアボックス６２などの減速装置を介して低圧圧縮機に接続されたファン１４を備えるギア付きターボファン構造の燃料燃焼効率を改善するために考え出された新規の仕事分担（ｗｏｒｋｓｐｌｉｔ）を示している。ギア減速装置６２は、ファン１４と低圧圧縮機１８との間に組み込まれているため、従来の二軸直接駆動構造に比べて低圧圧縮機の速度を増加させることができる。これにより、低圧部１８と高圧部２２との間における圧縮量の分担に自由度が生じ、図１，図２で示したギア付きターボファン構造における燃料燃焼効率を改善するために独自の方法で利用可能となる。結果的に得られる仕事分担は、図５に示すように、これまでの二軸および三軸の直接駆動構造とは明らかに異なる。

歯車列６２は、ファン１４に軸方向に隣接して示されているが、さらに下流に位置することができ、低圧タービン部３４の後方に位置してもよい。知られているように、図２，図３に示されている歯車により、ファン１４は圧縮機ロータ７０，１７０と同じ方向あるいは反対方向に回転しうる。

（海面の高さ、かつ静的な最大定格離陸推力で測定した場合に）少なくとも３５：１の総圧力比が望ましく、約４０：１の総圧力比、さらに約５０：１の総圧力比がより望ましいことが従来技術で知られている。すなわち、低圧圧縮機１８の前方におけるファン１４による圧力上昇の後で、低圧圧縮機部１８に入る空気の圧力は、高圧圧縮機部２２の出口に達する時点までに３５倍以上加圧される必要がある。低圧圧縮機および高圧圧縮機によるこのような圧力上昇を、ガス発生器圧力比と呼ぶ。

図５は、このような高い圧力比が従来技術の２種類のエンジンでどのように達成されているかを本出願人のエンジン構造の場合と対比して示している。

領域Ｓ₁は、背景技術で説明した三軸構造の典型的な動作を示している。低圧圧縮機の圧力比（すなわち、低圧圧縮機の出口における圧力を低圧圧縮機の入口における圧力で割った値）は、８よりも大きく、場合によっては１５に達する。つまり、１の圧力が低圧圧縮機に入ったとすると、８〜１５倍加圧されることになる。

図からさらに分かるように、この構造における高圧圧縮機比（すなわち、高圧圧縮機の出口における圧力を高圧圧縮機の入口における圧力で割った値）は、組み合わさったガス発生器圧力比が３５よりも大きくなるように、５程度と非常に低くて良い。例えば、低圧圧縮機比が１０であり、高圧圧縮機比が３．５であれば、組み合わさった総圧力比（“ＯＰＲ”）は、（１０）（３．５）＝３５となる。さらに、三軸設計は、同軸の３つのスプールを支持するために複雑な機構を要する。

他の従来技術の構造は、領域Ｓ₂に示されている。領域Ｓ₂は、直接駆動のファンを備える典型的な二軸設計における典型的な圧力比の分担を示している。図示のように、ファンが低圧圧縮機に直接連結されているために低圧圧縮機の速度の自由度が小さい。よって、低圧圧縮機は、総圧縮量の小さな部分しか担うことができない。図示のように、圧縮比は典型的に４倍よりも小さい。これに対して、高圧圧縮機は、４０（または５０）のＯＰＲに達するために、典型的に２０倍よりも大きい圧縮量を提供する必要がある。

領域Ｓ₂では、高圧圧縮機に望ましくない高い応力が加わり、これにより、高圧スプールの取り付けに難題が生じる。換言すると、領域Ｓ₂を画定する直接駆動の装置によって、望ましくない量の応力およびこのような高圧力比を提供するために高圧スプールを適切に取り付けるのに要する望ましくない量のエンジニアリングが発生する。

本出願人の最新の低圧圧縮機／高圧圧縮機圧力分担が、領域Ｓ₃に示されている。ファンは、低圧圧縮機とは異なる速度で駆動され、領域Ｓ₂に比べて低圧圧縮機部で高い圧縮比が得られる。よって、図示のように、低圧タービンにわたる圧力比は、４〜８とすることができる。これにより、高圧圧縮機で行われる圧縮の量は、８倍〜１５倍でよくなる。

領域Ｓ₃は、これまでの三軸および二軸の直接駆動構造の複雑さを回避すると同時に、図１，図２のギア付きターボファン構造が非常に高いガス発生器ＯＰＲを達成することを可能にする設計的特徴である。領域Ｓ₃は、領域Ｓ₁，Ｓ₂の両方に比べて改善されている。例として、領域Ｓ₃では、領域Ｓ₁に比べて３〜４％の燃料効率が達成される。また、領域Ｓ₃では、領域Ｓ₂に比べて４〜５％の燃料の節約が得られる。

実際に、ギア駆動式であるが、領域Ｓ₂の圧力比で動作するガスタービンエンジンに比べて、領域Ｓ₃ではさらに２％の燃料燃焼の節約が得られる。

従って、領域Ｓ₃は、燃料の燃焼を減少させるとともに、比較的高温の高圧スプールと比較的低温の低圧スプールとの間でより有利に仕事を分配することによってエンジニアリングを簡単にする。

つまり、本発明では、約３５よりも大きく、いくつかの実施例では約４０よりも大きく、いくつかの実施例では約５０よりも大きく、いくつかの実施例では約７０に達するＯＰＲを共に提供する低圧圧縮機と高圧圧縮機との組み合わせが提供される。この高いＯＰＲは、低圧圧縮機にわたる約４〜約８の圧力比と、高圧圧縮機にわたる約８〜約１５の追加の圧力比と、の有利な組み合わせによって達成される。

ファンが低圧であり、約１．４５以下の圧力比を有する場合に、燃料消費量をさらに改善することができる。コア空気流の空気量に対するバイパス通路５８に入る空気量として定義されるバイパス比は、巡航推力で約８以上である。低圧圧縮機は、３〜８の圧力比、より狭くは４〜６の圧力比を有してもよく、４段または５段の低圧タービンによって駆動することができる。高圧圧縮機ロータは、７〜１５の公称圧力比、より狭くは８〜１０の公称圧力比を有してもよく、２段の高圧タービンによって駆動することができる。このような動作パラメータで動作するガスタービンエンジンは、従来技術に対して利点を提供する。

本発明の一実施例を開示したが、当業者であれば分かるように、特定の変更も本発明の範囲内に含まれる。従って、本発明の真の範囲および内容を判断するためには以下の請求項の検討が必要である。

Claims

ファン部と、
ファン部を駆動するように設けられたギア装置と、
低圧圧縮機部と高圧圧縮機部の両方を含む圧縮機部と、
圧縮機部およびギア装置を駆動するように設けられたタービン部と、を有し、
総圧力比が、低圧圧縮機部にわたる圧力比と、高圧圧縮機部にわたる圧力比と、の組み合わせによって提供されるとともに、海面の高さでかつ最大定格静止離陸推力で測定され、３５よりも大きく、
低圧圧縮機部にわたる圧力比が、４〜８であり、
高圧圧縮機部にわたる圧力比が、１５以下であり、
ファン部にわたる圧力比が１．４５以下であり、
ファン部は、空気の一部を圧縮機部に導くとともに、空気の一部をバイパスダクトに導くように設けられていることを特徴とするガスタービンエンジン。
前記総圧力比が、５０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。
タービン部は、４段または５段の低圧タービンを含み、この低圧タービンは、低圧圧縮機部を駆動す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。
タービン部は、２段の高圧タービンを含み、この高圧タービンは、高圧圧縮機部を駆動す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。
ファン部と、
ファン部を駆動するように設けられたギア装置と、
低圧圧縮機部と高圧圧縮機部の両方を含む圧縮機部と、
圧縮機部およびギア装置を駆動するように設けられたタービン部と、を有し、
総圧力比が、低圧圧縮機部にわたる圧力比と、高圧圧縮機部にわたる圧力比と、の組み合わせによって提供されるとともに、海面の高さでかつ最大定格静止離陸推力で測定され、３５よりも大きく、
低圧圧縮機部にわたる圧力比が、４〜８であり、
高圧圧縮機部にわたる圧力比が、１５以下であり、
ファン部にわたる圧力比が１．４５以下であり、
ファン部は、空気の一部を圧縮機部に導くとともに、空気の一部をバイパスダクトに導くように設けられており、
圧縮機部に入る空気量に対するバイパスダクトに入る空気量として定義されるバイパス比が、８以上であることを特徴とするガスタービンエンジン。
前記総圧力比が、５０以上であることを特徴とする請求項５に記載のガスタービンエンジン。
タービン部は、４段または５段の低圧タービンを含み、この低圧タービンは、低圧圧縮機部を駆動することを特徴とする請求項５に記載のガスタービンエンジン。
タービン部は、２段の高圧タービンを含み、この高圧タービンは、高圧圧縮機部を駆動することを特徴とする請求項５に記載のガスタービンエンジン。
ファン部と、
ファン部を駆動するように設けられたギア装置と、
低圧圧縮機部と高圧圧縮機部の両方を含む圧縮機部と、
圧縮機部およびギア装置を駆動するように設けられたタービン部と、を有し、
総圧力比が、低圧圧縮機部にわたる圧力比と、高圧圧縮機部にわたる圧力比と、の組み合わせによって提供されるとともに、海面の高さでかつ最大定格静止離陸推力で測定され、３５よりも大きく、
低圧圧縮機部にわたる圧力比が、４〜８であり、
高圧圧縮機部にわたる圧力比が、７〜１５であり、
ファン部にわたる圧力比が１．４５以下であり、
ファン部は、空気の一部を圧縮機部に導くとともに、空気の一部をバイパスダクトに導くように設けられていることを特徴とするガスタービンエンジン。
高圧圧縮機部にわたる圧力比が、８〜１５である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。
前記総圧力比が、５０以上である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。
タービン部は、４段または５段の低圧タービンを含み、この低圧タービンは、低圧圧縮機部を駆動する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。
タービン部は、２段の高圧タービンを含み、この高圧タービンは、高圧圧縮機部を駆動する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。
ファン部と、
ファン部を駆動するように設けられたギア装置と、
低圧圧縮機部と高圧圧縮機部の両方を含む圧縮機部と、
圧縮機部およびギア装置を駆動するように設けられたタービン部と、を有し、
総圧力比が、低圧圧縮機部にわたる圧力比と、高圧圧縮機部にわたる圧力比と、の組み合わせによって提供されるとともに、海面の高さでかつ最大定格静止離陸推力で測定され、３５よりも大きく、
低圧圧縮機部にわたる圧力比が、４〜８であり、
高圧圧縮機部にわたる圧力比が、７〜１５であり、
ファン部にわたる圧力比が１．４５以下であり、
ファン部は、空気の一部を圧縮機部に導くとともに、空気の一部をバイパスダクトに導くように設けられており、
圧縮機部に入る空気量に対するバイパスダクトに入る空気量として定義されるバイパス比が、８以上であることを特徴とするガスタービンエンジン。
前記総圧力比が、５０以上であることを特徴とする請求項１４に記載のガスタービンエンジン。
タービン部は、４段または５段の低圧タービンを含み、この低圧タービンは、低圧圧縮機部を駆動することを特徴とする請求項１４に記載のガスタービンエンジン。
タービン部は、２段の高圧タービンを含み、この高圧タービンは、高圧圧縮機部を駆動することを特徴とする請求項１４に記載のガスタービンエンジン。
ファン部と、
ファン部を駆動するように設けられたギア装置と、
低圧圧縮機部と高圧圧縮機部の両方を含む圧縮機部と、
圧縮機部およびギア装置を駆動するように設けられたタービン部と、を有し、
総圧力比が、低圧圧縮機部にわたる圧力比と、高圧圧縮機部にわたる圧力比と、の組み合わせによって提供されるとともに、海面の高さでかつ最大定格静止離陸推力で測定され、３５よりも大きく、
低圧圧縮機部および高圧圧縮機部のうちの第１の圧縮機部にわたる圧力比が、４〜８であり、
低圧圧縮機部および高圧圧縮機部のうちの第２の圧縮機部にわたる圧力比が、７〜１５であり、
ファン部は、空気の一部を圧縮機部に導くとともに、空気の一部をバイパスダクトに導くように設けられていることを特徴とするガスタービンエンジン。
低圧圧縮機部および高圧圧縮機部のうちの第２の圧縮機部にわたる圧力比が、８〜１５であることを特徴とする請求項１８に記載のガスタービンエンジン。
低圧圧縮機部および高圧圧縮機部のうちの第２の圧縮機部にわたる圧力比が、８〜１０であることを特徴とする請求項１９に記載のガスタービンエンジン。
前記総圧力比が、５０以上であることを特徴とする請求項１８に記載のガスタービンエンジン。
圧縮機部に入る空気量に対するバイパスダクトに入る空気量として定義されるバイパス比が８以上であることを特徴とする請求項１８に記載のガスタービンエンジン。
タービン部は、４段または５段の低圧タービンを含み、この低圧タービンは、低圧圧縮機部を駆動することを特徴とする請求項１８に記載のガスタービンエンジン。
タービン部は、２段の高圧タービンを含み、この高圧タービンは、高圧圧縮機部を駆動することを特徴とする請求項１８に記載のガスタービンエンジン。
ファン部にわたる圧力比が、１．４５以下であることを特徴とする請求項１８に記載のガスタービンエンジン。
低圧圧縮機部および高圧圧縮機部のうちの第１の圧縮機部は、低圧圧縮機部であることを特徴とする請求項１８に記載のガスタービンエンジン。
低圧圧縮機部および高圧圧縮機部のうちの第２の圧縮機部は、高圧圧縮機部であることを特徴とする請求項１８に記載のガスタービンエンジン。
ファン部と、
ファン部を駆動するように設けられたギア装置と、
低圧圧縮機部と高圧圧縮機部の両方を含む圧縮機部と、
圧縮機部およびギア装置を駆動するように設けられたタービン部と、を有し、
総圧力比が３５以上であるとともに、低圧圧縮機部と高圧圧縮機部との組み合わせによって提供され、該総圧力比は、低圧圧縮機部にわたる圧力比と、高圧圧縮機部にわたる圧力比と、によって提供されるとともに、海面の高さでかつ最大定格静止離陸推力で測定され、低圧圧縮機部および高圧圧縮機部の一方にわたる圧力比が、７〜１５であり、
低圧圧縮機部および高圧圧縮機部の他方にわたる圧力比が、４〜８であり、
ファン部は、空気の一部を圧縮機部に導くとともに、空気の一部をバイパスダクトに導き、
ファン部にわたる圧力比が、１．４５以下であることを特徴とするガスタービンエンジン。
前記の低圧圧縮機部および高圧圧縮機部の一方が高圧圧縮機部であることを特徴とする請求項２８に記載のガスタービンエンジン。
前記の低圧圧縮機部および高圧圧縮機部の一方にわたる圧力比が、８〜１５であることを特徴とする請求項２８に記載のガスタービンエンジン。
前記の低圧圧縮機部および高圧圧縮機部の一方にわたる圧力比が、８〜１０であることを特徴とする請求項３０に記載のガスタービンエンジン。
バイパス比が圧縮機部に入る空気量に対するバイパスダクトに入る空気量として定義され、８以上であることを特徴とする請求項２８に記載のガスタービンエンジン。