特許 6336648 ガスタービンエンジン

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】6336648

(24)【登録日】2018年5月11日

(45)【発行日】2018年6月6日

(54)【発明の名称】ガスタービンエンジン

(51)【国際特許分類】

   F02C 3/107 20060101AFI20180528BHJP

   F02C 7/00 20060101ALI20180528BHJP

   F02C 3/067 20060101ALI20180528BHJP

   F02K 3/06 20060101ALI20180528BHJP

   F02K 3/072 20060101ALI20180528BHJP

   F02C 7/32 20060101ALI20180528BHJP

   F02C 7/36 20060101ALI20180528BHJP

【ＦＩ】

   F02C3/107

   F02C7/00 F

   F02C3/067

   F02K3/06

   F02K3/072

   F02C7/32

   F02C7/36

【請求項の数】12

【全頁数】10

(21)【出願番号】特願2017-55238(P2017-55238)

(22)【出願日】2017年3月22日

(62)【分割の表示】特願2015-542697(P2015-542697)の分割

【原出願日】2013年11月7日

(65)【公開番号】特開2017-160911(P2017-160911A)

(43)【公開日】2017年9月14日

【審査請求日】2017年3月22日

(31)【優先権主張番号】61/726,211

(32)【優先日】2012年11月14日

(33)【優先権主張国】US

(31)【優先権主張番号】13/719,620

(32)【優先日】2012年12月19日

(33)【優先権主張国】US

(73)【特許権者】

【識別番号】590005449

【氏名又は名称】ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション

【氏名又は名称原語表記】ＵＮＩＴＥＤ ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＩＥＳ ＣＯＲＰＯＲＡＴＩＯＮ

(74)【代理人】

【識別番号】100086232

【弁理士】

【氏名又は名称】小林 博通

(74)【代理人】

【識別番号】100092613

【弁理士】

【氏名又は名称】富岡 潔

(72)【発明者】

【氏名】シュワルツ，フレデリック，エム．

(72)【発明者】

【氏名】グラーン，ジョーン，エー．

【審査官】 山崎 孔徳

(56)【参考文献】

【文献】 特開平０９−１７７６０７（ＪＰ，Ａ）

【文献】 欧州特許出願公開第０２０７１１３９（ＥＰ，Ａ１）

【文献】 米国特許第０８２９１６９０（ＵＳ，Ｂ１）

【文献】 米国特許出願公開第２０１２／０２７５９０４（ＵＳ，Ａ１）

【文献】 特開２００４−００３４８８（ＪＰ，Ａ）

【文献】 米国特許出願公開第２０１２／０２７２６５８（ＵＳ，Ａ１）

【文献】 特開２００８−０１９８５６（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開２００７−０２４０５２（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開２００７−０２４０４８（ＪＰ，Ａ）

(58)【調査した分野】（Int.Cl.，ＤＢ名）

Ｆ０２Ｃ ３／１０７

Ｆ０２Ｃ ３／０６７

Ｆ０２Ｃ ７／００

Ｆ０２Ｃ ７／３２

Ｆ０２Ｃ ７／３６

Ｆ０２Ｋ ３／０６

Ｆ０２Ｋ ３／０７２

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

ガスタービンエンジンの設計方法であって、このガスタービンエンジンは、
ファンと、
前記ファンと流体連通する圧縮機セクションと、
前記圧縮機セクションと流体連通する燃焼セクションと、
前記燃焼セクションと流体連通するタービンセクションと、を備え、
前記タービンセクションが、第１のタービンセクションおよび第２のタービンセクションを含み、
前記第１のタービンセクションが、第１の出口点において第１の出口面積を有し、かつ第１の速度で回転し、
前記第２のタービンセクションが、第２の出口点において第２の出口面積を有し、かつ前記第１の速度よりも高い第２の速度で回転し、
前記方法は、
前記第１のタービンセクションを２つのベアリング上に支持し、第１のベアリングは、前記第１のタービンセクションと前記第２のタービンセクションとの中間に位置する中間タービンフレーム内に取り付けられ、第２のベアリングは、前記第１のタービンセクションを取り付けるとともに、前記第１のタービンセクションの下流側の排気ケース内に支持されており、
前記ファンが前記第１のタービンセクションよりも低速度で回転するように、前記ファンと前記第１のタービンセクションによって駆動される低スプールとの間にギヤ減速装置を設け、
第２の性能量に対する第１の性能量の比が、約０．８〜約１．５となるように設定することを含み、
第１の性能量は、前記第１の速度の自乗と前記第１の面積との積として定義され、第２の性能量は、前記第２の速度の自乗と前記第２の面積との積として定義されることを特徴とするガスタービンエンジンの設計方法。

【請求項2】

前記圧縮機セクションが、第１の圧縮機セクションおよび第２の圧縮機セクションを含み、前記第１のタービンセクションおよび前記第１の圧縮機セクションが第１の方向に回転し、前記第２のタービンセクションおよび前記第２の圧縮機セクションが第２の反対方向に回転する、請求項１に記載のエンジンの設計方法。

【請求項3】

前記ファンが、前記第２の反対方向に回転する、請求項１に記載のエンジンの設計方法。

【請求項4】

前記ギヤ減速装置のギヤ比が約２．３よりも大きい、請求項１に記載のエンジンの設計方法。

【請求項5】

前記ギヤ比が約２．５よりも大きい、請求項４に記載のエンジンの設計方法。

【請求項6】

前記比が約１．０以上となるように設定することを含む、請求項１に記載のエンジンの設計方法。

【請求項7】

前記ファンが、空気の一部をバイパスダクトに送り、バイパス比が、前記バイパスダクト内に送られる空気の前記一部を前記圧縮機セクション内に送られる空気量で除算した値として定義され、前記バイパス比が約６．０よりも大きい、請求項２に記載のエンジンの設計方法。

【請求項8】

前記バイパス比が約１０．０よりも大きい、請求項７に記載のエンジンの設計方法。

【請求項9】

前記ファンが２６個以下のブレードを有する、請求項１に記載のエンジンの設計方法。

【請求項10】

前記第１のタービンセクションが少なくとも３段のステージを有する、請求項１に記載のエンジンの設計方法。

【請求項11】

前記第１のタービンセクションが６段までのステージを有する、請求項１に記載のエンジンの設計方法。

【請求項12】

前記第１のタービンセクションにわたる圧力比が約５：１よりも大きい、請求項１に記載のエンジンの設計方法。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本出願は、低圧タービンセクションが、高圧タービンセクションの速度および遠心引張応力に対して従来技術のエンジンよりも高い速度および遠心引張応力で回転する、ガスタービンエンジンに関する。

【背景技術】

【0002】

本出願は、２０１２年１１月１４日に出願された仮出願第６１／７２６２１１号に対する優先権を主張する。

【0003】

ガスタービンエンジンは、周知であり、典型的には空気を低圧圧縮機セクションに送るファンを備える。空気は、低圧圧縮機セクション内で圧縮され、高圧圧縮機セクションに送られる。空気は、高圧圧縮機セクションから燃焼セクションに導かれ、燃料と混合されて点火される。この燃焼の生成物は、高圧タービンセクションを介して下流側に、その後低圧タービンセクションに送られる。

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0004】

伝統的に、多くの従来技術のエンジンでは、低圧タービンセクションは、低圧圧縮機セクションおよびファンの両方を直接に駆動する。コア直径に対してファン直径をより大きくすることにより燃料消費が改善されるので、業界ではファン直径を大きくする傾向がある。しかしながら、ファン直径が増加すると、高いファンブレードの先端速度が圧縮作用に起因する効率の低下をもたらすことがある。これにより、ファン速度、したがって低圧圧縮機セクションおよび低圧タービンセクション（いずれも、歴史的に低圧スプールを介してファンに連結された）の速度は、設計上の制約となっていた。近年、低圧スプール（低圧圧縮機セクションおよび低圧タービンセクション）とファンとの間にギヤ減速が提案された。

【課題を解決するための手段】

【0005】

主な実施形態では、ガスタービンエンジンのタービンセクションは、第１および第２のタービンセクションを有する。第１のタービンセクションは、第１の出口面積を有し、第１の速度で回転する。第２のタービンセクションは、第２の出口面積を有し、第１の速度よりも速い第２の速度で回転する。第１の性能量は、第１の速度の自乗と第１の面積の積として定義される。第２の性能量は、第２の速度の自乗と第２の面積の積として定義される。第２の性能量に対する第１の性能量の比は、約０．５〜約１．５である。第１のタービンセクションは、２つのベアリング上に支持され、第１のベアリングが第１のタービンセクションと第２のタービンセクションの中間に位置する中間タービンフレーム内に取り付けられ、第２のベアリングが第１のタービンセクションを取り付けるとともに、第１のタービンセクションの下流側に延在する支持体を有する。

【0006】

前の実施形態による別の実施形態では、上記比は約０．８以上である。

【0007】

前の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、第１のタービンセクションは少なくとも３段のステージを有する。

【0008】

前の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、第１のタービンセクションは６段までのステージを有する。

【0009】

前の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、第２のタービンセクションは、２段以下のステージを有する。

【0010】

前の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、第１のタービンセクションにわたる圧力比は約５：１よりも大きい。

【0011】

別の主な実施形態では、ガスタービンエンジンは、ファン、およびファンと流体連通する圧縮機セクションを有する。燃焼セクションは、圧縮機セクションと流体連通する。タービンセクションは、燃焼セクションと流体連通する。タービンセクションは、第１のタービンセクションおよび第２のタービンセクションを含む。第１のタービンセクションは、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のタービンセクションは、第２の出口点において第２の出口面積を有し、第１の速度よりも高い第２の速度で回転する。第１の性能量は、第１の速度の自乗と第１の面積の積として定義される。第２の性能量は、第２の速度の自乗と第２の面積の積として定義される。第２の性能量に対する第１の性能量の比は、約０．５〜約１．５である。第１のタービンセクションは、２つのベアリング上に支持され、第１のベアリングが第１のタービンセクションと第２のタービンセクションの中間に位置する中間タービンフレーム内に取り付けられ、第２のベアリングが第１のタービンセクションを取り付けるとともに、第１のタービンセクションの下流側の排気ケース内に支持される。

【0012】

前の実施形態による別の実施形態では、上記比は約０．８以上である。

【0013】

前の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、圧縮機セクションが第１の圧縮機セクションおよび第２の圧縮機セクションを含む。第１のタービンセクションおよび第１の圧縮機セクションは、第１の方向に回転する。第２のタービンセクションおよび第２の圧縮機セクションは、第２の反対方向に回転する。

【0014】

前の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、ギヤ減速装置がファンと第１のタービンセクションによって駆動される低スプールとの間に含まれ、これにより、ファンが第１のタービンセクションよりも低い速度で回転する。

【0015】

前の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、ファンが第２の反対方向に回転する。

【0016】

前の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、ギヤ減速装置のギヤ比が約２．３よりも大きい。

【0017】

前の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、ギヤ比が約２．５よりも大きい。

【0018】

前の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、前記比が約１．０以上である。

【0019】

前の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、ファンが空気の一部をバイパスダクト内に送る。バイパス比は、バイパスダクト内に送られる空気の一部を圧縮機セクション内に送られる空気の量によって除算した比として定義され、このバイパス比は約６．０よりも大きい。

【0020】

前の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、バイパス比が約１０．０よりも大きい。

【0021】

前の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、ファンが２６個以下のブレードを有する。

【0022】

前の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、第１のタービンセクションが少なくとも３段のステージを有する。

【0023】

前の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、第１のタービンセクションが６段までのステージを有する。

【0024】

前の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、第１のタービンセクションにわたる圧力比が約５：１よりも大きい。

【0025】

これらおよび他の特徴は、以下の明細書およ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。

【図面の簡単な説明】

【0026】

【図1】ガスタービンエンジンの説明図である。

【図2】ファンドライブおよび、低スプールと高スプールの配設の概略図である。

【図3】取り付け特徴部の説明図である。

【発明を実施するための形態】

【0027】

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、本明細書では２スプールターボファンとして開示され、通常、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を組み込む。代替となるエンジンでは、他のシステムまたは特徴の中にオーグメンタセクション（図示せず）を含む場合がある。ファンセクション２２は、空気をバイパス流路Ｂに沿って駆動し、一方圧縮機セクション２４は、空気をコア流路Ｃに沿って駆動し、圧縮して燃焼器セクション２６内に送り、その後タービンセクション２８を介して膨張させる。開示された非限定的な実施形態では、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、本明細書に記載のコンセプトは、本教示が３スプール構造を含む他のタイプのタービンエンジンにも適用できるので、ターボファンに使用することに限定されないことを理解されたい。

【0028】

エンジン２０は、通常、いくつかのベアリングシステム３８を介してエンジン静止構造３６に対してエンジン長手方向中心軸Ａを中心と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。様々な位置の様々なベアリングシステム３８が、代わりにまたは追加で、提供できることを理解されたい。

【0029】

低速スプール３０は、通常、ファン４２、低圧（または第１の）圧縮機セクション４４、および低圧（または第１の）タービンセクション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、ギヤード構造４８を介してファン４２に接続され、ファン４２を低速スプール３０よりも低速度で駆動する。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および高圧（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。燃焼器５６は、高圧圧縮機セクション５２と高圧タービンセクション５４との間に配設される。エンジン静止構造３６の中間タービンフレーム５７は、通常、高圧タービンセクション５４と低圧タービンセクション４６との間に配設される。中間タービンフレーム５７は、タービンセクション２８内のベアリングシステム３８をさらに支持する。本明細書では、高圧タービンセクションは、低圧タービンセクションよりも高い圧力を受ける。低圧タービンセクションは、ファン４２に動力供給するセクションである。内側シャフト４０および外側シャフト５０は、同心であり、それらの長手方向軸と同一直線上にあるエンジン長手方向中心軸Ａを中心としてベアリングシステム３８を介して回転する。高および低スプールは、共回転または逆回転のいずれかが可能である。

【0030】

コア空気流Ｃは、低圧圧縮機セクション４４、続いて高圧圧縮機セクション５２によって圧縮され、燃焼器５６内で燃料と混合されて燃焼し、その後高圧タービンセクション５４および低圧タービンセクション４６にわたって膨張する。中間タービンフレーム５７は、コア空気流路内にあるエアフォイル５９を含む。タービンセクション４６、５４は、膨張に応答して、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。

【0031】

一実施例のエンジン２０は、高バイパスギヤード航空機エンジンである。バイパス比は、バイパス路Ｂ内に送られる空気量をコア路Ｃ内への空気量によって除算した比である。さらなる実施例では、エンジン２０のバイパス比は、約６よりも大きく、１０よりも大きい実施例の実施形態を含み、ギヤード構造４８は、約２．３よりも大きいギヤ減速比を有する遊星ギヤシステムまたは他のギヤシステムのような遊星ギア列であり、低圧タービンセクション４６は、約５よりも大きい圧力比を有する。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、ファン直径は、低圧圧縮機セクション４４の直径よりも著しく大きく、低圧タービンセクション４６は、約５：１よりも大きい圧力比を有する。いくつかの実施形態では、高圧タービンセクションは、２段以下のステージを有することができる。一方、低圧タービンセクション４６は、いくつかの実施形態では、３〜６段のステージを有する。さらに、低圧タービンセクション４６の圧力比は、排気ノズルの前の低圧タービンセクション４６の出口における全圧に対する低圧タービンセクション４６の入口の前で計測された全圧である。ギヤード構造４８は、約２．５：１よりも大きいギヤ減速比を有する遊星ギヤシステムまたは他のギヤシステムのような遊星ギア列であることができる。しかしながら、上述のパラメータは、ギヤード構造エンジンの一実施形態の単なる例示であることと、本発明が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と、を理解されたい。

【0032】

高バイパス比により、スラストのかなりの量はバイパス流Ｂによって提供される。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マッハかつ約３５，０００フィートの巡航、で設計される。０．８マッハかつ３５，０００フィートの飛行条件では、エンジンの燃料消費が最良であり、「バケット巡航推力当たり燃料消費率（「ＴＳＦＣ」）としても知られている。ＴＳＦＣは、ｌｂｍで示す１時間当たりの燃料消費率を、エンジンが前記の飛行条件で生成するｌｂｆで示す推力で除算した業界標準のパラメータである。「低ファン圧力比」は、ファン出口ガイドベーンの前の、ファンブレードのみにわたる全圧の比である。非限定的な一実施形態によって本明細書で開示される低ファン圧力は、約１．４５より小さい。「低補正ファン先端速度」は、ｆｔ／秒を単位とする実際のファン先端速度を［（Ｔｒａｍ°Ｒ）／（５１８．７°Ｒ）］^0.5の業界標準の温度補正値で除算した値である。非限定的な一実施形態によって本明細書に開示される「低補正ファン先端速度」は、約１１５０ｆｔ／秒よりも小さい。さらに、ファン４２は、２６個以下のブレードを有することができる。

【0033】

出口面積４００は、図１および図２において、高圧タービンセクション５４の出口位置に示される。低圧タービンセクションの出口面積は、低圧タービンセクションの出口４０１において画定される。図２に示すように、タービンエンジン２０は逆回転することができる。これは、低圧タービンセクション４６および低圧圧縮機セクション４４が一方向に回転し、高圧タービンセクション５４および高圧圧縮機セクション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。ギヤ減速装置４８は、例えばエピサイクリックトランスミッション（例えば、太陽、リング、および星ギヤを備える）であってもよく、ファン４２が高スプール３２と同じ方向に回転するように選択される。様々な量および動作範囲を含むこの配設により、ならびに上述の他の構造により、非常に高い速度を低圧スプールに提供することができる。低圧タービンセクションおよび高圧タービンセクションは、多くの場合、それぞれの速度の自乗が乗算されたタービンセクションの出口面積である性能量を考察して評価される。この性能量（「ＰＱ」）は以下のように定義される。

式１：ＰＱ_ltp＝（Ａ_lptｘＶ_lpt²）

式２：ＰＱ_hpt＝（Ａ_hptｘＶ_hpt²）

ここで、Ａ_lptは、低圧タービンセクションの出口における（例えば、４０１における）低圧タービンセクションの面積であり、Ｖ_lptは、低圧タービンセクションの速度であり、Ａ_hptは、高圧タービンセクションの出口における（例えば、４００における）高圧タービンセクションの面積であり、Ｖ_hptは、高圧タービンセクションの速度である。

【0034】

したがって、高圧タービンセクションの性能量に対する低圧タービンセクションの性能量の比は、以下のようになる。

式３：（Ａ_lptｘＶ_lpt²）／（Ａ_hptｘＶ_hpt²）＝ＰＱ_ltp／ＰＱ_hpt

上述の設計によって作られたタービンの一実施形態では、低圧タービンセクションおよび高圧タービンセクションの面積は、それぞれ５５７．９ｉｎ²および９０．６７ｉｎ²である。さらに、低圧タービンセクションおよび高圧タービンセクションの速度は、それぞれ１０１７９ｒｐｍおよび２４３４６ｒｐｍである。したがって、上記の式１および２を使用すると、低圧タービンセクションおよび高圧タービンセクションの性能量は、以下のようになる。

式１：ＰＱ_ltp＝（Ａ_lptｘＶ_lpt²）＝（５５７．９ｉｎ²）（１０１７９ｒｐｍ）²＝５７８０５１５７６７３．９ｉｎ²ｒｐｍ²

式２：ＰＱ_hpt＝（Ａ_hptｘＶ_hpt²）＝（９０．６７ｉｎ²）（２４３４６ｒｐｍ）²＝５３７４２６２２００９．７２ｉｎ²ｒｐｍ²

上記の式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、以下のようになる。

比＝ＰＱ_ltp／ＰＱ_hpt＝５７８０５１５７６７３．９ｉｎ²ｒｐｍ²／５３７４２６２２００９．７２ｉｎ²ｒｐｍ²＝１．０７５

別の実施形態では、比は約０．５であり、もう１つの実施形態では、比は約１．５であった。ＰＱ_ltp／ＰＱ_hptの比が０．５〜１．５の範囲内にあると、全体として非常に効率的なガスタービンエンジンが得られる。より厳密には、約０．８以上のＰＱ_ltp／ＰＱ_hptの比はより効率的である。さらに厳密には、１．０以上のＰＱ_ltp／ＰＱ_hptの比はさらに効率的である。これらのＰＱ_ltp／ＰＱ_hptの比によって、特に、タービンセクションを直径および軸長さの両方において従来技術よりもはるかに小さくすることができる。さらに、エンジン全体の効率が大幅に向上する。

【0035】

低圧圧縮機セクションもまた、この配設によって改善され、従来の低圧圧縮機セクションよりも高圧圧縮機セクションのように動作する。それは、従来技術よりも効率的であり、より少ないステージでより多くの仕事を提供することができる。低圧圧縮機セクションは、半径をより小さく、長さをより短くすることができ、同時にエンジンの全体的な圧力比の設計目標の達成に向けてより貢献することができる。

【0036】

図３は、上述の特徴を有するエンジンのための取り付け配設を示す。タービンセクションの開発に伴い、最低圧タービンからファンを駆動するためのシャフトがますます細く、長くなっている。

【0037】

図３では、より高圧のシャフト１０２が、１１４で或る方法で取り付けられた前方ベアリング１１６によって支持されて示されている。シャフト１０２はまた、好ましくは中間タービンフレーム１００を介して、下流位置のベアリング１０４によって取り付けられる。中間タービンフレーム１００は、高圧タービン５４の下流側端部と低圧タービン４６の上流側端部との中間にあることが示されている。中間タービンフレーム１００はまた、低圧またはファン駆動シャフト１０６を支持するベアリング１０８に取り付けられる。ファン駆動シャフト１０６の下流側端部は、タービン排気ケース１１０内の１１３で取り付けられたベアリング１１２内で支持される。すなわち、ベアリング取り付け部１１３は、低圧タービン４６の下流側に延在する。

【0038】

周知のエンジンでは、ファン駆動シャフト１０６は、タービン排気ケース内に取り付けられた２つのベアリングによって支持されていた。このような配設では、ハブ１１５は、シャフト１０６の軸に沿って２つのベアリングを離間させることができる距離を制限する。従来技術では、これらのベアリングは、ファンドライブまたは低圧タービンセクション４６の限界速度に耐えなければならない。２つのベアリングは、そのような取り付け部によって十分な距離で常には離間されていなかった。

【0039】

中間タービンフレーム内にベアリング１０８を取り付け、タービン排気ケース内に下流側ベアリング１１２を取り付けることにより、かなり広い「ホイールベース」が２つのベアリング１０８および１１２の間に設けられ、限界速度の問題に対抗する非常に良好な支持が得られる。

【0040】

図３は、２つのタービンセクションを有するエンジン内の配設を示すが、それらの特徴は３つのタービンセクションを有するエンジンに対しても同様に適用することができる。３つのタービンセクションのエンジンでは、中間タービンフレームは、中間タービンと低圧タービンとの間に存在する。さらに、このようなエンジンでは、上述の面積と速度の比はまた、中間タービンセクションおよび最低圧タービンセクションに対しても当てはまる。

【0041】

実施形態が開示されたが、当業者であれば、特定の修正が本発明の範囲内に入るであろうことを認識するであろう。そのため、以下の特許請求の範囲は、本発明の真の範囲および内容を決定するために検討されるべきである。

【図1】

【図2】

【図3】