(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジンコンポーネント（２７）であって、
外側リング（２１）と、
内側リング（２０）と、
前記内側リング（２０）と前記外側リング（２１）との間に延在する周方向に離間された複数の要素（２２）とを備え、軸方向のガス流用の一次ガス流路が前記要素（２２）間に画成され、前記コンポーネント（２７）がガス流入用の入口側と、ガス流出用の出口側とを有し、
前記要素（２２）と前記コンポーネント（２７）の内の中心に位置するタービンシャフト用の軸受構造（２４）間で負荷を伝達するための環状の負荷伝達構造（２３）と、を有し、
前記環状の負荷伝達構造（２３）が前記内側リング（２０）の内側に沿って周方向に延び、且つ前記コンポーネント（２７）の径方向内側にも延び、前記環状の負荷伝達構造（２３）が第１の部分（２３ａ）と第２の部分（２３ｂ）とを有し、前記第１の部分（２３ａ）が前記第２の部分（２３ｂ）よりも前記内側リング（２０）の近傍に位置するガスタービンエンジンコンポーネント（２７）において、
前記第１の部分（２３ａ）が周の少なくとも一部に沿って前記第２の部分（２３ｂ）に対して径方向に傾斜し、
前記傾斜した２つの部分（２３ａ、２３ｂ）が傾斜部分（２３ａ、２３ｂ）の間の接続ゾーン（２６）で接続され、
第１の前記要素（２２ａ）に周方向で対応する位置、すなわち第１の周方向位置（Ａ）にある前記接続ゾーン（２６）の前記径方向／軸方向位置が、前記第１の要素（２２ａ）と、隣接する第２の要素（２２ｂ）との間の前記径方向／軸方向位置、すなわち第２の周方向位置（Ｂ）にある前記接続ゾーン（２６）の前記径方向／軸方向位置と径方向及び／又は軸方向で異なるように、前記接続ゾーン（２６）の径方向及び／又は軸方向位置が周に沿って変化することを特徴とするガスタービンエンジンコンポーネント。
【請求項２】
前記第１の周方向位置（Ａ）にある前記接続ゾーン（２６）の径方向位置が、前記第２の周方向位置（Ｂ）にある前記接続ゾーン（２６）の径方向位置よりも、前記コンポーネントの中心ポイントから大きく離間してい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コンポーネント（２７）。
【請求項３】
前記第１の周方向位置（Ａ）にある前記接続ゾーン（２６）が、前記第２の周方向位置（Ｂ）にある前記接続ゾーン（２６）の軸方向下流に位置することを特徴とする請求項１又は２に記載のガスタービンエンジンコンポーネント（２７）。
【請求項４】
前記接続ゾーン（２６）が、前記第１の周方向位置と前記第２の周方向位置（Ａ、Ｂ）との間の実質的な直線に沿って延在することを特徴とする請求項１乃至３のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント（２７）。
【請求項５】
前記第２の要素（２２ｂ）に周方向で対応する位置にある前記接続ゾーン（２６）の前記径方向／軸方向位置が、前記第１の要素（２２ａ）に周方向で対応する位置にある前記接続ゾーン（２６）の前記径方向／軸方向位置と同様であることを特徴とする請求項１乃至４のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント（２７）。
【請求項６】
前記シャフトの軸受構造（２４）が、前記コンポーネント（２７）を通る前記一次ガス流の方向で前記要素（２２）の前方の軸方向位置に配置され、前記第２の部分（２３ｂ）が前記軸受構造（２４）に向かって径方向に傾斜することを特徴とする請求項１乃至５のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント（２７）。
【請求項７】
前記第１の部分と第２の部分（２３ａ、２３ｂ）との間の前記接続ゾーン（２６）が、前記軸受構造（２４）よりも前記内側リング（２０）に実質的に近接することを特徴とする請求項１乃至６のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント（２７）。
【請求項８】
前記環状の負荷伝達構造（２３）には、該環状の負荷伝達構造（２３）の前記第１の部分（２３ａ）の出口側に配置された周方向に離間された複数の負荷担持部材（３２）が設けられて、前記環状の負荷伝達構造（２３）と前記要素（２２）との間に負荷担持接続部を形成することを特徴とする請求項１乃至７のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント（２７）。
【請求項９】
前記負荷担持部材（３２）が、対の集合で配置され、前記対の集合は各々が、前記内側リング（２０）の反対側の外側に位置する対応するベーン（２２）の径方向内側に位置しているため、負荷はある特定の対の前記負荷担持部材（３２）と、前記対に対応する前記要素（２２）との間で実質的に真直に径方向に伝達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コンポーネント（２７）。
【請求項１０】
前記内側リング（２０）に沿った前記各対内の前記負荷担持部材（３２）の軸方向の延伸が、前記内側リング（２０）の反対側に沿った対応する前記要素（２２）の第１の側面と第２の側面のそれぞれの軸方向延伸に実質的に対応するように配置され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コンポーネント（２７）。
【請求項１１】
前記環状の負荷伝達構造（２３）が壁構造であることを特徴とする請求項１乃至１０のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント（２７）。
【請求項１２】
前記第１と前記第２の周方向位置（Ａ、Ｂ）間の前記接続ゾーン（２６）の前記径方向／軸方向位置の差異（４１、４２）が、前記接続ゾーン（２６）での前記環状の負荷伝達構造（２３）の平均的な厚さの少なくとも半分であることを特徴とする請求項１乃至１１のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント（２７）。
【請求項１３】
前記第１と前記第２の周方向位置（Ａ、Ｂ）間の前記接続ゾーン（２６）の前記径方向／軸方向位置の差異（４１，４２）が、前記接続ゾーン（２６）での前記環状の負荷伝達構造（２３）の平均的な厚さと少なくとも等しいことを特徴とする請求項１乃至１２のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント（２７）。
【請求項１４】
前記接続ゾーン（２６）が、前記コンポーネント（２７）の前記軸方向に対して垂直な面に投影すると多角形を形成することを特徴とする請求項１乃至１３のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント（２７）。
【請求項１５】
コンポーネント（２７）を備えることを特徴とする請求項１乃至１４のいずれかに記載のガスタービンエンジン（１）。
【請求項１６】
前記ガスタービンエンジン（１）が航空機の推進用に配置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（１）。
【請求項１７】
ガスタービンエンジンコンポーネントであって、外側リングと、内側リングと、前記内側リングと前記外側リングとの間に延在する周方向に離間された複数の要素とを備え、軸方向のガス流用の一次ガス流路が前記要素間に画成され、前記コンポーネントがガス流入用の入口側と、ガス流出用の出口側とを有し、前記要素と前記コンポーネントの内の中心に位置するタービンシャフト用の軸受構造との間で負荷を伝達するための環状の負荷伝達構造と、を有し、前記環状の負荷伝達構造が前記内側リングの内側に沿って周方向に延び、且つ前記コンポーネントの径方向内側にも延び、前記環状の負荷伝達構造が第１の部分と第２の部分とを有し、前記第１の部分が前記第２の部分よりも前記内側リングの近傍に位置し、前記第１の部分が少なくとも周の一部に沿って前記第２の部分に対して径方向に傾斜し、２つの傾斜部分が該傾斜部分間の接続ゾーン内で接続されると共に、第１の前記要素に周方向で対応する位置、すなわち第１の周方向位置にある前記接続ゾーンの前記径方向／軸方向位置が、前記第１の要素と、隣接する第２の要素との間の前記径方向／軸方向位置、すなわち第２の周方向位置にある接続ゾーンの径方向／軸方向位置と径方向及び／又は軸方向において異なるように、前記接続ゾーンの前記径方向及び／又は軸方向位置が前記周に沿って変化することを特徴とするガスタービンエンジンコンポーネント。
【請求項１８】
前記第１の周方向位置（Ａ）にある前記接続ゾーンの径方向位置が、前記第２の周方向位置にある前記接続ゾーン（２６）の径方向位置よりも、前記コンポーネントの中心ポイントから大きく離間している請求項１７に記載のガスタービンエンジンコンポーネント。
【請求項１９】
前記第１の周方向位置にある前記接続ゾーンが、前記第２の周方向位置にある前記接続ゾーンの軸方向下流に位置する請求項１７又は１８に記載のガスタービンエンジンコンポーネント。
【請求項２０】
前記接続ゾーンが前記第１の周方向位置と第２の周方向位置との間の実質的な直線に沿って延在する請求項１７乃至１９のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント。
【請求項２１】
前記第２の要素に周方向で対応する位置にある前記接続ゾーンの前記径方向／軸方向位置が、前記第１の要素に周方向で対応する位置にある前記接続ゾーンの前記径方向／軸方向と同様である請求項１７乃至２０のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント。
【請求項２２】
前記シャフトの軸受構造が、前記コンポーネントを通る前記一次ガス流の方向で前記要素の前方の軸方向位置に配置され、前記第２の部分が前記軸受構造に向かって径方向に傾斜する請求項１７乃至２１のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント。
【請求項２３】
前記第１の部分と第２の部分との間の前記接続ゾーンが実質的に、前記軸受構造よりも前記内側リングに近接する請求項１７乃至２２のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント。
【請求項２４】
前記環状の負荷伝達構造には、該環状の負荷伝達構造の前記第１の部分の出口側に配置された周方向に離間された複数の負荷担持部材が設けられて、前記環状の負荷伝達構造と前記要素との間に負荷担持接続部を形成する請求項１７乃至２３のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント。
【請求項２５】
前記負荷担持部材が対の集合で配置され、前記対の集合は各々が、前記内側リングの反対側の外側に位置する対応する要素の径方向内側に位置しているため、負荷がある特定の対の負荷担持部材と、前記対に対応する要素との間で実質的に真直に径方向に伝達される請求項２４に記載のガスタービンエンジンコンポーネント。
【請求項２６】
前記内側リングに沿った各対内の前記負荷担持部材の軸方向の延伸が、前記内側リングの反対側に沿った対応する要素の第１の側面と第２の側面のそれぞれの軸方向延伸に実質的に対応する請求項２５に記載のガスタービンエンジンコンポーネント。
【請求項２７】
前記環状の負荷伝達構造が壁構造である請求項１７乃至２６のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント。
【請求項２８】
前記第１と第２の周方向位置間の前記接続ゾーンの径方向／軸方向位置の差異が、前記接続ゾーンでの前記環状の負荷伝達構造の平均的な厚さの少なくとも半分である請求項１７乃至２７のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント。
【請求項２９】
前記第１と第２の周方向位置間の前記接続ゾーンの径方向／軸方向位置の差異が、前記接続ゾーンでの前記環状の負荷伝達構造の平均的な厚さと少なくとも等しい請求項１７乃至２８のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント。
【請求項３０】
前記接続ゾーンが、前記コンポーネントの前記軸方向に対して垂直な平面に投影されると多角形を形成する請求項１７乃至２９のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント。
【請求項３１】
請求項１７乃至３０のいずれかに記載のコンポーネントを備えるガスタービンエンジン。
【請求項３２】
前記ガスタービンエンジンが航空機の推進用に配置される請求項３１に記載のガスタービンエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、特許請求の範囲第１項の前文に記載のガスタービンエンジンコンポーネントに関する。本発明は特に、内側リングを外側リングと接続する要素と、コンポーネント内の中心に位置するタービンシャフト用の軸受構造との間で負荷を伝達するためにコンポーネントの内側リングの内部に位置する環状の負荷伝達構造に関する。本発明は又、このようなコンポーネントを備えるガスタービンエンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機の「ジェットエンジン」などの軸流ガスタービンエンジンは一般に、空気入口、圧縮機部、燃料燃焼室、タービン部、対応する圧縮機及びタービンを接続する１つ又は幾つかの回転駆動軸、排気口、及び駆動軸を支持し、エンジンを例えば航空機に搭載するための構造を備えている。
【０００３】
支持構造は通常、軸受と中心に位置する駆動軸に接続するための内側シェル又はリングと、例えばエンジンケーシングに接続するための外側シェル又はリングとを含み、周方向に分配された要素（ストラット、ベーン）が内側と外側のシェル／リングの間に延び、これらを接続する静止部品である。支持構造は、駆動軸とエンジンケーシングとの間で負荷を伝達可能であるように設計されている。エンジンを通って流れる軸方向のガス流は、通常は空気力学的に設計されている要素の間を流れることができる。本明細書に記載のタイプの支持構造は、かなり極端な平衡負荷及び熱により生成される負荷にさらされる。
【０００４】
内側リングの内側、すなわちシャフトの軸受座と内側リングとの間で負荷を伝達する部分に位置する支持構造の部分は、通常は、内側リングの内側に固締され、径方向内側にシャフトの軸受方向に延びる環状の負荷伝達用壁形構造を含んでいる。一般に、この環状の負荷伝達構造は、特許文献１、及び特許文献２に示される軸受円錐体などの円錐形部材を形成するように径方向と軸方向の両方に延びている。
【０００５】
内側負荷伝達構造の異なる設計も知られており、これらは開構造と閉構造とに区分することができ、この用語は（損傷などを検知するために）検査できる可能性を指すことが多い。従来の軸受円錐体は通常は、両側から検査できる開構造を形成している。特許文献３は、少なくとも一部が閉じられた構造の例を示している。閉構造は高負荷に耐えるようにより簡単に設計できるが、負荷担持部品を検査可能であることが極めて望ましいため、特に航空機の用途では、一般に開構造が好適である。航空機の用途では、それは使用される構造体の重量を軽量化するためにも重要である。
【０００６】
知られている別の環状の負荷伝達構造は、互いに軸方向距離を隔てて内側リングの内側に接続される第１及び第２の平行な環状ビーム要素を備えている。一方、前方／上流側の環状ビームはシャフトの軸受座に接続される。２つの環状ビーム要素が軸方向に屈曲することを防止し、ひいては要素の形状を保つ目的で、２つの環状ビーム要素を接続する、周方向に分配された幾つかのリブが設けられている。多くの場合、この開構造は良好に動作するが、幾つかの用途ではこの設計は極めて高い局部的応力を生じ、支持構造全体の耐性を損なう場合があることが判明している。
【０００７】
依然として上記のタイプの内側の環状構造に関する改良の必要があり、特に軽量化し、耐性を高める必要がある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００８】
【特許文献１】米国特許出願公開第２００８／１３４６８８号明細書
【特許文献２】米国特許出願公開第２００８／０２２６９２号明細書
【特許文献３】欧州特許第１４８２１３０号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
本発明の目的は、従来の構造と比較して高い耐性を示すガスタービンエンジン用支持構造を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
この目的は、特許請求の範囲第１項に含まれる技術的特徴で定義されるコンポーネントによって達成される。従属請求項は、本発明の有利な実施形態、更なる改良及び変形形態を含んでいる。
【００１１】
本発明は、外側リングと、内側リングと、内側リングと外側リングとの間に延在する周方向に離間された複数の要素とを備え、軸方向のガス流用の一次ガス流路が要素間に画成され、コンポーネントがガス流入用の入口側と、ガス流出用の出口側とを有し、前記要素とコンポーネント内の中心に位置するタービンシャフト用の軸受構造間で負荷を伝達するための環状の負荷伝達構造と、を有し、環状の負荷伝達構造が内側リングの内側に沿って周方向に延び、且つコンポーネントの径方向内側にも延び、前記環状の負荷伝達構造が第１の部分と第２の部分とを有すると共に、第１の部分が第２の部分よりも内側リングの近傍に位置するガスタービンエンジンコンポーネントに関する。
【００１２】
本発明は、第１の部分が周の少なくとも一部に沿って第２の部分に対して径方向に傾斜し、傾斜した２つの部分が傾斜部分の間の接続ゾーンにおいて接続され、第１の前記要素に周方向で対応する位置、すなわち第１の周方向位置にある接続ゾーンの径方向及び／又は軸方向位置が、第１の要素と、隣接する第２の要素との間の径方向／軸方向位置、すなわち第２の周方向位置にある接続ゾーンの径方向／軸方向位置と径方向及び／又は軸方向において異なるように、接続ゾーンの径方向及び／又は軸方向位置が周に沿って変化することを特徴とする。
【００１３】
このように設計された環状の負荷伝達ハブ部は、例えば従来の構造軸受円錐体と比較して、それ以上に広い領域にわたって要素／ベーンからの径方向負荷を分散でき、且つ径方向負荷の一部を接線方向に方向転換できることによって、径方向負荷の周方向での分散を増進する極めて強固な壁構造を形成できる、輪郭形状、波形形状又は波目形状を得る。このようにして、極めて高い局部的負荷を回避することができ、それによってコンポーネント全体の耐性が高まる。接続ゾーンの詳細な設計は用途に左右される。すなわち、ある用途では周方向位置間だけの軸方向の相違を利用することが好ましく、別の用途では別のベーン間で異なる不規則な径方向／軸方向位置の相違を利用することが好ましいことなどがある。特定用途で周方向にわたって接続ゾーンをどのように設計するかは、例えば、軸受位置と内側リングとの角度、並びにコンポーネントを経て伝達される力の方向と大きさによって左右される。
【００１４】
更に、負荷伝達構造の第２の部分は通常は、シャフトの軸受けに接続するための別のより中心に位置する部分に溶接され、このような溶接では材料は均等な厚さを有する必要がある。このような材料片の最小厚さは最大局部応力によって決定され、負荷の分散を改善することによって厚さを大幅に低減することができる。したがって、本発明によって更に、壁形部品により薄い材料を使用する高い可能性が生じる。ひいては、それによってコンポーネントが軽量化される。
【００１５】
本発明の有利な実施形態では、接続ゾーンの径方向位置は、第２の周方向位置からよりも第１の周方向位置にあるコンポーネントの中心ポイントから大きく離間している。
【００１６】
本発明の有利な実施形態では、第１の周方向位置にある接続ゾーンは、第２の周方向位置にある接続ゾーンの軸方向下流に位置している。
【００１７】
上記の２つの実施形態を組み合わせると、例えばコンポーネントの要素／ベーンがシャフトの軸受けの下流に位置している場合に有利な負荷分散が得られる。
【００１８】
本発明の有利な実施形態では、接続ゾーンは第１の周方向位置と第２の周方向位置との間の実質的な直線に沿って延在している。これにより、有利な制御された負荷分散が得られる。
【００１９】
本発明の有利な実施形態では、第２の要素に周方向で対応する位置にある接続ゾーンの径方向／軸方向位置は、第１の要素に周方向で対応する位置にある接続ゾーンの径方向／軸方向位置と同様である。これにより、これら２つの要素間の対称的な領域が得られる。
【００２０】
本発明の有利な実施形態では、シャフトの軸受構造は、コンポーネントを通る一次ガス流の方向で要素の前方の軸方向位置に配置され、第２の部分は軸受構造の方向に径方向に傾斜している。好ましくは、第１の部分と第２の部分との間の接続ゾーンは実質的に、軸受構造よりも内側リングに近接している。このような設計は例えば、タービンの後部フレームに適している。
【００２１】
本発明の有利な実施形態では、環状の負荷伝達構造には、環状の負荷伝達構造の第１の部分の出口側に配置された周方向に離間された複数の負荷担持部材が設けられて、内側リングを介して環状の負荷伝達構造と要素との間に負荷担持接続部を形成する。第１の部分を負荷担持部材で支持することによって、公知の開構造よりも均一に負荷を分散することができる。このようにして、負荷は負荷担持部材の軸方向長さのいくらかにわたって分散され、又、少なくとも一部は接続ゾーンを介して第２の部分に直接伝達される。このような負荷分散及び伝達の全体的な効果は、負荷担持部材が、接続ゾーンの径方向／軸方向変位によって達成される有利な効果に役立つことである。
【００２２】
本発明の有利な実施形態では、接続ゾーンは、コンポーネントの軸方向に対して垂直な面に投影すると多角形を形成する。これにより対称的で強固な装置が得られる。
【００２３】
本発明は、上記のタイプのコンポーネントを備えるガスタービンエンジンにも関するものである。本発明の更なる実施形態では、本発明のガスタービンは航空機の推進用に構成される。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
本発明の説明に以下の図面が参照される。
【図１】本発明によるガスタービンエンジンコンポーネントを備える航空機の軸流ガスタービンエンジンの概略図である。
【図２】本発明のガスタービンエンジンコンポーネントの実施形態の正面斜視図である。
【図３】図２に示す実施形態の後面斜視図である。
【図４】図２に示す実施形態の上部と前部とを示す図である。
【図５】図４に示す第１の周方向位置Ａの軸断面Ａ−Ａを示す軸断面図である。
【図６】図４に示す第２の周方向位置Ｂの軸断面Ｂ−Ｂを示す軸断面図である。
【図７】断面Ａ−ＡとＢ−Ｂとの間の環状の負荷伝達構造２３の基本的な相違を示す図である。
【図８】断面Ａ−Ａの別の視角から見た図である。
【発明を実施するための形態】
【００２５】
図１は、本発明のコンポーネントによる支持構造２７、３７を備える航空機の軸流ガスタービンエンジン１の概略図を示す。一般に、図１に示すガスタービンエンジン１は従来型のものであり、軸流方向に直列に、空気入口３、低圧圧縮機４、高圧圧縮機５、燃焼装置６、高圧タービン７、低圧タービン８、及び排気口９を備えている。動作中、高圧圧縮機５は第１の中空シャフト、すなわち高圧（ＨＰ）タービンシャフト１０を介して高圧タービン７によって駆動される。同様に、低圧圧縮機４は、第２の中空シャフト、すなわち第１のタービンシャフト１０内に同軸に配置された低圧（ＬＰ）タービンシャフト１１を介して低圧タービン８によって駆動される。共通軸２も示されている。
【００２６】
ガスタービンエンジン１は一般に従来の態様で動作し、吸気口３を通って引き込まれた空気はそれが更に圧縮される高圧圧縮機５に流入する前に低圧圧縮機４によって圧縮される。圧縮空気は次いで燃焼装置６に流入し、そこで燃料と混合され、混合気が燃焼される。その結果生じた高温の燃焼生成物は次いで、排気出口９を通して大気へと排気される前に高圧及び低圧タービン７、８を通って膨張する。
【００２７】
エンジン１は更に、後部支持構造２７と、駆動シャフトを支持し、且つエンジンを航空機に実装するための前部支持構造３７とを備えている。
【００２８】
以下に主として後部支持構造２７を参照して本発明を説明する。このような支持構造は一般にタービン後部フレーム（ＴＲＦ）、タービン排気ケース、又は後部軸受ハウジングと呼ばれている。
【００２９】
一般に、ジェットエンジン内の後部支持構造は、ころ軸受によって１本又は２本のシャフトを支持する。すなわち、径方向負荷のみ（シャフトの前方軸受では軸方向負荷のみ）が該構造を通して伝達される。負荷は、内側の支持構造（支持円錐体）を通して、径方向要素によって外側構造（シュラウド）に接続された内ハブに伝達される。空気抵抗を低減し、又は低圧タービンから流出する主ガス流の流出角度を真直にするため、これらの要素は通常はエアフォイル構造でカバーされ、又は構造と一体化される。一体化されたエアフォイル又はベーンは「ストラット」と呼ばれることがある。以下に記載する実施例では、構造ベーンという用語が用いられる。構造ベーンは、空力負荷と、構造的負荷及び熱誘発負荷の両方を支持することが可能である。現代のほとんどのジェットエンジンは、後部支持構造２７のようなリング−ベーン−リングコンポーネント内の、このようなベーンを使用している。
【００３０】
図２及び３は、本発明のコンポーネントの実施形態、すなわち、第２のタービン駆動シャフト１１を受けるための内側ハウジンフ又はハブの形態の内側環状部材、又はリング２０と、外側環状部材、又はリング２１とを備え、２つの環状部材２０、２１が共通軸２を中心に同心に配置されている、後部支持構造２７の前面図と後面図をそれぞれ示している。支持構造２７は更に、径方向に延在し、内側と外側の環状部材２０、２１を接続する周方向に離間された複数の構造ベーン２２を備えている。ベーン２２は、リング２０と２１との間にガス流通路を画成し、図示した実施例では、各径方向要素２２は、断面がエアフォイルの形状を有し、支持構造２７内に構造的に一体化されている。図２はコンポーネント２７のガス入口側を示し、一方、図３はガス出口側を示している。図２は更に、第２の要素／ベーン２２ｂの近傍の第１の要素／ベーン２２ａを示している。
【００３１】
環状の負荷伝達構造２３は、ベーン２２と、コンポーネント２７の中心に位置するタービンシャフト１１用の軸受構造２４との間で負荷を伝達するために内側リング２０の内部に位置している。図２及び３に示すように、環状の負荷伝達構造２３は、内側リング２０の内側に沿って、コンポーネント２７の径方向内側に周方向に延在している。環状の負荷伝達構造２３は又、コンポーネント２７を通る一次ガス流方向でベーン２２の前方／上流の軸方向位置にあるシャフトの軸受構造２４の方向に向かって軸方向にも延在している。
【００３２】
図３は、環状の負荷伝達構造２３に、周方向に離間した複数の負荷担持部材３２を設けたことを示している。これらの部材、及び環状の負荷伝達構造２３は以下に更に記載する。
【００３３】
図３（及び例えば図５〜６）に見られるように、各ベーンの下側の中央部２５は、内側リング２０の内側を通って突出している。図２、３及び８に示すように、外側リング２１にはエンジンマウント１９が設けられている。
【００３４】
図４〜８は、環状の負荷伝達構造２３をより詳細に示している。図４は、コンポーネント２７のガス入口側の上部を示している。図５は、図４に示す第１の周方向位置Ａの軸断面Ａ−Ａを示している。図６は、図４に示す第２の周方向位置Ｂの軸断面Ｂ−Ｂを示している。図７は、断面Ａ−ＡとＢ−Ｂとの間の環状の負荷伝達構造２３の基本的な相違を示している。図８は断面Ａ−Ａの別の図を示している。
【００３５】
図４〜８に示すように、環状の負荷伝達構造２３は第１の部分２３ａと第２の部分２３ｂとを有し、第１の部分２３ａは第２の部分２３よりも内側リング２０に近接して位置している。第１の部分２３ａは、ポイント／位置３０（図６を参照）で内側リング２０に接続されている。２つの部分、２３ａ、２３ｂは実質的に真直な軸断面を示し、第１の部分２３ａは第２の部分２３ｂに対して径方向に傾斜している（図５〜８を参照）。２つの傾斜部分２３ａ、２３ｂは、傾斜部分２３ａ、２３ｂの間に延び、環状の負荷伝達構造２３の屈曲部を形成する接続ゾーン２６で接続されている。
【００３６】
図４の矢印２９は、エンジンマウント１９からベーン２２を経て環状の負荷伝達構造２３の方向に、更に軸断構造２４の方向に径方向に伝達される負荷を示している。接続ゾーン２６で、負荷は径方向内側に軸受構造２４に更に伝達される前に接線／周方向に分散される。この分散効果が達成されるのは、第１のベーン２２に周方向で対応する位置、すなわち（図４のＡ−Ａに対応する）第１の周方向位置Ａにある接続ゾーン２６の径方向／軸方向位置が、同じベーン２２と隣接する第２のベーンとの間の径方向／軸方向位置、すなわち（図４のＢ−Ｂに対応する）第２の周方向位置Ｂにある接続ゾーン２６の径方向／軸方向位置と径方向／軸方向で異なるように、接続ゾーン２６の径方向及び軸方向の位置が周囲に沿って変化するからである。特に、接続ゾーン２６の径方向位置は、第２の周方向位置Ｂからよりも第１の周方向位置Ａのコンポーネント２７の中心ポイントから大きく離間している。更に、第１の周方向位置Ａにある接続ゾーン２６は、第２の周方向位置Ｂにある接続ゾーン２６の軸方向下流に位置している。
【００３７】
記載の実施形態では、接続ゾーン２６は、第１の周方向位置Ａと第２の周方向位置Ｂとの間に実質的に直線に沿って延在している。更に、第２のベーン／要素、すなわち第１のベーンの近傍のベーンに周方向で対応する位置にある接続ゾーン２６の径方向／軸方向位置は、第１のベーン／要素に周方向で対応する位置にある接続ゾーン２６の径方向／軸方向位置と同様である。これは、接続ゾーン２６が、隣接する２つのベーンの領域で対称であることを意味する。
【００３８】
例えば図５〜６に見られるように、シャフトの軸受構造２４はコンポーネント２７を通る一次ガス流の方向に対してベーン２２の前方／上流の軸方向位置にあり、第２の部分２３ｂが軸受構造２４に向かって径方向に傾斜している。例えば図８に示すように、第１の部分２３ａと２３ｂとの間の接続ゾーン２６は、軸受構造２４よりも内側リング２０に実質的に近接している。図８は又、ベーン２２が中空であり、したがってベーン２２は側壁を介して負荷を伝達することも示している。
【００３９】
本明細書に記載の実施形態では、第２の周方向位置Ｂは、隣接する２つのベーン２２の中間にあり、環状の負荷伝達構造２３は周方向で対称であるため、図４に示すベーン２２は、（全てのベーン２２がエンジンマウント１９の内側で真直に位置決めされていないとしても）任意のベーン２２でもよいであろう。
【００４０】
本発明の発明的概念の原理が図７に示されており、この図ではベーン２２に周方向で対応する位置にある接続ゾーン２６の位置は２６Ａで示され、一方、同じベーン２２と、隣接する第２のベーンとの間の接続ゾーン２６の位置は２６Ｂで示されている。ベーン２２と周方向で対応する位置にある環状の負荷伝達構造２３の第１及び第２の部分２３ａ、２３ｂの設計は断面部分として示され、隣接する２つのベーンの間の第１及び第２の部分２３ａ、２３ｂの設計が示されている。図７に示すように、接続ゾーン２６の２つの位置２６Ａ、２６Ｂ、すなわちそれぞれベーン２２の内側と、隣接する２つのベーン２２の中間の２つの位置の間には径方向シャフト４１と軸方向シャフト４２の両方がある。第２の周方向位置Ｂ、すなわちベーン２２の間では、接続ゾーン２６（２６Ｂ）が第１の周方向位置Ａ、すなわちベーン２２の真直な内側で接続ゾーン２６（２６Ａ）の内側、上流に位置している。
【００４１】
負荷はコンポーネント２７の内側、上流向きの接続ゾーン２６を部分的に辿るため、ベーン／要素２２から環状の負荷伝達構造２３に伝達される負荷は、傾斜部分２３ａ、２３ｂの間の接続ゾーン２６（すなわち接続ゾーン２６のポイント２６Ａ）に達すると、接線方向（図４を参照）に部分的に方向転換される。
【００４２】
この実施例では、接続ゾーン２６は、コンポーネント２７の軸方向に対して垂直な平面に投影されると多角形を形成する。これは（図４〜８と共に）図２で見ることができる。
【００４３】
図５は、例えば傾斜部分及び接続ゾーン２６の他に第１の部分２３ａの出口側に周方向に離間して配置された幾つかの負荷担持部材３２を示している。負荷担持部材３２は、内側リング２０を介して環状の負荷伝達構造２３とベーン／要素２２との間の負荷担持接続を形成する。
【００４４】
負荷担持部材３２は対の集合で配置され、前記対の集合は各々が、内側リング２０の反対側の外側に位置する対応するベーン２２の径方向内側に位置しているため、負荷はある特定の対の負荷担持部材３２と、前記対に対応する要素２２との間で実質的に真直に径方向に伝達される。これは図４に見ることができる。この場合、要素２２は中空であるため、負荷担持部材３２は、内側リング２０に沿った各対内の負荷担持部材３２の軸方向の延伸が、内側リング（２０）の反対側に沿った対応する要素２２の第１の側面と第２の側面のそれぞれの軸方向延伸に実質的に対応するように配置されている。これは、負荷を要素２２の側面と対応する負荷担持部材３２との間で径方向に真直に伝達可能であることを意味する。しかし、それは負荷担持部材３２が要素の側面の長さ全体に沿って軸方向に延在することを意味するものではなく、プレート状の個々の負荷担持部材３２が実質的に要素の側面の一部を辿ることを意味する。図４に見られるように、図５に示す断面Ａ−Ａは、対の１つを形成する２つの負荷担持部材３２の間で断面化されている。
【００４５】
ベーン２２と環状の負荷伝達構造２３との間で伝達される負荷の大部分は、負荷担持部材３２を介して直接接続ゾーン２６及び第２の部分２３ｂに伝達される。
【００４６】
図５は又、第１の部分２３ａがベーン２２の前縁の近傍位置から、すなわちベーン２２の上流の縁部から、ベーンの後縁、すなわちベーン２２の下流の縁部よりもベーン２２の前縁に近接している接続ゾーン２６へと延在していることも示している。
【００４７】
図６は、図４に示す断面Ｂ−Ｂを示している。図５と６とを比較することによって、接続ゾーン２６の位置が異なることが分かる。図５では、第１の部分２３ａは下流方向に傾斜しているのに対して、図６では、実質的に真直に径方向に延びている。したがって、第１の部分２３ａは、接続ライン２６の位置の変化に対応して変化する径方向の傾斜を有している。
【００４８】
例えば図６に見られるように、環状の負荷伝達構造２３は壁構造、すなわち実質的に二次元に延びる比較的薄い構造である（しかし勿論円錐体などの三次元部品を形成してもよい）。しかし、厚さは実質的な負荷を担持するのに十分な厚さであり、壁構造はより立体的な構造よりも重量を軽減する。負荷担持部材３２も壁構造である。
【００４９】
図８は、環状の負荷伝達構造２３の第１及び第２の部分２３ａ、２３ｂの上流側側面の一部をも示す視角で断面Ａ−Ａを示している。
【００５０】
本発明は上記の実施形態に限定されるものではなく、特許請求の範囲内で多様に修正可能である。例えば、記載の実施形態では、接続ゾーン２６の位置は、第１の部分２３ａの傾斜、及び第１の部分２３ａと第２の部分２３ｂの両方の径方向／軸方向長さを変更することによって変化する。しかし、用途によっては、（それに加えて、又はその代わりに）第２の部分２３ｂの傾斜を変更することが有用であることがある。環状の負荷伝達構造２３の厚さを変更することによって、接続ゾーン２６の位置を変化させてもよい。接続ゾーン２６の中心が壁構造の中心にあることを考慮して、接続ゾーン２６の中心点は壁構造の一側面に追加の材料を付与することによって変位する。これは少なくとも、接続ゾーン２６の軸方向変位を生じるために利用されてもよい。しかし、材料を追加すると重量も加わるので通常は望ましくない。
【００５１】
その補足、又は代替として、第１の部分２３ａと内側リング２０との間の接続ポイント３０（図６）を軸方向に変更することによって、第１の部分２３ａの軸方向位置を変更して、周方向に沿って接続ゾーン２６の位置を変更することができる。例えば、接続ポイント３０を上流（下流）方向、すなわち図６の左（右）に移動することによって、第１の部分２３ａの傾斜が保たれていれば、接続ゾーン２６も上流（下流）方向に移動する。接続ゾーン２６の軸方向移動は、第１の部分２３ａの傾斜をある程度変更することによっても行うことができる。第１の部分２３ａ全体のこのような上流又は下流への移動時の接続ゾーン２６の径方向位置は、第２の部分２３ｂの傾斜及び長さを適応させることによって保持することができ、又は２つの部分２３ａ、２３ｂのいずれか又は両方の長さ及び傾斜を適応させることによって変更することができる。
【００５２】
十分な効果を達成するために、接続ゾーン２６がその内側と外側との位置の間で、又はその下流側と上流側との位置の間でどの程度変更されるべきであるかは用途によって左右される。第１と第２の周方向位置Ａ、Ｂ間の接続ゾーン２６の径方向／軸方向位置の差異が、接続ゾーン２６での環状の負荷伝達構造２３の平均的な厚さの少なくとも半分であると、通常は相当の効果が達成される。幾つかの用途では、この差異を接続ゾーン２６での環状の負荷伝達構造２３の平均的厚さと少なくとも等しくする必要がある。図７から推測できるように、この差異、すなわち径方向と軸方向の変位４１、４２は記載の実施例では接続ゾーン２６での環状の負荷伝達構造２３の平均的厚さの約２倍である。
【００５３】
更に、本発明は、上に例示した後部フレーム構造（ＴＥＣ／ＴＲＦ）２７に限定されない。本発明は、前部フレーム（入口フレーム）３７、中間ケース（ＩＭＣ）、又はタービンの中間構造（ＴＭＦ、ＴＭＳ）などのガスタービンエンジンのその他の支持構造にも応用できる。更に、本発明は、静止型ガスタービン（発電機）、並びに航空機ジェットエンジンにも応用できる。
【００５４】
「ベーンの位置に周方向で対応する」位置などと言う場合は、各ベーンが（エアフォイル形であるため）コンポーネント２７の軸方向に沿って変化するある一定の周方向延伸を有し、又、各ベーンが更に屈曲し、軸方向にやや傾斜しているため、その位置がベーンの位置とほぼ対応することを意味する。
【００５５】
壁形部品（壁構造）と言う用語は、一般に２つの次元、この場合は（部位によって）周方向と径方向に延伸する部品を記載するために用いられるが、この部品が三次元構造を形成してもよい。上に例示したように、壁形部品は極めて曲がり易く、異なる方向に延びる部分を有し、さまざまな他の部品を備えるなどしてもよい。
【００５６】
環状の負荷伝達構造などの部品が一方向、例えば径方向に延在すると言う場合、それが例えば軸方向などの別の方向にも延在することを除外するものではない。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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