(57)【要約】【課題】複雑な取付システムを克服し、例えば、冷却器の円周方向での熱的増大を可能にしながらも、製造が容易で、設置が容易で、動作性に優れるシステムを提供する。加えて、表面冷却器構造によって可能である、高サイクル疲労の可能性を克服するシステムを提供する。【解決手段】熱交換器を所定位置に保持するために前方および後方ブラケットを利用する表面式熱交換器が提供される。表面式熱交換器は、複数のコア冷却チャネルと、ガスタービンエンジンを通じた空気流のために配置されるフィンとを含む。ブラケットは、低摩擦摩耗材料と、熱交換器に幾らかのバネ力をもたらす絶縁シートとを含む。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
表面冷却器（１５０）の支持機構であって、
複数の冷却チャネル（１６６）を有する本体（１６０）であって、該本体（１６０）の横方向縁部に沿って延在する対向する前方および後方冷却器リブ（１６２、１６４）を有する本体（１６０）と、
前記複数の冷却チャネル（１６６）に隣接して配置された複数の熱交換フィン（１７０）と、
後方ブラケット本体、および前記後方冷却器リブ（１６４）を受容するための第１の溝（１９２）を有する少なくとも１つの後方ブラケット（１９０）と、
前方ブラケット本体、および前記前方冷却器リブ（１６２）を受容するための第２の溝（１８２）を有する少なくとも１つの前方ブラケット（１８０）と、
前記第１の溝（１９２）および前記第２の溝（１８２）のそれぞれの内部に配置された低摩擦摩耗材料（１２０）と、
前記第１の溝（１９２）および前記第２の溝（１８２）のうちの少なくとも一方に配置された絶縁シート（１３０）と、
を含む熱交換器（１６６）を備える、表面冷却器（１５０）の支持機構。
【請求項２】
前記絶縁シート（１３０）がバネ力をもたらす、請求項１に記載の表面冷却器（１５０）の支持機構。
【請求項３】
前記絶縁シート（１３０）が圧縮可能である、請求項２に記載の表面冷却器（１５０）の支持機構。
【請求項４】
前記絶縁シート（１３０）が高サイクル疲労に対する減衰をもたらす、請求項３に記載の表面冷却器（１５０）の支持機構。
【請求項５】
前記第１の溝（１９２）および前記第２の溝（１８２）がそれぞれ支持面（１９４、１８４）を有する、請求項１に記載の表面冷却器（１５０）の支持機構。
【請求項６】
前記支持面（１９４、１８４）が略水平である、請求項５に記載の表面冷却器（１５０）の支持機構。
【請求項７】
前記支持面（１９４、１８４）がエンジン軸線（２９）に対して角度を有する、請求項５に記載の表面冷却器（１５０）の支持機構。
【請求項８】
前記低摩擦摩耗材料（１２０）が低摩擦係数を有する、請求項１に記載の表面冷却器（１５０）の支持機構。
【請求項９】
前記低摩擦摩耗材料（１２０）がＰＥＥＫ材料である、請求項８に記載の表面冷却器（１５０）の支持機構。
【請求項１０】
前記低摩擦摩耗材料（１２０）が、前記低摩擦摩耗材料（１２０）を通じた前記前方および後方冷却器リブ（１６２、１６４）の円周方向の移動を許容する、請求項８に記載の表面冷却器（１５０）の支持機構。
【請求項１１】
前記前方ブラケット（１８０）および前記後方ブラケット（１９０）が円周方向に湾曲している、請求項１に記載の表面冷却器（１５０）の支持機構。
【請求項１２】
前記前方ブラケット（１８０）および前記後方ブラケット（１９０）が軸線方向にずれている、請求項１に記載の表面冷却器（１５０）の支持機構。
【請求項１３】
前記前方ブラケット（１８０）および前記後方ブラケット（１９０）が軸線方向に整列している、請求項１に記載の表面冷却器（１５０）の支持機構。
【請求項１４】
前記前方ブラケット（１８０）および前記後方ブラケット（１９０）が略Ｃ字状である、請求項１に記載の表面冷却器（１５０）の支持機構。
【請求項１５】
前記本体（１６０）が複数の非凝結チャネルをさらに備える、請求項１に記載の表面冷却器（１５０）の支持機構。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本実施形態は、概してガスタービンエンジンで利用される熱交換器に関する。特に、本実施形態は、限定されないが表面式熱交換器用の取付ブラケットに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンでは、空気が圧縮器で加圧され、タービン段を通じて下流方向に流れる高温燃焼ガスを発生させるために燃焼器で燃料と混合される。典型的なガスタービンエンジンは、一般に、前方端および後方端を有し、それらの間に軸方向にエンジンの幾つかのコアまたは推進部品が配置される。吸気口または空気入口は、エンジンの前方端に位置する。入口には、後方端に向けて順番に圧縮器、燃焼チャンバおよびタービンが続く。例えば、低圧および高圧圧縮器、低圧および高圧タービン等の追加部品がエンジンに含まれ得ることは、当業者にとって容易に明らかであろう。しかし、これは、限定的な列挙ではない。典型的なターボプロップガスタービンエンジン式の航空機では、タービン段は、ターボプロペラを回転させるために燃焼ガスからエネルギーを抽出する。幾つかの実施形態では、推進器は、幾つかの飛行機については１つ以上のターボプロペラ（以下、「ターボプロップ」）に動力を供給し得る。代替的な実施形態では、推進器は、ヘリコプターの動作のために、ロータとして具現化される１つ以上のターボプロペラを駆動し得る。
【０００３】
動作中、ガスタービンエンジンによる燃焼およびエネルギー抽出プロセスによって著しい発熱が生じる。エンジンを故障させ得る許容できないレベルまでエンジン温度を上昇させないように、エンジン内の発熱を管理する必要がある。熱を制御し、エンジン寿命を向上させる一方法は、エンジン部品を冷却流体で潤滑し、さらに潤滑流体を冷却することである。そのような熱交換の実施形態では、タービンエンジンの高温流体を冷却するために空気流が利用される。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】米国特許出願公開第２０１３／００１１２４６号明細書
【発明の概要】
【０００５】
表面冷却器用の従来技術の取付システムは、製造がさらに困難である重く複雑な取付システムを利用する。これらの取付システムは、表面冷却器の金属を時には撓ませ得る複合溶接を利用する。これらの複雑な取付システムを克服し、冷却器の例えば円周方向の熱的増大を許容しながらも、製造が容易で、設置が容易で、動作性に優れるシステムを提供することが望ましいであろう。加えて、表面冷却器構造によって可能である、高サイクル疲労の可能性を克服するシステムを提供することが望ましいであろう。
【０００６】
本実施形態によれば、熱交換器を所定位置に保持するために前方および後方ブラケットを利用する表面式熱交換器が提供される。表面式熱交換器は、複数のコア冷却チャネルと、ガスタービンエンジンを通じた空気流のために配置されるフィンとを含む。ブラケットは、低摩擦摩耗材料と、熱交換器に幾らかのバネ力をもたらす絶縁シートとを含む。
【０００７】
幾つかの実施形態によれば、表面冷却器の支持機構は、複数の冷却チャネルを有する本体と、複数の冷却チャネルに隣接して配置された複数の熱交換フィンと、本体の横方向縁部に沿って延在する対向する前方および後方冷却器リブを有する本体と、を含む熱交換器を備える。少なくとも１つの後方ブラケットは、後方ブラケット本体、および後方冷却器リブを受容するための第１の溝を有し、少なくとも１つの前方ブラケットは、前方ブラケット本体、および前方冷却器リブを受容するための第２の溝を有する。低摩擦摩耗材料は、第１の溝および第２の溝のそれぞれの内部に配置される。絶縁シートは、第１の溝および第２の溝のうちの少なくとも一方に配置される。
【０００８】
任意選択的に、絶縁シートは、バネ力をもたらし、圧縮可能であってもよい。絶縁シートは、高サイクル疲労に対する減衰をもたらす。第１の溝および第２の溝は、それぞれ支持面を有し、支持面が略水平であってもよい。支持面は、エンジン軸線に対して角度を有してもよい。低摩擦摩耗材料は、低摩擦係数を有してもよい。例えば、低摩擦摩耗材料は、ＰＥＥＫ材料であってもよい。低摩擦摩耗材料は、低摩擦摩耗材料を通じた前記前方および後方冷却器リブの円周方向の移動を許容してもよい。前方ブラケットおよび後方ブラケットは、円周方向に湾曲している。前方ブラケットおよび後方ブラケットは、軸線方向にずれていてもよく、軸線方向に整列していてもよい。前方ブラケットおよび後方ブラケットは、略Ｃ字状であってもよい。本体は、複数の非凝結チャネルをさらに備えてもよい。
【０００９】
概要を述べた上記特徴の全ては、例示としてのみ理解されるべきであり、表面冷却器の支持機構のさらに多くの特徴および目的は、ここの開示から収集され得る。したがって、この要約の限定解釈は、明細書、特許請求の範囲、およびここに含まれる図面の全体を解釈せずに理解されるべきではない。
【００１０】
添付図面と共に以下の実施形態の説明を参照することによって、これらの例示的な実施形態の上記および他の特徴および利点、ならびにこれらを実現する方法がさらに明らかになり、また、表面冷却器の支持機構がさらに理解されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】例示的なガスタービンエンジンの概略図である。
【図２】ガスタービンエンジンの入口部の例示的な側面図である。
【図３】内部に円周方向に配置された少なくとも１つの表面冷却器を有するファンケースの斜視図である。
【図４】複数の支持機構を含む表面冷却器の上部斜視図である。
【図５】表面式熱交換器を取り付ける前方および後方ブラケットを含む支持機構の断面図である。
【図６】前方ブラケットの斜視図である。
【図７】後方ブラケットの斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
つぎに、提供される実施形態を詳細に参照すると、そのうちの１つ以上の例が図面に図示されている。各例は、開示する実施形態の限定ではなく、説明として提供されている。実際、開示の範囲または主旨から逸脱せずに本実施形態に様々な修正および変形を施し得ることは、当業者にとって明らかであろう。例えば、一実施形態の一部として図示され説明される特徴を他の実施形態で使用してさらなる実施形態を生じさせることができる。よって、本開示は、添付の特許請求の範囲およびそれらの均等の範囲内にあるような修正および変形をカバーすることが意図される。
【００１３】
図１から図７を参照すると、航空機の熱交換器の様々な実施形態が示されている。熱交換器は、タービンエンジンの入口領域内または迂回流領域内の流路面で利用され得る。代わりに、熱交換器は、プロペラまたはロータブレードによるローターウォッシュが熱交換器上の空気を移動させて、非限定的な例として軸受油等のエンジン冷却流体を冷却する、飛行機またはヘリコプター等の航空機の外面で使用されてもよい。熱交換器は、熱交換器を所定位置に保持する前方および後方ブラケットを含む。ブラケットは、軸線方向の安定性をもたらす一方で、円周方向の熱膨張を許容する。ブラケットは、摩耗材料および絶縁もしくはバネ状の材料を含む。
【００１４】
ここでは、用語「軸線方向の」または「軸線方向に」は、エンジンの長手方向軸線に沿う寸法を意味する。「軸線方向の」または「軸線方向に」と共に使用される用語「前方」は、エンジンの入口に向かう方向に移動すること、または部品が他の部品と比べてエンジンの入口に相対的に近いことを意味する。「軸線方向の」または「軸線方向に」と共に使用される用語「後方」は、エンジンの出口に向かう方向に移動すること、または部品がエンジンの入口と比べて出口に相対的に近いことを意味する。
【００１５】
ここでは、用語「半径方向の」または「半径方向に」は、エンジンの中心長手方向軸線とエンジンの外周面との間に延在する寸法を意味する。用語「近くの」または「近くに」自体の使用または用語「半径方向の」または「半径方向に」との使用は、中心長手方向軸線に向かう方向の移動、または部品が他の部品と比べて中心長手方向軸線に相対的に近いことを意味する。用語「遠くの」または「遠くに」自体の使用または用語「半径方向の」または「半径方向に」との使用は、エンジンの外周面に向かう方向に移動すること、または部品が他の部品と比べてエンジンの外周面に相対的に近いことを意味する。
【００１６】
ここでは、用語「横方向の」または「横方向に」は、軸線方向および半径方向の寸法の両方と垂直な寸法を意味する。
【００１７】
まず図１を参照すると、ガスタービンエンジン１０の概略側面図が示されており、ガスタービンエンジンは、複数段の高圧圧縮器１４、燃焼器１６および複数段の高圧タービン１８によって概ね形成される推進器またはコア１３に空気が進入する、エンジンの入口端１２を有する。集合的に、推進器１３は、エンジン１０の動作のための動力を供給する。
【００１８】
ガスタービンエンジン１０は、ファンアセンブリ２８、低圧タービン２０および低圧圧縮器もしくはブースタ２２をさらに備える。ファンアセンブリ２８は、２６で概略示されるロータディスクから半径方向外側に延在するファンブレード２４のアレイを含む。軸方向で入口側１２の反対側には、排気側３３がある。一実施形態では、エンジン１０は、非限定的な例として、Ｇｅｎｅｒａｌ  Ｅｌｅｃｔｒｉｃ  Ａｉｒｃｒａｆｔ  Ｅｎｇｉｎｅｓ社（オハイオ州シンシナティ）から市販されているＣＴ７エンジンである。ガスタービン１０は、航空機の実施形態で示されているが、そのような例は、限定的に理解されるべきではなく、ガスタービン１０は、航空機、発電、産業、船舶等に使用され得る。
【００１９】
動作中、空気は、エンジン１０の空気入口端１２を通じて進入し、圧縮器２２、１４の少なくとも１つの圧縮段を通じて移動し、圧縮段では、空気圧が増加して燃焼器１６に導入される。圧縮空気は、燃料と混合されて燃焼され、高圧タービン１８に向けて燃焼器１６を出る高温燃焼ガスをもたらす。高圧タービン１８では、高温燃焼ガスからエネルギーが抽出され、高圧シャフト２５を回転させるタービンブレード３２を回転させる。高圧シャフト２５は、エンジンの前方へ通過して、１つ以上の圧縮器１４の段を回転させ、動力供給サイクルを継続させる。低圧タービン２０も、さらなるエネルギーを抽出し、追加の圧縮器段に動力供給するように利用され得る。ターボファン２８は、低圧シャフト２７によって低圧圧縮器２２および低圧タービン２０に接続される。ターボファン２８は、タービンエンジン１０のための推力を引き起こす。低圧および／または迂回空気は、エンジン部品の冷却を促すためにも使用され得る。
【００２０】
ガスタービン１０は、エンジン軸線２９の周りに軸対称であり、したがって、様々なエンジン部品が軸線の周りで回転する。軸対称の高圧シャフト２５は、タービンエンジンの前方端を通じて後方端内に延在し、シャフト構造の区間に沿った軸受けによって軸支される。シャフト２５は、エンジン１０の軸線または中心線２９の周りに回転する。高圧シャフト２５は、高圧シャフト２５の回転から独立した、内部での低圧タービンシャフト２７の回転を許容するように中空であり得る。低圧シャフト２７も、エンジンの中心線軸線２９の周りに回転し得る。動作中、シャフトは、発電および産業または航空機の使用領域で使用される様々な形式のタービンのための動力または推力を引き起こすために、タービンのロータアセンブリ等、シャフトに接続された他の構造と共に回転する。
【００２１】
つぎに図２を参照すると、エンジン１０の入口端１２の側面図が示されている。入口１２は、ロータディスク２６およびディスク２６から延在する複数のブレード２４によって部分的に形成されたファンアセンブリ２８を含む。ファンアセンブリ２８の下流方向には、ファンケース１７とコア１３の間に延在する一組の出口ガイドベーンがある。出口ガイドベーン４０は、ファンアセンブリ２８を出て迂回ダクト４２を通じて移動する空気流の向きを制御する。出口ガイドベーン４０の後方には、少なくとも１つの表面冷却器１５０がある。一実施形態によれば、実質的にファンケース１７の周囲の周りに延在するように２つの表面冷却器が利用され得る。加えて、表面冷却器１５０の周囲形状を規定するように１つ以上のセグメントが利用され得る。加えて、表面冷却器１５０は、出口ガイドベーン４０の後方に示されている。しかし、他の実施形態によれば、表面冷却器１５０は、図１に示すように、ファンアセンブリ２８の前方に配置されてもよい。さらに、表面冷却器１５０は、迂回ダクト４２内へさらに後方に露出されてもよい。
【００２２】
つぎに図３を参照すると、エンジン１０から取り除かれたファンケース１７の斜視図が示されている。ファンケース１７は、内面３４を有する円形状である。内面３４に沿って、第１および第２の表面冷却器１５０がある。表面冷却器１５０は、内面に沿って円周方向に延在し、略円形のアセンブリを形成する。前述したように、表面冷却器１５０は、周囲の一部または全体の周りに延在する１つのセグメントを含んでもよく、周囲形状を形成するように結合された２つ以上のセグメントから構成されてもよい。本実施形態では、２つの冷却器１５０のそれぞれは、ケースの一側に配置された入口マニホールド１５２と、ファンケース１７の周りに半円状に延在する熱交換器本体とを含む。冷却器の反対側の端部には、帰還マニホールド１５４がある。これらの構造１５２、１５４は、移動されてもよく、示された端部位置に限定されない。
【００２３】
つぎに図４を参照すると、表面冷却器１５０の斜視図が示されている。冷却器１５０は、第１の端部に入口マニホールド１５２、第２の端部に帰還マニホールド１５４を含む。本体１６０は、入口マニホールド１５２と帰還マニホールド１５４の間に延在する。本体１６０およびマニホールド１５２、１５４は、一体に形成されてもよく、互いに接続可能であってもよい。本体１６０は、本体１６０の前方側に第１のリブ１６２、本体の後方側に後方リブ１６４を含む。リブ１６２、１６４は、円周方向に連続であってもよく、非連続であってもよく、本体１６０と接続するための前方および後方ブラケット用の位置を提供してもよい。リブ１６２、１６４に接続されるブラケット１８０、１９０は、連続であってもよく、重量を軽減するために図のように非連続であってもよい。ブラケット１８０、１９０は、軸線方向で互いに整列されてもよく、軸線方向で互いにずらされてもよい。
【００２４】
つぎに図５を参照すると、表面冷却器１５０の断面図が示されている。冷却器本体１６０は、概ね矩形状であり、前方および後方面１６５、１６７の間に延在する上面１６１および下面１６３を有する。第１のリブ１６２および第２のリブ１６４は、それぞれ前方および後方面１６５、１６７から前方向および後方向に延在する。
【００２５】
冷却器本体１６０の内部は、複数の冷却チャネル１６６を含み得る。これらのチャネル１６６は、マニホールド１５２から進入して冷却器本体１６０内に入り、帰還マニホールド１５４に向けて移動するエンジン冷却流体の流れを可能にする。下面１６３に沿って複数のフィン１７０がある。冷却チャネル１６６を通過中、冷却器本体１６０に接続されたフィン１７０を通過する空気は、流体が貯留リザーバに導入される前または例えば軸受サンプでの使用に戻される前に、熱交換をもたらし、エンジン流体の温度を低減させる。
【００２６】
断面図に示すように、リブ１６２、１６４は、溝１８２、１９２内に延在する。これによって、半径方向の外側および内側方向で冷却器本体１６０を捕捉する。装置は、前方および後方軸線方向でも本体１６０を捕捉する。
【００２７】
前方および後方ブラケット１８０、１９０のそれぞれは、ファンケース１７の曲率に近似するように円周方向に湾曲している本体を有する。ブラケット本体のそれぞれは、冷却器本体１６０の対応する前方リブ１６２および後方リブ１６４を受容する溝１８２、１９２を含む。各溝１８２、１９２内には、低摩擦摩耗材料１２０がある。そのような材料は、概ねＵ字状であり、前方リブ１６２および後方リブ１６４の上、下および横面を取り囲む。低摩擦材料１２０の下方で溝１８２、１９２内に配置されて、絶縁シート１３０がある。絶縁シート１３０は、溝１８２、１９２内で半径方向外側にリブ１６２、１６４を押し付けるバネ力を冷却器本体１６０にもたらす。
【００２８】
つぎに図６を参照すると、前方ブラケット１８０の斜視図が示されている。ブラケット１８０は、ファンケース１７（図１）との接続のための締結開口を有する上面１８１を含む。上面は、溝１８２への１つ以上の移行面１８３で下向きに延在する。１つ以上の移行面は、垂直に、または或る角度で、またはこれらの組合せで下向きに延在し得る。溝は、略水平またはエンジン軸線２９（図１）と平行である座部１８４を含む。代わりに、座部１８４は、エンジン軸線２９（図１）に対して或る角度で配置されてもよい。溝１８２は、上面１８５と、上面１８５と座部１８４の間に延在する溝奥面１８７とをさらに備える。溝１８２は、様々な形態を有し得る。本実施形態によれば、構造は、概ねＵ字状またはＣ字状である。しかし、座部および上面１８４、１８５は、エンジン軸線と平行でもよく、エンジン軸線に対して幾らかの角度を有してもよい。これらの面は、一方がエンジン軸線２９と平行であるが、他方が平行であってもよく平行でなくてもよいように、独立して変化してもよい。奥面１８７は、低摩擦材料１２０が内部に延在し得る溝１８２内への距離を提供する。低摩擦材料１２０は、溝１８２の形状に一致してもよい。低摩擦材料１２０は、図のように、溝１８２内に延在可能な薄いシート材料である。材料１２０は、移行面１８３の少なくとも一部およびブラケットの下部内面１８６の一部に重なるような長さである。これによって、使用中の温度膨張の間に構造１５０が増大するにつれて、エンジン１０の円周方向で冷却器本体１６０を増大させる。加えて、エンジンが冷却すると、本体１６０は、溝１８２を通じて円周方向にも収縮し得る。低摩擦摩耗材料１２０は、金属間接触を抑制し、所与の補修間隔でのエンジン改造中にさらに容易に交換され得る摩耗材料を提供する。低摩擦摩耗材料１２０は、幾つかの実施形態によれば、例えばＡ１７Ｂ９３Ａ１または同等品の、ＰＥＥＫ材料であり得る。この材料は、溝１８２、１９２と冷却器リブ１６２、１６４の間に低摩擦面を提供する。加えて、材料１２０は、摩耗し得、計画された補修間隔中にさらに容易に交換され得る。
【００２９】
溝１８２内には、座面１８４上に絶縁シート１３０が配置される。絶縁シート１３０は、例えばＡＭＳ−３３０１または同等品から形成され得、半径方向でリブ１６２、１６４（図５）および低摩擦材料１２０のバネ付勢をもたらす。絶縁シート１３０は、座部１８４に配置されて示されているが、絶縁シート１３０が溝の上面１８５に配置されてもよい。
【００３０】
つぎに図７を参照すると、後方ブラケット１９０が斜視図に示されている。後方ブラケット１９０は、上面１９１と、例示的な実施形態によれば、概ね垂直であり、上面１９１に支持される移行面１９３とを含む。しかし、そのような構造は、完全に垂直である必要はなく、示されるように、前方ブラケット１８０に対して角度を付けられてもよく、ブラケット１８０に示されるように傾斜面と垂直面の両方を含んでもよい。溝１９２は、移行面１９３からブラケット１９０内に延在する。溝１９２は、上面１９５および座部１９４を含む。溝の深さは、示される実施形態では概ね垂直である面１９７によって規定される。座部１９４は、概ね水平であるが、代わりにエンジン軸線２９に対して或る角度を有してもよい。従前の実施形態と同様に、座部１９４は、バネ付勢絶縁シート１３０と、溝１９２内に延在する低摩擦摩耗材料１２０とを含む。低摩擦摩耗材料１２０は、溝から突出し、下面１９６および上移行面１９３を少なくとも部分的に覆うような長さである。これによって、熱膨張または収縮中にブラケット１９０と本体１６０を結合させずに、円周方向での本体１６０の移動が可能になる。低摩擦材料１２０も、ＰＥＥＫから構成されてもよいが、他の材料が使用されてもよい。同様に、絶縁シート１３０は、ＡＭＳ−３３０１または同等品から形成されてもよい。
【００３１】
構造および方法の前述した説明は、図示を目的として提示されている。開示する正確な工程および／または形態に本発明を包括または限定することは意図されておらず、当然ながら、上記教示を考慮した多くの修正および変形が可能である。ここで説明する特徴は、任意の組合せで組み合わされてもよい。ここで説明する方法の工程は、物理的に可能な任意の順序で実施されてもよい。方法および材料の特定の実施形態が図示されて説明されているが、それらに限定されることはなく、むしろ添付の特許請求の範囲によってのみ限定されるであろうことが理解される。
【符号の説明】
【００３２】
１０  ガスタービンエンジン
１２  空気入口端
１３  コア推進器
１４  高圧圧縮器
１６  燃焼器
１７  ファンケース
１８  高圧タービン
２０  低圧タービン
２２  低圧圧縮器
２４  ファンブレード
２５  高圧シャフト
２６  ロータディスク
２７  低圧シャフト
２８  ファンアセンブリ
２９  エンジン軸線
３２  タービンブレード
３４  内面
４０  出口ガイドベーン
４２  迂回空気ダクト
１２０  摩耗材料
１３０  絶縁シート
１５０  表面冷却器
１５２  入口マニホールド
１５４  帰還マニホールド
１６０  本体
１６１  上面
１６２  第１のリブ
１６３  下面
１６４  後方リブ
１６５  前面
１６６  冷却チャネル
１６７  後面
１７０  フィン
１８０  前方ブラケット
１８１  上面
１８２  溝
１８３  移行面
１８４  座部
１８５  上面
１８６  下部内面
１８７  溝奥面
１９０  後方ブラケット
１９１  上面
１９２  溝
１９３  移行面
１９４  座部
１９５  上面
１９６  下面
１９７  溝奥面
【図１】
2015098868.tif 000003
【図２】
2015098868.tif 000004
【図３】
2015098868.tif 000005
【図４】
2015098868.tif 000006
【図５】
2015098868.tif 000007
【図６】
2015098868.tif 000008
【図７】
2015098868.tif 000009
【外国語明細書】
2015098868000001.pdf