JP6027250B2 - 前方モーメントアームを有するガスタービンエンジン - Google Patents

Description

本発明は、ガスタービンエンジンに関し、特に、ガスタービンエンジンの重心に関する。

本出願は、２０１２年１０月１日に出願された米国仮特許出願第６１／７０８，５１０号の優先権を主張する。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、タービン部を含む。圧縮機部に入る空気は、圧縮されて、燃焼部内に送出され、そこで、それは、燃料と混合され、点火され、高速排気ガス流を生成する。高速排気ガス流は、タービン部を通して膨張し、圧縮機およびファン部を駆動する。圧縮機部は、典型的には、低圧および高圧圧縮機を含み、タービン部は、低圧および高圧タービンを含む。

ファン部が、エンジンの全体の推進効率を増大させるように、タービン部とは異なる速度で回転し得るように、エピサイクリックギアアセンブリ等の減速装置は、ファン部を駆動するために利用され得る。そのようなエンジン構造部では、タービン部のうちのいずれかによって駆動されるシャフトは、タービン部とファン部との両方が最適速度のより近くで回転し得るように、低減速度でファン部を駆動するエピサイクリックギアアセンブリへの入力を提供する。

ガスタービンエンジンの構造はエンジンの総重量に貢献し、平衡点は重心において画定される。ガスタービンエンジンの重心の位置は、どのようにエンジンが取り付けられ、かつどのように周囲のナセル構造体が構成されるかに影響する。エンジンの軸に沿って重心を前方に移動させると、内部モーメントアームが増大し、それによってエンジン搭載構造体にかかる荷重が増大する。エンジンの重心の位置は、材料および部品構成の選択によって影響される。

ギア構造部は推進効率を向上させたが、タービンエンジン製造業者は、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さらなる改善を求め続ける。

本開示の例示的な実施形態に係るガスタービンエンジンは、とりわけ、軸を中心として回転可能である複数のファンブレードであって、それぞれが前縁を含む複数のファンブレードと、後縁を有する最後方タービンブレードを含むタービン部と、軸を中心として複数のファンブレードを回転させるためのタービン部によって駆動されるギア構造部と、を備え、ガスタービンエンジンの重心が、複数のファンブレードの前縁と最後方タービンブレードの後縁との間の全長の約３５％〜約７５％である、最後方タービンブレードの後縁からの第１の軸方向距離に位置する。

上記ガスタービンエンジンのさらなる実施形態では、重心は実質的に軸に沿って配置される。

上記タービンエンジンの実施形態のうちのいずれかのさらなる実施形態では、重心は、エンジン取付構造体と、エンジンカウリング構造体と、ナセル構造体とを含まないガスタービンエンジンを構成する構造の重量を含めて決定される。

上記タービンエンジンの実施形態のうちのいずれかのさらなる実施形態では、重心は、ガスタービンエンジンの動作システム内に収容される流体の重量を含めて決定される。

上記タービンエンジンの実施形態のうちのいずれかのさらなる実施形態では、第１の軸方向距離は、複数のファンブレードの前縁と最後方タービンブレードの後縁との間の全長の約４０％〜約７０％である。

上記タービンエンジンの実施形態のうちのいずれかのさらなる実施形態では、複数のファンブレードは、ローター上に支持され、ローターおよびファンブレードが、約２６０．１９ｋｇ／ｍ ³ （約０．００９４ポンド／立方インチ）〜約４２６．２７ｋｇ／ｍ ³ （約０．０１５４０ポンド／立方インチ）の密度を有する。

上記タービンエンジンの実施形態のうちのいずれかのさらなる実施形態では、ギア構造部は、約６０８９．５８ｋｇ／ｍ ³ （約０．２２ポンド／立方インチ）〜約８３０３．９７ｋｇ／ｍ ³ （約０．３０ポンド／立方インチ）の密度を有するギアボックスを備える。

上記タービンエンジンの実施形態のうちのいずれかのさらなる実施形態では、重心は、ガスタービンエンジンの吊り上げ点を通って延びる垂直線と軸との交点に位置し、軸が垂直線に対して垂直である。

本開示の例示的な実施形態に係る別のガスタービンエンジンは、とりわけ、軸を中心として回転可能である複数のファンブレードであって、それぞれが前縁を含む複数のファンブレードと、後縁を有する最後方回転タービンブレードを含むタービン部と、軸を中心として複数のファンブレードを回転させるためのタービン部によって駆動されるギア構造部と、を備え、ターボファンエンジンの内部モーメントアームが、約３５％〜約７５％である、ターボファンエンジンの重心から最後方回転タービンブレードの後縁までの第１の距離と、複数のファンブレードの前縁と最後方タービンブレードの後縁との間の全長との比率を含む。

上記ガスタービンエンジンの他の実施形態では、比率は約４０％〜７０％である。

上記タービンエンジンの実施形態のうちのいずれかのさらなる実施形態では、ギア構造部は、約６０８９．５８ｋｇ／ｍ ³ （約０．２２ポンド／立方インチ）〜約８３０３．９７ｋｇ／ｍ ³ （約０．３０ポンド／立方インチ）の密度を有するギアボックスを備える。

上記タービンエンジンの実施形態のうちのいずれかのさらなる実施形態では、複数のファンブレードを支持するローターを含み、ローターおよびファンブレードが、約２６０．１９ｋｇ／ｍ ³ （約０．００９４ポンド／立方インチ）〜約４２６．２７ｋｇ／ｍ ³ （約０．０１５４０ポンド／立方インチ）の密度を有する。

上記タービンエンジンの実施形態のうちのいずれかのさらなる実施形態では、重心は、ターボファンエンジンの動作システム内に収容される流体の重量を含めて決定される。

上記タービンエンジンの実施形態のうちのいずれかのさらなる実施形態では、重心は、ターボファンエンジンの吊り上げ点を通って延びる垂直線と軸との交点に位置し、軸が垂直線に対して垂直である。

本開示の例示的な実施形態に係るガスタービンエンジンを組み立てる方法は、とりわけ、それぞれが前縁を含む複数のファンブレードを、回転軸を中心として支持することと、回転軸を中心として後縁を有する最後方タービンブレードを含むタービン部を支持することと、軸を中心として複数のファンブレードを回転させるためのタービン部によって駆動されるギア構造部を支持することと、複数のファンブレードの前縁と最後方タービンブレードの後縁との間の全長の約３５％〜約７５％である、最後方タービンブレードの後縁からの第１の軸方向距離にガスタービンエンジンの重心を配置するためにガスタービンエンジン構造体の構成部品を選択することと、を含む。

上記タービンエンジンの実施形態のうちのいずれかのさらなる実施形態では、複数のファンブレードをローター上に支持することを含み、ローターおよびファンブレードが、約２６０．１９ｋｇ／ｍ ³ （約０．００９４ポンド／立方インチ）〜約４２６．２７ｋｇ／ｍ ³ （約０．０１５４０ポンド／立方インチ）の密度を有する。

上記タービンエンジンの実施形態のうちのいずれかのさらなる実施形態では、ギア構造部を、約６０８９．５８ｋｇ／ｍ ³ （約０．２２ポンド／立方インチ）〜約８３０３．９７ｋｇ／ｍ ³ （約０．３０ポンド／立方インチ）の密度を有するギアボックスとして組み立てることを含む。

上記タービンエンジンの実施形態のうちのいずれかのさらなる実施形態では、複数のファンブレードの前縁と最後方タービンブレードの後縁との間の全長の約４０％〜７０％の範囲内に重心を配置するために、ガスタービンエンジンの構成部品を選択することを含む。

異なる例が図解に示された特定の構成要素を有するが、本開示の実施形態は、それらの特定の組み合わせに限定されるものではない。例のうちの１つからの構成要素または特徴のうちのいくつかを、例のうちの別の１つからの構成要素または特徴と組み合わせて用い得る。

本明細書に開示される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理解され得、そのうち、以下は簡単な説明である。

ガスタービンエンジンの例の重心の概略図である。 ガスタービンエンジンの例の重心の概略図である。

図１は、ファン部２２、圧縮機部２４、燃焼器部２６、およびタービン部２８を含むガスタービンエンジン２０の例を概略的に図解する。代替のエンジンは、他のシステムまたは特徴のうちのオーグメンタ部（図示せず）を含み得る。ファン部２２が、空気をバイパス流路Ｂに沿って送る一方、圧縮機部２４は、空気をコア流路Ｃに沿って吸い込み、そこでは空気が圧縮され、燃焼器部２６に連通される。燃焼器部２６において、空気は燃料と混合され、点火され、タービン部２８を通って膨張する高圧排気ガス流を生成し、タービン部２８では、エネルギーは抽出され、利用され、ファン部２２および圧縮機部２４を駆動する。

開示された非限定的な実施形態がターボファンガスタービンエンジンを描写するが、教示が他の種類のタービンエンジンに適用され得るように、本明細書に記載された概念が、ターボファンとの使用に限定されない、ことが理解されるべきである。例えば、教示は、共通の軸を中心として３軸が同心状に回転する３軸構造体を含むタービンエンジンに適用可能であり、このようなタービンエンジンは、低圧タービンにギアボックスを介してファンを駆動することを可能にさせる低スプール、中圧タービンに圧縮機部の第１の圧縮機を駆動することを可能にさせる中間スプール、および高圧タービンに圧縮機部の高圧圧縮機を駆動することを可能にさせる高スプールを含む。

エンジン２０の例は、概して、いくつかの軸受けシステム３８を介して、エンジンの静止構造体３６に対してエンジンの長手方向中心軸Ａを中心にした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けシステム３８が、代替的または追加的に提供され得る、ことが理解されるべきである。

低速スプール３０は、概して、ファン４２と低圧（または第１の）圧縮機部４４とを低圧（または第１の）タービン部４６に接続する内側シャフト４０を含む。内側シャフト４０は、ギア構造部４８等の変速装置を介してファン４２を駆動し、低速スプール３０よりも遅い速度でファン４２を駆動する。高速スプール３２は、高圧（または第２の）圧縮機部５２と高圧（または第２の）タービン部５４とを相互に接続する外側シャフト５０を含む。内側シャフト４０と外側シャフト５０は、同心であり、エンジンの長手方向中心軸Ａを中心として軸受けシステム３８を介して回転する。

燃焼器５６は、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、二段高圧タービン５４を提供するための少なくとも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。本明細書で用いられる「高圧」圧縮機またはタービンは、対応する「低圧」圧縮機またはタービンよりも高い圧力を経験する。

低圧タービン４６の例は、約５よりも大きい圧力比を有する。低圧タービン４６の例の圧力比は、排気ノズルより前において低圧タービン４６の出口で測定された圧力に関連して低圧タービン４６の入口より前で測定される。

エンジンの静止構造体３６の中間タービンフレーム５８は、概して、高圧タービン５４と低圧タービン４６との間に配置される。中間タービンフレーム５８は、低圧タービン４６に入る空気流を設定するとともに、タービン部２８内で軸受けシステム３８をさらに支持する。

コア流路Ｃを通る空気流は、低圧圧縮機４４によって、次に高圧圧縮機５２によって圧縮され、燃料と混合され、燃焼器５６内で点火され、高圧タービン５４および低圧タービン４６を通ってその後膨張される高速排気ガスを生成する。中間タービンフレーム５８は、コア空気流路内にあり、かつ低圧タービン４６のための入口ガイドベーンとして機能するベーン６０を含む。低圧タービン４６のため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の長さが減少する。低圧タービン４６内のベーンの数を削減または除去することは、タービン部２８の軸方向の長さを短くする。したがって、ガスタービンエンジン２０が小型化され、より高い動力密度が達成され得る。

一例における開示されたガスタービンエンジン２０は、高バイパスギア付き航空機エンジンである。さらなる例では、ガスタービンエンジン２０は、約６（６）よりも大きいバイパス比を含み、実施形態例では約１０（１０）よりも大きい。ギア構造部４８の例は、約２．３よりも大きいギア減速比を有する、遊星ギアシステム、星ギアシステム、または他の公知のギアシステム等のエピサイクリックギア列である。

開示された一実施形態では、ガスタービンエンジン２０は、約１０（１０：１）を超えるバイパス比を含み、ファン直径は、低圧圧縮機４４の外径よりもかなり大きい。しかし、上記のパラメータが、ギア構造部を含むガスタービンエンジンの一実施形態の単なる例示であり、かつ本開示が、他のガスタービンエンジンに適用可能である、ことが理解されるべきである。

スラストのかなりの量は、高バイパス比に起因するバイパス流Ｂによって提供される。エンジン２０のファン部２２は、典型的には、約０．８マッハおよび約３５，０００フィートの巡航の特定の飛行条件のために設計される。「バケット巡航推力当たり燃料消費率（「ＴＳＦＣ」）」としても知られる、０．８マッハおよび３５，０００フィートの飛行条件におけるエンジンの最高の燃費は、エンジンがその最小点で生産するスラストのポンド力（ｌｂｆ）で割った、燃焼されている時間あたりの燃料のポンド質量（ｌｂｍ）の産業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」）システムなしの、単独のファンブレード前後の圧力比である。非限定的な一実施形態に従って本明細書に開示されるような低ファン圧力比は、約１．５０未満である。別の非限定的な実施形態では、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、［（トラム°Ｒ）／（５１８．７°Ｒ）］０．５の産業標準温度補正値によって割られたフィート／秒の実ファン先端速度である。非限定的な一実施形態に従って本明細書に開示されるような「低補正ファン先端速度」は、約１１５０フィート／秒未満である。

ガスタービンエンジンの例は、非限定的な一実施形態において約２６未満のファンブレードを含むファン４２を含む。別の非限定的な実施形態では、ファン部２２は、約２０未満のファンブレードを含む。また、開示される一実施形態では、低圧タービン４６は、概略的に３４で示されるわずか約６つのタービンローターを含む。別の非限定的な例の実施形態では、低圧タービン４６は、約３つのタービンローターを含む。ファンブレード４２の数と低圧タービンローターの数との比は、約３．３〜約８．６である。低圧タービン４６の例は、ファン部２２を回転させるための駆動力を提供し、したがって低圧タービン４６内のタービンローター３４の数とファン部２２内のブレード４２の数との関係は、増大された動力伝達効率を有するガスタービンエンジン２０の例を開示する。

図１を引き続き参照して、図２を参照すると、６２で示される重心は、軸Ａに沿って配置されたエンジンの中心線まで軸方向に移動されている。重心６２は、エンジン２０の前方端と後方端との間の第１の距離Ｘ_CGに位置する。開示された実施例では、前方端は、ファンブレード４２の前縁６６であり、後方端は、最後方回転タービンブレード７０の後縁６８である。全長Ｘ_Lは、前縁６６と後縁６８との間で画定される。

軸Ａに沿った重心６２の位置は、第１の距離Ｘ_CGに配置され、機体上にエンジンを支持するための構成に影響を与え、したがって、エンジン製造者および航空機設計者にとって関心事である。

開示された実施例では、６４で概略的に示される取付構造体は、ガスタービンエンジン２０の例を機体（図示せず）上に支持する。取付構造体６４の位置が、それぞれのエンジンの用途に対して変動し得、そのような変動が、本開示の企図の範囲内であることが、理解されるべきである。

ガスタービンエンジン２０の例は、ファン駆動タービンとは異なる速度でファン部２２を駆動するためのギア構造部４８を含む。この例では、ファン駆動タービンは、低圧タービン４６である。

材料および部品構成の選択は、エンジン２０の総重量をその重量の配分と共に定め、重心６２の位置を決定する。ファン部２２およびギア構造部４８等の構造は、圧縮機部２４およびタービン部２８と共に、エンジン２０の総重量だけでなく、重心６２の位置を決定する重量の配分を定める。

ギア構造部４８は、ファン部２２と共に、エンジン２０内の前方に位置した構造であり、それ故、材料の選択および構造の構成は、重心６２の位置に影響を与える。また、ガスタービンエンジン構造体内の多くの構造は、重心６２の位置付けおよび位置を考慮に入れて、かつ部分的に決定する。

この開示された例では、例えば、ジャーナル軸受け、潤滑ジェット、およびエピサイクリック構成部品の周りのガッタ等のギア構造部４８の構成部品は、ギア構造部４８の総重量を定め、かつそれによって重心６２の定義を考慮に入れる軽量化および軸方向の小型化を提供するように選択される。開示された一例では、ギア構造部の重量は、ギア構造部の全体の大きさまたは体積を重量に関連付けるための密度として記載される。この例では、ギア構造部の例は、約６０８９．５８ｋｇ／ｍ ³ （約０．２２ポンド／立方インチ）〜約８３０３．９７ｋｇ／ｍ ³ （約０．３０ポンド／立方インチ）の密度を有するギアボックスである。ギアボックスのパーツ密度は、重心６２の位置に影響を与える１つの考慮の対象である。

さらに、ファン部２２は、エンジンの例の最前方構成部品のうちの１つで、したがって、また、完成したエンジン２２における重心６２の最終位置に重要な影響を与える。したがって、ファン部２２を構成する部品の選択は、推進効率の観点からだけでなく、ガスタービンエンジン２０の全体構造に関しても考慮される。

開示された例では、ファン部２２は、軸Ａを中心とする回転のために複数のファンブレード４２を支持するローター７２を含む。軸受け３８の周囲に径方向に折り返されるローター７２の配置は、重量の利点を提供し、それによって、エンジンの重心６２を修正し、かつ位置付けるための別の手段を提供する。また、軸受け３８は、重心６２の位置にさらに影響を与えるために追加の重量を加えることなく、ファン部の構造に有益な影響をさらに提供する円錐ころローラー軸受けを含み得る。

ファンローターの密度は、重心６２の位置にさらに対応かつそれを達成する軽量構造体を利用するように、さらに選択され得る。この例では、ローター７２を含むファン部２２、および複数のファンブレードは、合わせて約２６０．１９ｋｇ／ｍ ³ （約０．００９４ポンド／立方インチ）〜約４２６．２７ｋｇ／ｍ ³ （約０．０１５４０ポンド／立方インチ）の範囲内の密度を提供する。

さらに、ファン収容ケース１６は、ブレード４２を収容する必要があり、複合材料から製造されて重量を減らし、重心６２の位置を決定する選択である。

これらおよび他の構成パラメータおよび材料選択オプションを利用して、ギア付きターボファンエンジンの例は、エンジンの重心６２の位置の尺度である内部モーメントアームを有する。内部モーメントアームの例は、次の関係に従うエンジン２０の長さの約４０％〜７０％の範囲内である。

内部モーメントアームＭＡは次のように定義される。

この例では、ＭＡ＝Ｘ_CG／Ｘ_Lである。

したがって、ギア付きターボファンガスタービンエンジンにおいて、重心６２の位置は、上記式によるモーメントアームに関連づけられ、ファンブレード４２の前縁６６と最後方回転タービンブレード７０の後縁６８との間の全長Ｘ_Lの約３５％〜約７５％の範囲内にある。別の開示された実施形態では、エンジン２０の例に対するモーメントアームＭＡの例は、ファンブレード４２の前縁６６と最後方回転タービンブレード７０の後縁６８との間の全長Ｘ_Lの約４０％〜約７０％の範囲内にある。

開示されたギア付きガスタービンエンジンにおける重心６２の位置は、先行技術の直接駆動タービンエンジンよりも約３０％だけ長くなる。以下の表１は、ギア付きターボファンエンジンのモーメントアームＭＡのさらなる開示された実施形態の例を含む。

開示されたモーメントアームＭＡは、ファンブレード７２の前縁６６と低圧タービン４６内の最後の回転タービンブレード７０の後縁６８との間で測定されたエンジンの長さＸ_L（図１）のパーセントとして重心６２の位置を表す。

図２を参照すると、複雑な計算が、任意のエンジンの重心６２の物理的位置を決定するために用いられ得るが、任意のエンジンにおいてこの位置を決定する別の手段がある。エンジンの中心線または軸Ａが、吊り上げ点７４を通って軸Ａと交差する垂直線７６に対して垂直であるとき、エンジン２０上に位置する吊り上げ点７４は、軸方向で重心６２に位置する。したがって、重心６２は、一例では、単一の吊り上げ点７４で支持されたときに、垂直線７６がエンジンの中心線すなわち軸Ａと直角に交差する点として決定され得る。

実際の重心６２は、局所的に取り付けられた付属部品に起因して軸Ａから若干ずれ得るが、エンジンの重心６２の例は、エンジンの中心線または軸Ａに沿って考えられる。

開示された重心６２は、ターボファンエンジン２０の動作システム内に収容される流体を含む。しかし、重心の例は、重力６２の位置にはほとんど影響を及ぼさないであろう機体に由来するもの等、例えば、典型的なチューブ、ブラケット、およびハーネス等のいくつかの構造を含まない。また、重心６２の例は、エンジンマウント、ファンカウル、逆スラスト装置、入口、ノズル、およびプラグを含まないベアエンジンのみのために決定される。換言すれば、重心６２の例は、エンジン取付構造体、エンジンカウリング構造体、ナセル構造体などのガスタービンエンジンを構成する構造の重量を含めて決定されない。

したがって、ファン部およびギア構造部等の構造の材料および設計の選択によって、重心６２は、推進効率を向上させ、かつ取付構造体要件を低減するために、構造的に望ましい位置に位置し得る。

本発明の一実施形態が開示されたが、当業者は、ある一定の修正が本開示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、本開示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。

Claims (12)

1. ガスタービンエンジンであって、
   軸を中心として回転可能である複数のファンブレードであって、それぞれが前縁を含む複数のファンブレードと、
   後縁を有する最後方タービンブレードを含むタービン部と、
   前記軸を中心として前記複数のファンブレードを回転させるように前記タービン部によって駆動されるギア構造部と、を備え、
   前記ガスタービンエンジンの重心が、前記最後方タービンブレードの前記後縁から第１の軸方向距離に位置し、この第１の軸方向距離は、前記複数のファンブレードの前記前縁と前記最後方タービンブレードの前記後縁との間の全長の３５％〜７５％であり、
   前記複数のファンブレードが、ローター上に支持され、前記ローターおよびファンブレードが、２６０．１９ｋｇ／ｍ ³ 〜４２６．２７ｋｇ／ｍ ³ の密度を有し、
   前記ギア構造部が、６０８９．５８ｋｇ／ｍ ³ 〜８３０３．９７ｋｇ／ｍ ³ の密度を有するギアボックスを備える、ガスタービンエンジン。
2. 前記重心が実質的に前記軸に沿って配置される、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
3. 前記重心が、エンジン取付構造体と、エンジンカウリング構造体と、ナセル構造体とを含まない前記ガスタービンエンジンを構成する構造の重量を含めて決定される、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
4. 前記重心が、前記ガスタービンエンジンの動作システム内に収容される流体の重量を含めて決定される、請求項３に記載のガスタービンエンジン。
5. 前記第１の軸方向距離が、前記複数のファンブレードの前記前縁と前記最後方タービンブレードの前記後縁との間の前記全長の４０％〜７０％である、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
6. 前記重心が、前記ガスタービンエンジンの吊り上げ点を通って延びる垂直線と前記軸との交点に位置し、前記軸が前記垂直線に対して垂直である、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
7. ターボファンエンジンであって、
   軸を中心として回転可能である複数のファンブレードであって、それぞれが前縁を含む複数のファンブレードと、
   後縁を有する最後方回転タービンブレードを含むタービン部と、
   前記軸を中心として前記複数のファンブレードを回転させるように前記タービン部によって駆動されるギア構造部と、を備え、
   前記ターボファンエンジンの内部モーメントアームが、前記複数のファンブレードの前記前縁と前記最後方タービンブレードの前記後縁との間の全長に対する、前記ターボファンエンジンの重心から前記最後方回転タービンブレードの前記後縁までの第１の距離の比率であり、この比率は３５％〜７５％であり、
   前記ギア構造部が、６０８９．５８ｋｇ／ｍ ³ 〜８３０３．９７ｋｇ／ｍ ³ の密度を有するギアボックスを備え、
   前記複数のファンブレードを支持するローターを含み、前記ローターおよびファンブレードが、２６０．１９ｋｇ／ｍ ³ 〜４２６．２７ｋｇ／ｍ ³ の密度を有する、ターボファンエンジン。
8. 前記比率が４０％〜７０％である、請求項７に記載のターボファンエンジン。
9. 前記重心が、前記ターボファンエンジンの動作システム内に収容される流体の重量を含めて決定される、請求項７に記載のターボファンエンジン。
10. 前記重心が、前記ターボファンエンジンの吊り上げ点を通って延びる垂直線と前記軸との交点に位置し、前記軸が前記垂直線に対して垂直である、請求項７に記載のターボファンエンジン。
11. ガスタービンエンジンを組み立てる方法であって、
    それぞれが前縁を含む複数のファンブレードを、回転軸を中心として支持することと、
    前記回転軸を中心として後縁を有する最後方タービンブレードを含むタービン部を支持することと、
    前記軸を中心として前記複数のファンブレードを回転させるように前記タービン部によって駆動されるギア構造部を支持することと、
    前記最後方タービンブレードの前記後縁から第１の軸方向距離に前記ガスタービンエンジンの重心を配置するように前記ガスタービンエンジン構造体の構成部品を選択することと、を含み、前記第１の軸方向距離は、前記複数のファンブレードの前記前縁と前記最後方タービンブレードの前記後縁との間の全長の３５％〜７５％であり、
    前記複数のファンブレードをローター上に支持することを含み、前記ローターおよびファンブレードが、２６０．１９ｋｇ／ｍ ³ 〜４２６．２７ｋｇ／ｍ ³ の密度を有し、
    ギア構造部を、６０８９．５８ｋｇ／ｍ ³ 〜８３０３．９７ｋｇ／ｍ ³ の密度を有するギアボックスとして組み立てることを含む、方法。
12. 前記複数のファンブレードの前記前縁と前記最後方タービンブレードの前記後縁との間の全長の４０％〜７０％の範囲内に前記重心を配置するように、前記ガスタービンエンジンの構成部品を選択することを含む、請求項１１に記載の方法。

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