JP7385438B2 - ガスタービンエンジン、およびガスタービンエンジンの動作方法 - Google Patents

Description

本発明は、ガスタービンエンジンに関する。

ガスタービンエンジンは、典型的にはファン部、圧縮機部、燃焼器部、及びタービン部を含む。圧縮機部に流入する空気は圧縮され、燃焼器部に供給され、そこで燃料と混合され、点火されて高エネルギー排ガス流を生成する。高エネルギー排ガス流は、タービン部を通って膨張し、圧縮機とファン部とを駆動する。圧縮機部は、典型的には低圧及び高圧圧縮機を含み、タービン部は低圧及び高圧タービンを含む。

ガスタービンエンジンは、離陸し、巡航高度に上昇するための十分な推力を提供するようにサイズ設定されている。巡航状態になれば、エンジンの推力容量のほんの一部しか必要としない。したがって、ガスタービンエンジンの動作のほとんどは最大推力未満の状態で行われる。さらに、代替の電気推進システムを利用することもできるが、電動モータを駆動するバッテリによって供給されるエネルギー密度は燃料のエネルギー密度よりも大幅に低いため、ほとんどの民間航空機には実用的ではない。

タービンエンジンのメーカーは、熱、伝達及び推進効率の向上を含むエンジン性能のさらなる向上を追求し続けている。

本開示の例示的実施形態によるガスタービンエンジンは、他の可能性のなかでも特に、コアエンジン、ファン部、及び太陽歯車を含む重ね合わせ（superposition）ギアボックスを含んでいる。複数の中間ギヤが太陽歯車と係合し、キャリア、及び中間ギヤを囲むリングギヤに支持されている。コアエンジンが太陽歯車を駆動し、重ね合わせギアボックスからの動力がファン部を駆動する。電動モータが重ね合わせギアボックスの一部に結合され、重ね合わせギアボックスを介してファン部を駆動する動力の一部を提供する。

前述のガスタービンエンジンのさらなる実施形態では、リングギヤは、中間ギヤと係合する内歯と、電動モータによって駆動される駆動ギヤと係合する外歯とを含む。

前述のいずれかのガスタービンエンジンのさらなる実施形態では、駆動ギヤは、電動モータによって駆動される駆動軸に支持され、駆動軸は太陽歯車を駆動するコアエンジン軸とは別個独立して設けられている。

前述のいずれかのガスタービンエンジンのさらなる実施形態では、電動モータの非作動時には、一方向クラッチが、リングギヤを自動的にガスタービンエンジンの静止構造体に結合させる。

前述のいずれかのガスタービンエンジンのさらなる実施形態では、一方向クラッチは機械的スプラグクラッチを含む。

前述のいずれかのガスタービンエンジンのさらなる実施形態では、ファン部は、重ね合わせギアボックスのキャリアによって駆動される軸を含む。

前述のいずれかのガスタービンエンジンのさらなる実施形態では、電動モータはバッテリシステムに結合される。コアエンジンは、バッテリシステムを充電するための発電機を駆動する。

前述のいずれかのガスタービンエンジンのさらなる実施形態では、コアエンジンと電動モータとによって生成される動力によって海面離陸推力が提供される。

前述のいずれかのガスタービンエンジンのさらなる実施形態では、コアエンジンは、海面離陸推力未満の最大推力容量を含む。

前述のいずれかのガスタービンエンジンのさらなる実施形態では、巡航動作状態ではコアエンジンのみが推力を提供するように、電動モータの動作が停止される。

本開示の例示的な実施形態による別のガスタービンエンジンは、他の可能性のなかでも特に、コアエンジンであって、燃焼器部に圧縮空気を送るように構成された圧縮機部を含み、燃焼器部は、圧縮空気を燃料と混合し、混合された空気と燃料とを点火してタービン部を駆動するための高エネルギーのガス流を生成するように構成される、コアエンジンを含む。タービン部は、エンジンの長手軸に沿って配置されたタービン軸を駆動するように構成されている。ファン部は、推進力を生成するように構成されている。ファン部は、軸、太陽歯車を含む重ね合わせギアボックス、及び太陽歯車と係合する複数の中間ギヤを含み、中間ギヤは、キャリア、及び中間ギヤを囲むリングギヤに支持される。タービン軸は太陽歯車を駆動するように構成され、重ね合わせギアボックスからの動力が軸を駆動するように構成されている。タービン軸は太陽歯車を駆動するように構成され、重ね合わせギアボックスからの出力は軸を駆動するように構成されている。電動モータが重ね合わせギアボックスの一部に結合され、重ね合わせギアボックスを介してファン部を駆動するための補助動力を提供する。結合手段が、電動モータが重ね合わせギアボックスの一部を駆動していないときに、重ね合わせギアボックスの一部を自動的に静止構造体に結合するように構成される。

前述のガスタービンエンジンのさらなる実施形態では、リングギヤは、中間ギヤと係合するギヤの内歯と、電動モータによって駆動されるギヤシステムと係合するギヤの外歯とを含む。

前述のいずれかのガスタービンエンジンの別の実施形態では、電動モータによって駆動される駆動ギヤは、タービン軸から独立しており、タービン軸とは異なる速度で別個に回転可能である。結合手段は、機械式一方向スプラグクラッチを含む。

前述のいずれかのガスタービンエンジンのさらなる実施形態では、コアエンジン及び電動モータによって生成される動力によって海面離陸推力が提供される。コアエンジンは、海面離陸推力未満の最大推力容量を含む。

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の動作方法は、他の可能性のなかでも特に、コアエンジンを重ね合わせギアボックスの第１の部分に結合し、電動モータを重ね合わせギアボックスの第２の部分に結合することを含む。ファンは、コアエンジンと電動モータの両方からの動力で重ね合わせギアボックスを介して駆動され、離陸推力を生成する。巡航動作状態の間、ファンはコアエンジンのみからの動力で重ね合わせギアボックスを介して駆動される。

ガスタービンエンジンの前述の動作方法のさらなる実施形態では、重ね合わせギアボックスの第１の部分は、複数の中間ギヤを駆動するように係合された太陽歯車を含む。第２の部分は、中間ギヤを囲むリングギヤを含む。この方法は、電動モータがリングギヤを駆動しないことに対応して、リングギヤをガスタービンエンジンの静止構造体に結合することをさらに含む。

ガスタービンエンジンの前述のいずれかの動作方法の別の実施形態では、電動モータが作動してリングギヤを駆動し、コアエンジン単独の推力発生能力を超える所望のエンジン推力に応じて補助動力を提供する。

ガスタービンエンジンの前述のいずれかの動作方法の別の実施形態では、巡航運転状態の間、コアエンジンにより、電動モータへの電力を供給するバッテリシステムが充電される。

異なる実施例は図示されている特定の構成部品を有しているが、本発明の実施形態はそれらの特定の組み合わせに限定されない。一つの実施例の構成部品または機能の一部を、別の実施例の機能または構成部品と組み合わせて使用することができる。

本明細書で開示されるこれら及び他の特徴は、以下の明細書及び図面から最もよく理解することができ、以下は図面の簡単な説明である。

ガスタービンエンジンの例示的実施形態の概略図である。 ガスタービンエンジンの別の例示的実施形態の概略図である。 例示的ハイブリッド推進システムの概略図である。 重ね合わせギアボックスの例示的実施形態の概略図である。 ハイブリッド推進システムの例示的動作サイクルの概略図である。

図１Ａ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、本明細書では一般にファン部２２及びコアエンジン７２を組み込む２スプール式ターボファンとして開示される。コアエンジン７２は、圧縮機部２４、燃焼器部２６、及びタービン部２８を含む。ファン部２２は、ナセル１８内に画定されたバイパスダクト内のバイパス流路Ｂに沿って空気を駆動し、さらに圧縮及び燃焼器部２６への連通、次いでタービン部２８を介した膨張のためにコア流路Ｃに沿って空気を駆動する。開示される非限定的な実施形態では２スプール式ターボファン・ガスタービンエンジンとして示されているが、本明細書に記載の概念は、教示が３スプール式構造、ターボファン及びターボプロップエンジンを含む他のタイプのエンジン、ならびに石油ベース燃料を利用する他の航空機推進システムにも適用され得るため、２スプール式ターボファンでの使用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、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り付けられた低速スプール３０及び高速スプール３２を含む。代替として、また追加として様々な位置の様々な軸受システム３８が設けられてもよく、軸受システム３８の位置は用途に応じて変更されてもよいことを理解されたい。

低速スプール３０は、一般に、第１（すなわち低圧）圧縮機４４と第１（すなわち低圧）タービン４６とを相互接続する内軸４０を含む。内側軸４０は、変速機構を介してファン部２２に接続され、変速機構は、例示的なガスタービンエンジン２０では、低速スプール３０よりも低速でファンブレード４２を駆動するギヤ構造４８として示されている。高速スプール３２は、第２（すなわち高圧）圧縮機５２と第２（すなわち高圧）タービン５４とを相互接続する外軸５０を含む。例示的なガスタービン２０では、高圧圧縮機５２と高圧タービン５４との間に燃焼器５６が配置されている。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の間に配置され得る。中間タービンフレーム５８は、タービン部２８内の軸受システム３８をさらに支持する。内軸４０と外軸５０は同心であり、軸受システム３８を介して長手軸と同一線上にあるエンジン中央長手軸Ａを中心に回転する。

コア空気流は、低圧圧縮機４４、次いで高圧圧縮機５２によって圧縮され、次いで燃焼器５６内で燃料と混合されて燃焼され、その後、高圧タービン５４及び低圧タービン４６を通して膨張される。中間タービンフレーム５８は、空気流路Ｃ内にあるエアフォイル６０を含む。タービン４６、５４は、膨張に応じてそれぞれの低速スプール３０及び高速スプール３２を回転駆動する。ファン部２２、圧縮機部２４、燃焼器部２６、タービン部２８、及びギヤ構造４８の位置はそれぞれ変更されてもよいことが理解されよう。例えば、ギヤ構造４８は、低圧圧縮機４４の後方に位置してもよく、ファンブレード４２は、ギヤ構造４８の位置の前方または後方、またはタービン部２８の後方にさえ配置されてもよい。

一実施例におけるエンジン２０は、高バイパス比のギヤード航空機エンジンである。さらなる実施形態では、エンジン２０のバイパス比は約６よりも大きく、例示的な実施形態では約１０よりも大きく、ギヤ構造４８は、ギヤ減速比が約２．３より大きい遊星ギヤシステムなどのエピサイクリック歯車列であり、また低圧タービン４６の圧力比は、約５よりも大きい。開示された一実施形態では、エンジン２０のバイパス比は約１０（１０：１）よりも大きく、ファンの直径は低圧圧縮機４４の直径よりも著しく大きく、低圧タービン４６の圧力比は約５：１よりも大きい。低圧タービン４６の圧力比は、排気ノズルの前の低圧タービン４６の出口圧力に関連して低圧タービンの入口の前で測定される圧力比である。ギヤ構造４８は、約２．３：１より大きく、約５：１未満である。しかしながら、上記のパラメータは、ギヤ構造エンジンの一実施形態の例示であるに過ぎず、本発明は、直接駆動ターボファンを含む他のガスタービンエンジンに適用可能であることを理解されたい。

バイパス比が高いため、バイパス流Ｂによってかなりの量の推力が提供される。エンジン２０のファン部２２は、特定の飛行条件、典型的には約マッハ０．８及び約３５，０００フィート（１０，６６８メートル）での巡航に対して設計されている。エンジンが、－最適な燃料消費率（「バケット巡航推力燃料消費率（ＴＳＦＣ）」として知られる）を有するマッハ０．８、高度３５，０００フィート（１０，６６８メートル）の巡航条件は、エンジンがその最小点で発生する推力のｌｂｆで割った、燃焼される燃料のｌｂｍの業界標準パラメータである。「低ファン圧力比」は、ファン出口ガイドベーン（ＦＥＧＶ）装置のない、ファンブレードのみに亘る圧力比である。限定されない一実施例による本明細書に開示の低ファン圧力比は約１．４５未満である。「低修正ファン先端速度」は、フィート／秒単位の実際のファン先端速度を、業界標準の温度補正［（Ｔｒａｍ°Ｒ）／（５１８．７°Ｒ）］^0.5で割ったものである。非限定的な一実施形態により本明細書に開示される「低修正ファン先端速度」は、約１１５０フィート／秒（３５０．５メートル／秒）未満である。

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では約２６枚未満のファンブレード４２を備えるファン部２２を含む。別の非限定的な実施形態では、ファン部２２は、約２０枚未満のファンブレード４２を含む。さらに、開示される一実施形態では、低圧タービン４６は、３４で概略的に示される約６つを超えないタービンロータを含む。別の非限定的な例示的実施形態では、低圧タービン４６は約３つのタービンロータを含む。ファンブレード４２の数と低圧タービンロータの数との比は、約３．３～約８．６である。例示的な低圧タービン４６は、ファン部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のタービンロータ３４の数とファン部２２のブレード４２の数との関係は、動力伝達効率が向上した例示的なガスタービンエンジン２０を示す。

例示的なエンジン２０は、高推力要求条件の間にコアエンジン７２と組み合わせてギヤ構造４８の一部を駆動する駆動ギヤ７０を回転させる電動モータ６６を有する、６２で一般に示されるハイブリッド推進システムを含む。高推力要求状態には、最大推力を利用して高度を上げて航空機を操縦する離陸及び着陸動作が含まれる。航空機が巡航高度に達すると、必要な推力の量は離陸時に必要な推力よりも大幅に少なくなる。したがって、巡航時には、電動モータ６６は停止し、コアエンジン７２がギヤ構造４８を介してファン部２２を駆動する。ハイブリッド推進システム６２は電動モータ６６からの動力で、コアエンジン７２により生成される動力を補い、コアエンジン７２のサイズと動力容量を縮小することを可能にする。電動モータ６６は、高推力要求動作の間、コアエンジン７２からの動力を補う。

図１Ａの開示された例示的な実施形態では、電動モータ６６は、エンジン軸Ａに平行な軸６８を介して駆動ギヤ７０を駆動する。図１Ｂを参照すると、２０’で示される別のエンジンの実施形態は、駆動軸６６’を含み、駆動軸６６’は、エンジン軸Ａと交差するように配置され、ギヤ構造４８に配置された被動ギヤに対応する駆動ベベルギヤ７０を駆動する。さらに、例示的モータ６６、６６’は異なる向きで示されているが、他のギヤ構造４８に対する電動モータ６６、６６’の位置及び向きは本発明の意図及び範囲内にある。

引き続き図１を参照しつつ図２及び３を参照すると、ギヤ構造４８は、低圧タービン４６によって駆動される内軸４０に結合された太陽歯車７４を有する重ね合わせギアボックスである。太陽歯車７４は、回転キャリア７８によって支持された複数の中間ギヤ７６と係合する。リングギヤ８０は中間ギヤ７６を囲み、駆動ギヤ７０と係合する。リングギヤ８０は、図２に概略的に示されるリングギヤ軸８８に結合されている。リングギヤ軸８８は、軸受９４によってリングギヤ８０と共に回転するように支持されている。

リングギヤ軸８８は、駆動ギヤ７０のギヤ歯と係合する外ギヤ歯８２を含む。内ギヤ歯８４は、中間ギヤ７６と係合する。リングギヤ軸８８は、結合手段を介してエンジン静止構造体３６に選択的に結合される。開示された一実施例では、結合手段は機械式一方向スプラグクラッチ８６である。一例としてスプラグクラッチが開示されているが、他の構成も本開示の意図及び範囲内にある。クラッチ８６は駆動ギヤ７０の回転を可能にし、リングギヤ軸８０を回転させる。しかし、クラッチ８６は、電動モータ６６が作動していないときに中間ギヤ７６によるリングギヤ８０の駆動を防止する。例示的な一方向機械式クラッチ８６は、外部アクチュエータまたはコントローラなしで駆動ギヤ７０を介した電動モータ６６の逆駆動を自動的に防止する。

電動モータ６６、駆動軸６８及び駆動ギヤ７０は、エンジンの長手軸Ａから離間した軸１６に沿って配置される。それによって電動モータ６６は、内軸４０に対して別個独立して回転可能である。さらに、モータ６６、駆動軸６８及び駆動ギヤ７０は、内軸４０とは異なる速度で回転可能であり、重ね合わせギアボックス４８を介して補助動力を提供する。

駆動ギヤ７０は、所望量の推進推力を生成するのに必要な補助動力を提供するように定められた速度でリングギヤ８０を駆動するようにサイズ設定されている。したがって、駆動ギヤ７０とリングギヤ８０との間のギヤ比は、電動モータ６６がファン部から航空機の動作に必要な推進推力を生成するのに必要な補助動力を提供できるようなギヤ比である。

電動モータ６６は、９０で概略的に示されるバッテリシステムに蓄積された電気エネルギーによって電力供給される。バッテリシステム９０は、任意の既知の電力蓄積手段及びシステムを含み得る。バッテリシステム９０は、コアエンジン７２によって動力が供給される発電機手段９２に結合されるものとして開示されている。発電機手段９２は、バッテリシステム９０を充電して、電動モータ６６を駆動するのに所望のレベルの電力を維持する。発電機９２は、バッテリシステム９０を継続的に充電することができるか、最小限の推力要求の動作状態の間にバッテリシステム９０を充電するように作動させることができる。発電機９２は、高推力要求状態の間は切り離され、コアエンジン７２が推進推力の生成にすべて動力を集中できるようにできる。低推力要求動作状態の間、発電機９２は、バッテリシステム９０を充電するように、コアエンジン７２によって電力供給されることができる。他の充電スキーム及び手段も利用でき得、それは本開示の意図内であることが理解されよう。

離陸の際などの高推力要求状態での動作では、電動モータ６６とコアエンジン７２の両方が、重ね合わせギアボックス４８に動力入力を提供する。コアエンジン７２は、内軸４０を介して太陽歯車７４を駆動する。次いで太陽歯車７４は、中間ギヤ７６を駆動し、中間ギヤ７６は、ファン軸４６に結合されたキャリア７８を回転させる。電動モータ６６は、キャリア７８の回転をさらに駆動するためにリングギヤ８０を駆動し、ファン４２を駆動して所望の推進推力を生成するために必要な動力を提供する。

低推力要求状態での動作中、コアエンジン７２は太陽歯車７４を駆動し、それによって中間ギヤ７６及びキャリア７８を駆動する。キャリア７８は、ファン軸６４及びファン４２を駆動する。電動モータ６６は停止され、クラッチ８６が作動して、軸Ａを中心としたリングギヤ８０の回転を防止する。したがって、重ね合わせギアボックス４８は、コアエンジン７２のみによって動力が供給される。コアエンジン７２は、発電機９２を駆動して、高推力要求状態中に発電機の駆動に必要な電力レベルを維持するようにバッテリシステム９０を充電することができる。

図２及び図３を引き続き参照しつつ図４を参照すると、開示された航空機の動作サイクルにわたる推力要求を示すグラフが９４で示されている。時間９８を考慮した推力９６が異なる動作状態について示されている。最大の推力要求は、１００で示される離陸及び上昇動作状態の間である。高推力要求動作状態の間は、電動モータ６６が作動され、コアエンジン７２によって提供される動力を補う。電動モータ６６は、開示されたこの実施例では１０２で示されるように、巡航状態時に推力要求が低下するまで動作を維持する。巡航状態１０２の間に、コアエンジン７２は単独で動作して必要な推力を生成するための動力を提供する。巡航状態１０２での推力要求はピーク推力状態よりも低いため、電動モータ６６は動力を補うために必要とされない。さらに、開示されたコアエンジン７２は、巡航状態１０２の間に必要な推力を生成するのに必要な十分な動力を提供するようにサイズ設定されている。したがって、コアエンジン７２が巡航状態時によって効率的に動作するようにサイズ設定され、構成できるように、コアエンジン７２のサイズ及び推力容量が縮小されている。

理解されるように、各動作サイクル中の動作時間のほとんどは、低推力巡航動作状態である。したがって、コアエンジン７２は、巡航状態中に推力を提供するのに十分な動力のみを提供するようにサイズ設定されてもよい。電動モータ６６は、より高い推力要求状態の間に動力を補うために作動する。

着陸動作状態の間、電動モータ６６は、コアエンジン７２の動力を補うために再作動させることができる。電動モータ６６は、異なる推力要求に対応するために重ね合わせギアボックス４８への動力入力を変更することができる。コアエンジン７２の動力容量を超える推力要求に応じて、他の動作期間中に電動モータ６６を再作動させることができることをさらに理解されたい。

したがって、開示されたハイブリッド推進システム６２は、高推力要求操作に対応するための利用可能な出力を維持しつつ、コアエンジンサイズを縮小することを可能にする。

例示的な実施形態が開示されたが、当業者は、本開示が単なる材料規格ではなく、一定の修正が本開示の範囲内にあることを認識するであろう。そのため、本開示の範囲と内容を定めるには、以下の請求項を検討する必要がある。

Claims (12)

1. ガスタービンエンジンであって、
   コアエンジンと、
   ファン部と、
   太陽歯車を含む重ね合わせギアボックスであって、複数の中間ギヤが、前記太陽歯車と係合するとともに、キャリアと、前記中間ギヤを囲むリングギヤとに支持されており、前記コアエンジンが前記太陽歯車を駆動し、前記重ね合わせギアボックスからの動力が前記ファン部を駆動する、重ね合わせギアボックスと、
   前記重ね合わせギアボックスの一部に結合され、前記重ね合わせギアボックスを介して前記ファン部を駆動する動力の一部を提供する電動モータと、
   を備え、
   前記リングギヤは、前記中間ギヤと係合する内ギヤ歯と、前記電動モータによって駆動される駆動ギヤと係合する外ギヤ歯とを含み、
   前記電動モータの非作動時には、前記リングギヤを自動的に前記ガスタービンエンジンの静止構造体に結合する一方向クラッチを含み、
   前記一方向クラッチは、機械式一方向スプラグクラッチを含む、ガスタービンエンジン。
2. 前記駆動ギヤは、前記電動モータによって駆動される駆動軸上に支持され、前記駆動軸は、前記太陽歯車を駆動するコアエンジン軸とは別個独立して設けられている、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
3. 前記ファン部は、前記重ね合わせギアボックスの前記キャリアによって駆動される軸を含む、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
4. 前記電動モータは、バッテリシステムに結合され、前記コアエンジンは前記バッテリシステムを充電するための発電機を駆動する、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
5. 海面離陸推力が、前記コアエンジンと前記電動モータとによって生成される動力によって提供される、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
6. 前記コアエンジンは、前記海面離陸推力未満の最大推力容量を含む、請求項５に記載のガスタービンエンジン。
7. 巡航動作状態では、前記コアエンジンのみが推力を提供するように前記電動モータの動作が停止される、請求項６に記載のガスタービンエンジン。
8. ガスタービンエンジンであって、
   燃焼器部に圧縮空気を送るように構成された圧縮機部を含むコアエンジンであって、前記燃焼器部は、前記圧縮空気を燃料と混合し、前記混合された空気と燃料とを点火して、タービン部を駆動するための高エネルギーのガス流を生成するように構成され、前記タービン部は、エンジンの長手軸に沿って配置されたタービン軸を駆動するように構成される、コアエンジンと、
   推進推力を生成するように構成され、軸を含むファン部と、
   太陽歯車を含む重ね合わせギアボックスであって、複数の中間ギヤが前記太陽歯車と係合し、キャリア及び前記中間ギヤを囲むリングギヤに支持され、前記タービン軸が前記太陽歯車を駆動するように構成され、前記重ね合わせギアボックスからの動力が前記軸を駆動するように構成される、重ね合わせギアボックスと、
   前記重ね合わせギアボックスの一部に結合され、前記重ね合わせギアボックスを介して前記ファン部を駆動する補助動力を提供する電動モータと、
   前記電動モータが前記重ね合わせギアボックスの前記一部を駆動していないときに前記重ね合わせギアボックスの一部を自動的に静止構造体に結合するように構成された結合手段と、
   を備え、
   前記リングギヤは、前記中間ギヤと係合する内ギヤ歯と、前記電動モータによって駆動される駆動ギヤと係合する外ギヤ歯とを含み、
   前記電動モータにより駆動される前記駆動ギヤは、前記タービン軸とは独立し、前記タービン軸とは異なる速度で別個に回転可能であり、前記結合手段は、機械式一方向スプラグクラッチを含む、ガスタービンエンジン。
9. 前記海面離陸推力が、前記コアエンジンと前記電動モータとによって生成される動力によって提供され、前記コアエンジンは、前記海面離陸推力未満の最大推力容量を含む、請求項８に記載のガスタービンエンジン。
10. ガスタービンエンジンの動作方法であって、
    コアエンジンを重ね合わせギアボックスの第１の部分に結合し、
    電動モータを重ね合わせギアボックスの第２の部分に結合し、
    前記重ね合わせギアボックスを介して前記コアエンジンと前記電動モータの両方からの動力でファンを駆動して離陸推力を生成し、
    巡航動作状態の間は、前記重ね合わせギアボックスを介して前記コアエンジンからの動力のみでファンを駆動する、
    ことを備え、
    前記重ね合わせギアボックスの前記第１の部分は、複数の中間ギヤを駆動するように係合する太陽歯車を備え、前記第２の部分は前記中間ギヤを囲むリングギヤを備え、前記方法は、前記電動モータが前記リングギヤを駆動していないことに対応して、前記リングギヤを、一方向クラッチにより自動的に前記ガスタービンエンジンの静止構造体に結合することをさらに含み、
    前記一方向クラッチは、機械式一方向スプラグクラッチを含む、方法。
11. 所望のエンジン推力が前記コアエンジン単独の推力生成容量を超えることに対応して、前記電動モータを作動させて前記リングギヤを駆動し、補助動力を提供することを含む、請求項１０に記載の方法
12. 前記巡航動作状態の間、前記コアエンジンにより、前記電動モータへの電力を供給するバッテリシステムを充電することを含む、請求項１１に記載の方法。

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