JP2015072010A

JP2015072010A - ガスタービンエンジン

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Publication number: JP2015072010A
Application number: JP2014195928A
Authority: JP
Inventors: エル．ヘイゼルカール; L Hasel Karl
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: RTX Corp
Priority date: 2013-10-03
Filing date: 2014-09-26
Publication date: 2015-04-16
Also published as: CA2862597A1; EP2857655A1; BR102014024686A2; RU2644602C2; RU2014139584A; CA2862597C; BR102014024686B1

Abstract

【課題】効率が向上した歯車減速ガスタービンエンジン設計を提供する。【解決手段】一例のガスタービンエンジンが、特に、ファンの駆動軸に回転可能に連結された歯車減速構造と、高圧圧縮機と、を含む。ガスタービンエンジンは、高圧圧縮機の出口のコア温度が離陸時に約１１５０〜約１３５０?Ｆの範囲となるように構成される。ガスタービンエンジンは、ファン流れ排気速度の一次流れ排気速度に対する比率で定義される排気速度比が、約０．７５〜約０．９０の範囲となるように構成される。エンジンのバイパス比は、約８．０よりも大きい。【選択図】図１

Description

本発明は、効率が向上した歯車減速ガスタービンエンジン設計に関する。

ガスタービンエンジンは、一般に、ファンセクション、圧縮機セクション、燃焼器セクション、およびタービンセクションを含む。圧縮機セクションに流入する空気は、圧縮されて燃焼器セクションへと送られ、ここで燃料と混合され、点火されて、高温排気ガス流を発生させる。高温排気ガス流は、タービンセクションを通して膨張して圧縮機セクションおよ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、第１および第２の圧縮機セクションを含み、タービンセクションは、通常、第１および第２のタービンセクションを含む。勿論、それ未満またはそれ以上の圧縮機および／またはタービンセクションを用いてもよい。

通常、第１の（すなわち高圧）タービンセクションが外側シャフトを介して第１の（すなわち高圧）圧縮機セクションを駆動して第１の（すなわち高速）スプールを形成し、第２の（すなわち低圧）タービンセクションが内側シャフトを介して第２の（すなわち低圧）圧縮機セクションを駆動して第２の（すなわち低速）スプールを形成する。ファンセクションも、内側シャフトによって駆動される。エンジンの全体的な推進効率を向上させるべく、ファンセクションをタービンセクションと異なる速度で回転させるように、遊星歯車アセンブリなどの減速装置をファンセクションの駆動に利用してもよい。このようなエンジン設計では、タービンセクションとファンセクションの両方が最適な速度により近い速度で回転するように、一方のタービンセクションによって駆動されるシャフトが減速した速度でファンセクションを駆動する遊星歯車アセンブリに入力を提供する。

歯車減速設計は、概ね改善された推進効率を確約するが、タービンエンジンの製造業者はこうした性能の実現や、熱効率、伝達効率および推進効率の改善を含むエンジン性能の更なる改善を達成するための方法を追及し続けている。

本発明の様々な特徴の中でも特に、高バイパスターボファンエンジンの効率は、約３５，０００フィートをマッハ約０．８で運転するときに、ファンをより低速で駆動するように（約２．３〜約４．２の減速比を有する）減速装置を使用し、エンジンの排気速度比を約０．７〜約０．９０の範囲に設定し、約１．５０未満のファン圧力比で運転することにより、向上できることが判明した。

本発明の例示的な態様のガスタービンエンジンが、特に、駆動軸を有するファンであって、バイパスダクトおよびエンジンコアに空気を案内するように構成されたファンを含む。ガスタービンエンジンは、ファンの駆動軸に回転可能に連結された歯車減速構造をさらに含む。ガスタービンエンジンは、第１の圧縮機セクションをさらに含む。ガスタービンエンジンは、第１の圧縮機セクションの出口のコア温度が離陸時に約１１５０〜約１３５０°Ｆ（約６２１．１〜約７３２．２°Ｃ）の範囲となるように構成される。ガスタービンエンジンは、ファン流れ排気速度を一次流れ排気速度で割った比率が、約０．７５〜約０．９０の範囲となるように構成される。バイパスダクトを通流する空気の体積を、エンジンコアを通流する空気の体積で割った比率は、約８．０よりも大きい。

前述のガスタービンエンジンの限定しない更なる実施例では、第１の圧縮機セクションは、高圧圧縮機である。

前述のガスタービンエンジンのいずれかのうちの限定しない更なる実施例では、ファン流れ排気速度を一次流れ排気速度で割った比率は、約３５，０００フィートを巡航し、かつ約０．８０のマッハ数の巡航出力条件で運転するときの範囲であるようにエンジンが構成される。

前述のガスタービンエンジンのいずれかのうちの限定しない更なる実施例では、エンジンが約３５，０００フィート、かつ約０．８０のマッハ数の巡航出力条件で運転するときに、ファンのブレードに亘る空気圧力比が、約１．４５未満となるようにエンジンが構成される。

前述のガスタービンエンジンのいずれかのうちの限定しない更なる実施例では、ファン流れ排気速度を一次流れ排気速度で割った比率は、該ファン流れ排気速度が約１１７５ｆｔ／ｓ（３５８ｍ／ｓ）未満である時の範囲であるように、エンジンが構成される。

前述のガスタービンエンジンのいずれかのうちの限定しない更なる実施例では、ファンが、約２６個未満のファンブレードを有する。

前述のガスタービンエンジンのいずれかのうちの限定しない更なる実施例では、ファンが、約２０個未満のファンブレードを有する。

本発明の別の例示的な態様のガスタービンエンジンが、特に、駆動軸を有するファンであって、バイパスダクトおよびエンジンコアに空気を案内するように構成されたファンを含む。ガスタービンエンジンは、ファンの駆動軸に回転可能に連結された歯車減速構造であって、約２．３以上の減速比を有する歯車減速構造をさらに含む。ガスタービンエンジンは、第１の圧縮機セクションをさらに含む。ガスタービンエンジンは、第１の圧縮機セクションの出口のコア温度が離陸時に約１１５０〜約１３５０°Ｆの範囲となるように構成される。バイパスダクトを通流する空気の体積を、エンジンコアを通流する空気の体積で割った比率は、約８．０よりも大きい。ガスタービンエンジンは、ファン流れ排気速度を一次流れ排気速度で割った比率が、約０．７５よりも大きくなるように構成される。

前述のガスタービンエンジンのいずれかのうちの限定しない更なる実施例では、ファン流れ排気速度を一次流れ排気速度で割った比率は、該エンジンが約３５，０００フィート、かつ約０．８０のマッハ数の巡航出力条件で運転するときの範囲であるようにエンジンが構成される。

前述のガスタービンエンジンのいずれかのうちの限定しない更なる実施例では、エンジンが約３５，０００フィート、かつ約０．８０のマッハ数の巡航出力条件で運転するとき、エンジンのファン圧力比は１．４５未満である。

前述のガスタービンエンジンのいずれかのうちの限定しない更なる実施例では、ファン流れ排気速度を一次流れ排気速度で割った比率は、該ファン流れ排気速度が約１１７５ｆｔ／ｓ未満である時の範囲であるようにエンジンが構成される。

本発明のさらに別の例示的な態様のガスタービンエンジンが、特に、駆動軸を有するファンであって、バイパスダクトおよびエンジンコアに空気を案内するように構成されたファンを含む。ガスタービンエンジンは、ファンの駆動軸に回転可能に連結された歯車減速構造であって、約２．３以上の減速比を有する歯車減速構造をさらに含む。ガスタービンエンジンは、第１の圧縮機セクションをさらに含む。ガスタービンエンジンは、第１の圧縮機セクションの出口のコア温度が離陸時に約１１５０〜約１３５０°Ｆの範囲となるように構成される。バイパスダクトを通流する空気の体積を、エンジンコアを通流する空気の体積で割った比率は、約８．０よりも大きい。ガスタービンエンジンは、ファン流れ排気速度を一次流れ排気速度で割った比率が、約０．９０未満となるように構成される。

前述のガスタービンエンジンのいずれかのうちの限定しない更なる実施例では、第１の圧縮機セクションは、高圧圧縮機である。

前述のガスタービンエンジンのいずれかのうちの限定しない更なる実施例では、約３５，０００フィート、かつ約０．８０のマッハ数の巡航出力条件で運転するとき、該エンジンにおけるファンのブレードに亘る空気圧力比が、約１．４５未満となるように構成される。

本発明のさらに別の例示的な態様のガスタービンエンジンが、特に、駆動軸を有するファンであって、バイパスダクトおよびエンジンコアに空気を案内するように構成されたファンを含む。ガスタービンエンジンは、ファンの駆動軸に回転可能に連結された歯車減速構造であって、約２．３〜約４．２の間の第１の範囲の減速比を有する歯車減速構造をさらに含む。ガスタービンエンジンは、ファン流れ排気速度を一次流れ排気速度で割った比率が、約３５，０００フィートを巡航し、かつ約０．８０のマッハ数の巡航出力条件で運転するときに約０．７５〜約０．９０の間の第２の範囲となるように構成される。約３５，０００フィート、かつ約０．８０のマッハ数の巡航出力条件で運転するとき、ファンのブレードに亘る空気圧力比が約１．５０未満となるように構成される。バイパスダクトを通流する空気の体積を、エンジンコアを通流する空気の体積で割った比率は、約８．０よりも大きい。

前述のガスタービンエンジンの限定しない更なる実施例では、約３５，０００フィート、かつ約０．８０のマッハ数の巡航出力条件で運転するとき、ファンのブレードに亘る空気圧力比が約１．４５未満となるように構成される。

前述のガスタービンエンジンのいずれかのうちの限定しない更なる実施例では、ファンブレードの先端速度は、約１２００ｆｔ／ｓ未満である。

前述のガスタービンエンジンのいずれかのうちの限定しない更なる実施例では、ファンブレードの先端速度は、約１１５０ｆｔ／ｓ未満である。

前述のガスタービンエンジンのいずれかのうちの限定しない更なる実施例では、エンジンが、第１の圧縮機セクションを含む。ガスタービンエンジンは、第１の圧縮機セクションの出口のコア温度が離陸時に約１１５０〜約１３５０°Ｆの範囲となるように構成される。

前述のガスタービンエンジンのいずれかのうちの限定しない更なる実施例では、約３５，０００フィート、かつ約０．８０のマッハ数の巡航出力条件で運転するとき、ファンのブレードに亘る空気圧力比が、約１．４５未満となるように構成される。

開示の実施例の様々な特徴および利点が以下の詳細な説明から当業者にとって明らかとなるであろう。詳細な説明に添付の図面を以下のように簡単に説明する。

例示的なガスタービンエンジンの断面図。図１のガスタービンエンジンの実施例を示す図。

図１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およびタービンセクション２８を含む、一例のガスタービンエンジン２０を概略的に示す。代替的なエンジンは、他の装置や特徴部の中でも特にオーグメンタセクション（図示せず）を含みうる。ファンセクション２２は、バイパス流路Ｂに沿って空気を通流させる一方、圧縮機セクション２４は、コア流路Ｃに沿って空気を引き込み、空気を圧縮して燃焼器セクション２６へと導く。バイパス流路Ｂに沿って通流する空気の体積を、コア流路Ｃに沿って通流する空気の体積で割った比率は、バイパス比として定義される。燃焼器セクション２６では、空気が燃料と混合され、点火されて、高温排気ガス流を発生させ、この高温排気ガス流は、タービンセクション２８を通して膨張し、ここでファンセクション２２および圧縮機セクション２４を駆動するようにエネルギーが抽出、利用される。

開示のこれに限定しない実施例では、２スプールガスタービンエンジンとして示すが、当然ながら、本明細書で説明する概念は２スプールガスタービンエンジンでの用途に限定されるものではなく、これらの教示は、その他の種類のタービンエンジンにも適用しうる。例えば、タービンエンジンは、３つのスプールが共通の軸を中心として同軸に回転する３スプール設計を含み、そこでは、低スプールが、低圧タービンによるギアボックスを介したファンの駆動を可能にし、中間スプールが、中間圧力タービンによる圧縮機セクションの第１の圧縮機の駆動を可能にし、高スプールが、高圧タービンによる圧縮機セクションの高圧圧縮機の駆動を可能にする。

例示的なガスタービンエンジン２０は、通常、エンジンの静止構造３６に関するエンジン長手方向中心軸Ａを中心として、複数のベアリングシステム３８を介して回転するよう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。当然のことながら、種々のベアリングシステム３８を種々の位置に代替的あるいは付加的に設けてもよい。

低速スプール３０は、通常、ファン４２および第１の圧力の（すなわち低圧）圧縮機セクション４４を第１の圧力の（すなわち低圧）タービンセクション４６に連結する内側シャフト４０を含む。内側シャフト４０は、歯車減速構造４８などの変速機構を介してファン４２を（直接または間接的に）駆動して、低速スプール３０よりも低速でファン４２を駆動する。高速スプール３２は、第２の圧力の（すなわち高圧）圧縮機セクション５２および第２の圧力の（すなわち高圧）タービン５４を相互に連結する外側シャフト５０を含む。内側シャフト４０および外側シャフト５０は同軸であり、ベアリングシステム３８を介してエンジン長手方向中心軸Ａを中心として回転する。

燃焼器５６が、高圧圧縮機５２と高圧タービン５４との間に配置される。一例では、高圧タービン５４は、２段高圧タービン５４を提供するように少なくとも２つの段を含む。別の例では、高圧タービン５４は、単一の段のみを含む。別の例では、高圧タービンが３つ以上の段を含む。本明細書で用いるように、「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に比べて高い圧力を受ける。

例示の低圧タービン４６は、約５よりも大きい圧力比を有する。例示の低圧タービン４６の圧力比は、排気ノズルより前の低圧タービン４６の出口において測定された圧力に関連させるように低圧タービン４６の入口より前において測定される。

エンジン静止構造３６の中間タービンフレーム５８が、概して高圧タービン５４と低圧タービン４６の間に配置される。中間タービンフレーム５８はさらに、タービンセクション２８内のベアリングシステム３８を支持するとともに、低圧タービン４６に流入する空気流を調節する。

コア空気流Ｃは、低圧圧縮機４４により圧縮され、次いで高圧圧縮機５２により圧縮されて、燃焼器５６内で燃料と混合され、点火されて、高温排気ガスを生成し、高温排気ガスは次いで高圧タービン５４および低圧タービン４６を通して膨張する。中間タービンフレーム５８はベーン６０を含み、このベーンは、コア空気流路に位置し、低圧タービン４６の入口ガイドベーンとして機能する。低圧タービン４６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を利用することにより、中間タービンフレーム５８の軸方向長さを増大させることなく低圧タービン４６の長さを縮小する。低圧タービン４６のベーンの数を低減または削減することにより、タービンセクション２８の軸方向長さを縮小させる。それにより、ガスタービンエンジン２０の小型化が向上し、より高い出力密度が達成される。

開示のガスタービンエンジン２０は、一例では高バイパス歯車減速航空機エンジンである。更なる実施例では、ガスタービンエンジン２０は、約６より大きいバイパス比を含み、一実施例では、約１０より大きく、別の実施例では、約１０より大きくかつ２２より小さい。例示の歯車減速構造４８は、遊星歯車装置、星形歯車装置、またはその他の周知の歯車装置などのエピサイクリック・ギアトレインであり、約２．３より大きいギア減速比を有する。

開示の一実施例では、ガスタービンエンジン２０は、約１０（１０：１）より大きいバイパス比を含み、ファン直径は、低圧圧縮機４４の外径に比べて著しく大きい。一方、当然ながら、上記のパラメータは、歯車減速機構を含むガスタービンエンジンの一実施例を例示したに過ぎず、本開示はその他のガスタービンエンジンにも適用可能である。

高バイパス比に起因するバイパス流Ｂにより、相当量の推力がもたらされる。エンジン２０のファンセクション２２は、特定の飛行条件、一般的には、マッハ約０．８、約３５，０００フィートの巡航用に設計される。エンジンが最適な燃料消費率−バケット巡航（ｂｕｃｋｅｔｃｒｕｉｓｅ）スラスト燃料消費率（ＴＳＦＣ）としても知られる−を有するマッハ０．８、高度３５，０００フィートの飛行条件は、エンジンがその最小点で発生するスラストのポンドフォース（ｌｂｆ）で割った、燃焼される一時間当たりの燃料のポンド質量（ｌｂｍ）の工業規格のパラメータである。

「低ファン圧力比（low fan pressure ratio）」は、ファン出口ガイドベーン（ＦＥＧＶ）装置のない、ファンブレードのみに亘る圧力比である。これに限定し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１．５０未満である。これに限定しない別の実施例では低ファン圧力比は約１．４５未満である。また、これに限定しないその他の実施例では低ファン圧力比は約１．４０未満、あるいは約１．３０未満である。

「低修正ファン先端速度（low corrected fan tip speed）」は、工業規格の温度修正［（Ｔ_ram °Ｒ）／（５１８．７°Ｒ）］^0.5で割った実際のファン先端速度ｆｔ／ｓｅｃである。これに限定しない一実施例による本明細書に記載の「低修正ファン先端速度」は約１２００ｆｔ／ｓｅｃ未満である。別の実施例では、ファン先端速度は約１１５０ｆｔ／ｓｅｃ未満である。また別の実施例では、ファン先端速度は約１１００ｆｔ／ｓｅｃ未満である。

一例のガスタービンエンジンは、これに限定しない一実施例では約２６個未満のファンブレードを備えたファン４２を含む。これに限定しない別の実施例では、ファンセクション２２が約２０個未満のファンブレードを含む。さらに、開示の一実施例では、低圧タービン４６が、符号３４で概略的に示されるせいぜい約６個のタービンロータを含む。これに限定しない別の実施例では、低圧タービン４６が、約３個のタービンロータを含む。ファンブレードの数と低圧タービンロータの数との比率は、約３．３〜約８．６である。一例の低圧タービン４６がファンセクション２２を回転させる駆動力を提供し、従って、低圧タービン４６のタービンロータ３４の数と、ファンセクション２２のブレードの数との関係により、動力伝達効率の向上した一例のガスタービンエンジン２０が開示される。

ここで図２を参照すると、エンジン６２は、エンジン２０の変形例である。エンジン６２は、ファン流れ排気口６４と、一次流れ排気口６８と、を有する。概して、バイパス流れＢはファン流れ排気口６４を通して排出され、コア流Ｃは一次流れ排気口６８を通して排出される。

（ナセル７４の後方領域の）ナセルノズル７２と、エンジンケーシング７８との間にファン流れ排気口６４が設けられる。（ケーシング７８の後方領域の）ケーシングノズル８２と、テールコーン８４との間に一次流れ排気口６８が設けられる。一次流れ排気口６８を通流する流れは低圧タービン４６を通して膨張される。

運転中、「エンジン排気流速度比」（または「排気速度比」）と称される、ファン流れ排気口６４を通流する流れの速度の、一次流れ排気口６８を通流する流れの速度に対する比率は、約０．７５〜約０．９０の範囲である。換言すれば、排気速度比＝（ファン流れ排気速度）／（一次流れ排気速度）である。特に、２．３〜４．２の減速比を有する（特に、約６．０を上回るバイパス比、約１．５０未満のファン圧力比、約１２００ｆｔ／ｓｅｃ未満のファン先端速度、および、約５．０を上回る低圧タービン圧力比のうち一つ以上と組み合わせて使用した場合の）ギアード・エンジン設計では、上記の所望の範囲の排気速度比は、この範囲を超えた関係を有するエンジンと比較して、全燃料消費率を低減することが判明した。

エンジン６２およびナセル７４の形態は、巡航運転時に上記の範囲の排気速度比を達成するように選択される。ファン圧力比、全ファン入口流れ、およびバイパス比は、所望の排気速度比を達成するように選択される。

ファン圧力比の変更は、ファンブレードの数、および／または、例えば、形状、翼弦長、傾斜度、反りなどに関するファンブレードの形態を変更することによって達成される。ファン流れのノズルのスロート領域はファンノズル７２の出口における最小の流量範囲である。一次流れのノズルのスロート領域は、テールコーン８４に亘る一次ノズル８２の出口における最小の流量範囲である。それらの領域は、選択された全ファン流れおよびバイパス比を達成する値に設計されうる。それらの形態の組合せの選択により、エンジン６２が所望の排気速度比で運転される。

特に、排気速度比の上記のエンベロープ内で運転するように設計されたエンジンは、たとえエンジンがそのエンベロープ内で連続的に運転しないとしても、本発明の範囲に含まれる。本発明の開示の利益を受ける当業者は、例えば、その設計されたファン流れ排気口およびその他のパラメータに基づいて、特定の運転条件時のエンジン排気流速度比を計算しうる。

一例では、このエンジン６２は、約３５，０００フィートを巡航し、かつ約０．８０のマッハ数の巡航出力条件で運転する際に、この範囲内のファン流れ排気速度と一次流れ排気速度との関係を示す。プローブ８６，９０が、ファン流れ排気口６４および一次流れ排気口６８またはその近傍に配置されて、各々の圧力および流れの温度を測定し、それらから、設計されたファン流れ排気口および一次流れ排気口が所望の排気速度比を生じさせているかを確認するように排気速度が求められる。

エンジン６２の特徴の一つは、エンジン６２が約３５，０００フィートを巡航し、かつ約０．８０のマッハ数の巡航出力条件で運転する際に、エンジン６２のファン圧力比が約１．４５未満であることである。

エンジン６２の別の特徴は、エンジン６２の設計されたバイパス比が約８．０よりも大きいことである。エンジン６２が約８．０よりも大きい設計されたバイパス比を有するようにエンジン６２を通して流れを積極的に流す必要はない。

エンジン６２のさらに別の特徴は、歯車減速構造４８が約２．３〜４．２の減速比を有することである。

エンジン６２のさらに別の特徴は、高圧圧縮機の出口のコア温度が離陸時に約１１５０〜１３５０°Ｆ（６２１．１〜７３２．２°Ｃ）の範囲となることである。特に、海抜ゼロで真夏日の離陸時には、その温度は約１１５０〜１３５０°Ｆの範囲である。

一例では、エンジンが約３５，０００フィートを巡航し、かつ約０．８０のマッハ数の巡航出力条件で運転する際のファン流れ排気速度は約１１７５ｆｔ／ｓ（３５８ｍ／ｓ）未満である。

開示の実施例の特徴は、推進効率およびエンジン総合効率を向上させることにより燃料消費率を有利に低減させる、ファン流れの一次流れに対する排気速度の関係を含む。

例示の実施例について開示したが、本発明の範囲内である程度の変更が行われうることが当業者にとって理解されるであろう。そのため、本発明の開示の範囲および要旨を画定するために以下の特許請求の範囲を検討すべきである。

２０…ガスタービンエンジン
２２…ファンセクション
２４…圧縮機セクション
２６…燃焼器セクション
２８…タービンセクション
３０…低速スプール
３２…高速スプール
３４…タービンロータ
３６…静止構造
３８…ベアリングシステム
４０…内側シャフト
４２…ファン
４４…低圧圧縮機
４６…低圧タービン
４８…歯車減速構造
５０…外側シャフト
５２…高圧圧縮機
５４…高圧タービン
５６…燃焼器
５８…中間タービンフレーム
６０…ベーン
Ａ…長手方向中心軸
Ｂ…バイパス流路
Ｃ…コア流路

Claims

駆動軸を有するファンであって、バイパスダクトおよびエンジンコアに空気を案内するように構成されたファンと、
前記ファンの前記駆動軸に回転可能に連結された歯車減速構造と、
第１の圧縮機セクションと、
を備えたガスタービンエンジンであって、
前記ガスタービンエンジンは、前記第１の圧縮機セクションの出口のコア温度が離陸時に１１５０〜１３５０°Ｆ（６２１．１〜７３２．２°Ｃ）の範囲となるように構成され、
前記ガスタービンエンジンは、ファン流れ排気速度を一次流れ排気速度で割った比率が、０．７５〜０．９０の範囲となるように構成され、
前記バイパスダクトを通流する空気の体積を、前記エンジンコアを通流する空気の体積で割った比率が、８．０よりも大きいことを特徴とする、ガスタービンエンジン。
前記第１の圧縮機セクションが、高圧圧縮機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。
前記ファン流れ排気速度を一次流れ排気速度で割った比率は、該エンジンが約３５，０００フィートを巡航し、かつ約０．８０のマッハ数の巡航出力条件で運転するときの範囲であるように前記エンジンが構成され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。
前記エンジンが約３５，０００フィートを巡航し、かつ約０．８０のマッハ数の巡航出力条件で運転するとき、前記ファンのブレードに亘る空気圧力比が、１．４５未満となるように構成されることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
前記ファン流れ排気速度を一次流れ排気速度で割った比率は、該ファン流れ排気速度が１１７５ｆｔ／ｓ未満である時の範囲であるように前記エンジンが構成され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。
前記ファンが、２６個未満のファンブレードを有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。
前記ファンが、２０個未満のファンブレードを有することを特徴とする請求項６に記載のガスタービンエンジン。
駆動軸を有するファンであって、バイパスダクトおよびエンジンコアに空気を案内するように構成されたファンと、
前記ファンの前記駆動軸に回転可能に連結された歯車減速構造であって、２．３以上の減速比を有する歯車減速構造と、
第１の圧縮機セクションと、
を備えたガスタービンエンジンであって、
前記ガスタービンエンジンは、前記第１の圧縮機セクションの出口のコア温度が離陸時に１１５０〜１３５０°Ｆ（６２１．１〜７３２．２°Ｃ）の範囲となるように構成され、
前記バイパスダクトを通流する空気の体積を、前記エンジンコアを通流する空気の体積で割った比率が、８．０よりも大きく、
前記ガスタービンエンジンは、ファン流れ排気速度を一次流れ排気速度で割った比率が、０．７５よりも大きくなるように構成されることを特徴とする、ガスタービンエンジン。
前記第１の圧縮機セクションが、高圧圧縮機であ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。
前記ファン流れ排気速度を一次流れ排気速度で割った比率は、該エンジンが約３５，０００フィートを巡航し、かつ約０．８０のマッハ数の巡航出力条件で運転するときの範囲であるように前記エンジンが構成され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。
前記エンジンが約３５，０００フィートを巡航し、かつ約０．８０のマッハ数の巡航出力条件で運転するとき、前記ファンのブレードに亘る空気圧力比が、１．４５未満となるように構成され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。
前記ファン流れ排気速度を一次流れ排気速度で割った比率は、該ファン流れ排気速度が１１７５ｆｔ／ｓ未満である時の範囲であるように前記エンジンが構成され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。
前記ファンが、２６個未満のファンブレードを有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。
前記ファンが、２０個未満のファンブレードを有す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。
駆動軸を有するファンであって、バイパスダクトおよびエンジンコアに空気を案内するように構成されたファンと、
前記ファンの前記駆動軸に回転可能に連結された歯車減速構造であって、２．３以上の減速比を有する歯車減速構造と、
第１の圧縮機セクションと、
を備えたガスタービンエンジンであって、
前記ガスタービンエンジンは、前記第１の圧縮機セクションの出口のコア温度が離陸時に１１５０〜１３５０°Ｆ（６２１．１〜７３２．２°Ｃ）の範囲となるように構成され、
前記バイパスダクトを通流する空気の体積を、前記エンジンコアを通流する空気の体積で割った比率が、８．０よりも大きく、
前記ガスタービンエンジンは、ファン流れ排気速度を一次流れ排気速度で割った比率が、０．９０未満となるように構成されることを特徴とする、ガスタービンエンジン。
前記第１の圧縮機セクションが、高圧圧縮機であることを特徴とする請求項１５に記載のガスタービンエンジン。
前記ファン流れ排気速度を一次流れ排気速度で割った比率は、該エンジンが約３５，０００フィートを巡航し、かつ約０．８０のマッハ数の巡航出力条件で運転するときの範囲であるように前記エンジンが構成されることを特徴とする請求項１５に記載のガスタービンエンジン。
前記エンジンが約３５，０００フィートを巡航し、かつ約０．８０のマッハ数の巡航出力条件で運転するとき、該エンジンにおける前記ファンのブレードに亘る空気圧力比が、１．４５未満となるように構成されることを特徴とする請求項１５に記載のガスタービンエンジン。
前記ファン流れ排気速度を一次流れ排気速度で割った比率は、該ファン流れ排気速度が１１７５ｆｔ／ｓ未満である時の範囲であるように前記エンジンが構成されることを特徴とする請求項１５に記載のガスタービンエンジン。
駆動軸を有するファンであって、バイパスダクトおよびエンジンコアに空気を案内するように構成されたファンと、
前記ファンの前記駆動軸に回転可能に連結された歯車減速構造であって、２．３〜４．２の間の第１の範囲の減速比を有する歯車減速構造と、
を備えたガスタービンエンジンであって、
前記ガスタービンエンジンは、ファン流れ排気速度を一次流れ排気速度で割った比率が、該エンジンが約３５，０００フィートを巡航し、かつ約０．８０のマッハ数の巡航出力条件で運転するときに０．７５〜０．９０の間の第２の範囲となるように構成され、
前記エンジンが約３５，０００フィートを巡航し、かつ約０．８０のマッハ数の巡航出力条件で運転するとき、前記ファンのブレードに亘る空気圧力比が、１．５０未満となるように構成され、
前記バイパスダクトを通流する空気の体積を、前記エンジンコアを通流する空気の体積で割った比率が、８．０よりも大きいことを特徴とする、ガスタービンエンジン。
前記エンジンが約３５，０００フィートを巡航し、かつ約０．８０のマッハ数の巡航出力条件で運転するとき、前記ファンのブレードに亘る空気圧力比が、１．４５未満となるように構成されることを特徴とする請求項２０に記載のガスタービンエンジン。
前記ファン流れ排気速度を一次流れ排気速度で割った比率は、該ファン流れ排気速度が１１７５ｆｔ／ｓ未満である時の範囲であるように前記エンジンが構成されることを特徴とする請求項２０に記載のガスタービンエンジン。
前記ファン流れ排気速度を一次流れ排気速度で割った比率は、該ファン流れ排気速度が１１７５ｆｔ／ｓ未満である時の範囲であるように前記エンジンが構成されることを特徴とする請求項２１に記載のガスタービンエンジン。
前記ファンブレードの先端速度が、１２００ｆｔ／ｓ未満であることを特徴とする請求項２１に記載のガスタービンエンジン。
前記ファンブレードの先端速度が、１１５０ｆｔ／ｓ未満であることを特徴とする請求項２４に記載のガスタービンエンジン。
前記ファンブレードの先端速度が、１２００ｆｔ／ｓ未満であることを特徴とする請求項２３に記載のガスタービンエンジン。
前記ファンブレードの先端速度が、１１５０ｆｔ／ｓ未満であることを特徴とする請求項２６に記載のガスタービンエンジン。
第１の圧縮機セクションをさらに備え、
前記ガスタービンエンジンは、前記第１の圧縮機セクションの出口のコア温度が離陸時に１１５０〜１３５０°Ｆ（６２１．１〜７３２．２°Ｃ）の範囲となるように構成されることを特徴とする請求項２０に記載のガスタービンエンジン。
前記エンジンが約３５，０００フィートを巡航し、かつ約０．８０のマッハ数の巡航出力条件で運転するとき、前記ファンのブレードに亘る空気圧力比が、１．４５未満となるように構成され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。
前記ファンブレードの先端速度が、１２００ｆｔ／ｓ未満であることを特徴とする請求項２９に記載のガスタービンエンジン。