(57)【要約】  航空機のタービンエンジン（１０）であって、前記タービンエンジンは、少なくとも１つの低圧体（１２ａ）および高圧体（１２ｂ）、ならびに前記低圧体上で動力を引き出すための手段（５４）を備え、前記手段は、動力を引き出すための第１のシャフト（５４ａ）を備え、前記第１のシャフトの半径方向内側端部は、低圧体によって駆動される第１のアイドラベベルホイール（５４ｃ）と噛み合った第１のベベルギア（５４ｂ）を支持しており、タービンエンジンは、軸の周りに延在し、ステータに剛的に結合している第１の環状軸受支持体（７６）をさらに備える。本発明は、第１の軸受支持体が、アイドラホイールの第２の略円筒形部分（５４ｃａ）と同軸に延在する第１の略円筒形部分（７６ｂ）を備え、前記第１の部分および第２の部分が軸受（７８、８０）によって一方が他方の内側に案内され、そしてアイドラホイールは、第１の軸受支持体から独立している環状減衰部品（８６、８６）を利用して低圧体によって駆動されることを特徴とする。
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも１つの低圧体（１２ａ）および高圧体（１２ｂ）、ならびに少なくとも前記低圧体上で動力を引き出すための引出手段（５４）を備え、前記引出手段は、前記本体の回転の長手方向軸線（Ａ）に対して実質的に半径方向に延在する第１の動力引出シャフト（５４ａ）を具備し、この第１の引出シャフトは、前記低圧体によって駆動される第１のアイドラベベルホイール（５４ｃ）と噛み合った第１のベベルギア（５４ｂ）を保持する半径方向内側端部を具備し、タービンエンジンはさらに、前記軸の周りに延在し、ステータと一体の第１の環状軸受支持体（７６）を備える航空機のタービンエンジン（１０）であって、
前記第１の軸受支持体は、前記アイドラホイールの第２の略円筒形部分（５４ｃａ）と同軸に延在する第１の実質的に円筒形の部分（７６ｂ）を具備し、この第１の部分および第２の部分は、軸受（７８、８０）によって一方が他方の内側に案内され、前記アイドラホイールは、前記第１の軸受支持体から独立している環状減衰部（８６，８６’）を通して前記低圧体によって駆動されることを特徴とする、航空機のタービンエンジン（１０）。
【請求項２】
前記第１の部分および前記第２の部分（７６ｂ、５４ｃａ）は、互いから軸線方向に離間された２つの隣接する軸受（７８、８０）、例えば玉軸受およびころ軸受などによって案内される、請求項１に記載のタービンエンジン（１０）。
【請求項３】
前記第１の軸受支持体（７６）は、前記引出シャフト（５４ａ）を案内するためのハウジング（７２）に固定または接続されている、請求項１または２に記載のタービンエンジン（１０）。
【請求項４】
前記第１の軸受支持体（７６）は、軸線方向の半分の部分において略Ｌ字形を有し、その半径方向の内周が前記第１の部分（７６ｂ）を備え、かつ前記アイドラホイール（５４ｃ）によって少なくとも部分的に囲まれることが意図されている、請求項１から３のいずれか一項に記載のタービンエンジン（１０）。
【請求項５】
前記アイドラホイール（５４ｃ）は、軸線方向の半分の部分において略Ｌ字形を有し、その半径方向の内周が前記第２の部分（５４ｃａ）を備え、かつ前記軸受支持体（７６）によって少なくとも部分的に囲まれることが意図されている、請求項１から３のいずれか一項に記載のタービンエンジン（１０）。
【請求項６】
前記アイドラホイール（５４ｃ）は、前記軸線（Ａ）の周りでおよび／または半径方向にねじれて弾性変形する能力を有する環状の減衰部（８６、８６’）を介して前記低圧体（１２ａ）によって駆動される、請求項１から５のいずれか一項に記載のタービンエンジン（１０）。
【請求項７】
前記アイドラホイール（５４ｃ）は、貫通オリフィス（８８）の環状の列を有する、および／またはその開口部が軸方向に上流または軸方向に下流に向けられたＣ字形の軸線方向の半分の部分を有する環状部分（８６ｂ’）を有する環状減衰部（８６、８６’）を介して前記低圧体（１２ａ）によって駆動される、請求項１から６のいずれか一項に記載のタービンエンジン（１０）。
【請求項８】
前記第１のベベルギア（５４ｂ）および前記第１の偏向ホイール（５４ｃ）は、高圧体（１２ｂ）を案内するための軸受（４８ａ）を潤滑するためのエンクロージャ（Ｅ）に収容されている、請求項１から７のいずれか一項に記載のタービンエンジン（１０）。
【請求項９】
請求項８に記載のタービンエンジン（１０）において、前記高圧体（１２ｂ）上で動力を引き出すための手段（５０）をさらに備え、これら引出手段は、前記軸線（Ａ）に対して実質的に半径方向に延在し、前記高圧体によって駆動される第２のアイドラベベルホイール（５０ｃ）と噛み合う第２のベベルギア（５０ｂ）を保持する半径方向内側端部を具備する第２の動力引出シャフト（５０ａ）を備え、前記第２の歯車および前記第２のアイドラホイールは、前記潤滑エンクロージャ（Ｅ）に収容されている、タービンエンジン。
【請求項１０】
請求項９に記載のタービンエンジン（１０）において、周囲に管状アーム（４４）の環状の列が配置された環状シュラウド（６２）を具備する中間ケーシング（４０）を備え、このシュラウドは、前記潤滑エンクロージャ（Ｅ）を、このエンクロージャ周りに延在する環状ガス流ダクトから隔離して、前記第１の軸受支持体（７６）と高圧体（１２ｂ）を案内するための前記軸受（４８ａ）との間で軸方向に延在し、前記第１の引出シャフトおよび前記第２の引出シャフト（５０ａ、５４ａ）は、この中間ケーシングの異なるアームを通って延在する、タービンエンジン。
【請求項１１】
請求項１０に記載のタービンエンジン（１０）のモジュール式の組立方法であって、
（ａ）タービンエンジンの第１のモジュール（Ｂ）を組み立てるステップであって、この第１のモジュールは、高圧体（１２ｂ）の少なくとも一部、中間ケーシング（４０）の少なくとも一部、メインシャフト（１２ａａ）を含む低圧体（１２ａ）の一部、および第２の動力引出手段（５０）を備えるステップと、
（ｂ）第２のタービンエンジンモジュール（Ｃ）を取り付け、そして上流からの軸線方向の並進によってそれを前記第１のモジュール（Ｂ）の一部に、およびその周りに組み立てるステップであって、前記第２のモジュールは、前記第１の軸受支持体（７６）と、前記第１の動力引出手段（５４）とを備えるステップと、
（ｃ）第３のタービンエンジンモジュール（Ｄ）を取り付け、そして上流からの軸線方向の並進によってそれを組み立てるステップであって、この第３のモジュールは、二次シャフト（１０４）を含む低圧体の一部ならびに前記減衰部（８６、８６’）を備え、この第３のモジュールは、前記第１のモジュール（Ｂ）の部品と前記第２のモジュール（Ｃ）の部品との間で半径方向に係合する部品を備え、この組立体は、一方では、スプライン（１０６）を介して低圧体（１２ａ）のメインシャフト（１２ａａ）と二次シャフト（１０４）を係合することを可能にし、他方では、他のスプライン（９０）を介して、前記二次シャフト（１０４）によって保持される減衰部（８６、８６’）と前記アイドラホイール（５４ｃ）の係合、またはこのアイドラホイールと既に係合した中間部分（９２）と係合することを可能にするステップと、
を備える、請求項１０に記載のタービンエンジン（１０）のモジュール式組立方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、少なくとも２つの本体を有し、動力を引き出すための手段を有する航空機のタービンエンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
先行技術は、文献である、欧州特許出願公開第１７０１０１９号明細書、国際公開第９９／４７７９９号、米国特許出願公開第２０１２／２１３６２９号明細書、仏国特許出願公開第２６４５９０７号明細書、仏国特許出願公開第３０２６７７５号明細書および国際公開第２０１５／１６６１８７号を含む。
【０００３】
航空業界は現在、商用航空にハイブリッドエンジンを使用することの関連性について多くの疑問を投げかけている。電気エネルギーの使用は、現在、航空機の機能を満たすためだけでなく、タービンエンジンの機能を電化するためにも検討されている。
【０００４】
これは、化石燃料エネルギーと電気エネルギーを組み合わせて推進部（タービンエンジンのファン）を駆動し、特定のエンジンおよび／または航空機の機能に電力を供給するハイブリッドエンジンアーキテクチャ解決策の研究につながる。
【０００５】
これらのアーキテクチャは、高いバイパス比と減速機機構に基づくことができるが、マルチボディ機構（２つまたは３つの本体）に基づく場合もある。これらのアーキテクチャでは、タービンエンジンは低圧体と、高圧体とを備え、各本体は、圧縮機のロータをタービンのロータに接続するシャフトを備えている。
【０００６】
電気エネルギーを生成するために、これらの本体の１つから機械的動力を引き出し、この動力を発電機に戻すことが知られている。この発電機はスタータとしても機能するため、タービンエンジンの始動時には電気モータとして機能することもできる。
【０００７】
タービンエンジン本体上で動力を引き出すための手段は、従来より、動力引出シャフトを備え、その一端は、本体によって駆動されるアイドラベベルホイールと噛み合ったベベルギアを保持する。
【０００８】
現在知られている技術では、タービンエンジンの低圧体上での高い動力の引き出しを、特に高いバイパスおよび減速比と一体化することは非常に複雑である。動力引出手段に必要な寸法および空間は、高圧体上での引出手段と同様の一体化を想定するには大きすぎる。したがって、低圧体のシャフトにアイドラホイールを直接取り付けることは不可能である。
【０００９】
１つの解決策は、低圧体のシャフトと動力引出シャフトとの間に歯車列を追加することであり得る。しかしながら、必要な部品の数が多いため、引出手段はより複雑でかさばるものになるであろう。
【００１０】
ディメンショナルチェーンがいくつかの歯車で構成されることになり、そのうちの１つは低圧体のシャフトに直接固定されることになる。本体を案内するための軸受は、この歯車から軸方向に離れているため、ギア間の噛み合いの遊びに関して問題を招く可能性がある。
【００１１】
さらに、高バイパス比のタービンエンジンは、特にエンジンの直径が小さいことを特徴としている（これは細腰タイプである）。したがって、エンジンの一次流れの流れダクトは内径が小さく、このことは、特に、本体と本体の周りに延在するこのダクトとの間の利用可能な環状空間を減少させる。動力引出手段、および特に上述した歯車列は、それらが半径方向に大きすぎてダクトと干渉するため、そこに取り付けることができなかった。
【００１２】
最後に、動力引出手段は、これらの軸受の支持体を介して、振動および動的応力を軸受に伝達する傾向があることが観察された。このような振動は、軸受だけでなくタービンエンジンの動作および耐用年数にも悪影響を与える可能性がある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１３】
【特許文献１】欧州特許出願公開第１７０１０１９号明細書
【特許文献２】国際公開第９９／４７７９９号
【特許文献３】米国特許出願公開第２０１２／２１３６２９号明細書
【特許文献４】仏国特許出願公開第２６４５９０７号明細書
【特許文献５】仏国特許出願公開第３０２６７７５号明細書
【特許文献６】国際公開第２０１５／１６６１８７号
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１４】
本発明は、上記の問題の少なくともいくつかに対する解決策を提供する。
【課題を解決するための手段】
【００１５】
本発明は、航空機のタービンエンジンを提供し、このタービンエンジンは、少なくとも１つの低圧体および高圧体、ならびに少なくとも前記低圧体に動力を引き出すための手段を備え、前記引出手段は、前記本体の回転の長手方向軸に対して実質的に半径方向に延在する第１の動力引出シャフトを備え、この第１の引出シャフトは、前記低圧体によって駆動される第１のアイドラベベルホイールと噛み合った第１のベベルギアを保持する半径方向内側端部を備え、タービンエンジンはさらに、前記軸の周りに延在し、ステータと一体型の第１の環状軸受支持体を備えており、
前記第１の軸受支持体は、前記アイドラホイールの第２の実質的に円筒形の部分と同軸に延在する第１の実質的に円筒形の部分を備え、前記第１の部分および前記第２の部分は、軸受によって一方が他方の内側に案内され、前記アイドラホイールは、前記第１の軸受支持体から独立している環状減衰部を通して前記低圧体によって駆動されることを特徴とする。
【００１６】
したがって、本発明は、低圧（またはＬＰ）体上で動力を引き出すための解決策を提供する。
【００１７】
アイドラホイールは、その弾性変形能力のために振動および／または動的応力を吸収することができる減衰部を介して、本体によって駆動されることが理解される。さらに、軸受支持体はこの減衰部から独立しているため、振動および／または動的応力を軸受支持体、および軸受支持体が関連付けられている軸受に伝達することはない。これにより、軸受の最適な機能が保証され、特に、動力引出シャフトなど、これらの軸受を中心とする部品の最適な案内が保証される。
【００１８】
本発明によるタービンエンジンは、単独で、または互いに組み合わせて、以下の特徴の内の一つ以上を備えてよく、
−前記第１の部分および前記第２の部分は、玉軸受およびころ軸受など、互いに軸線方向に離間された２つの隣接する軸受によって案内され、
−前記第１の軸受支持体は、前記引出シャフトを案内するためのハウジングに固定または接続されており、
−前記第１の軸受支持体は、軸線方向の半分の部分において略Ｌ字形を有し、その半径方向の内周が前記第１の部分を具備し、かつ前記アイドラホイールによって少なくとも部分的に囲まれることが意図されており、
−前記アイドラホイールは、軸方向の半分の部分において略Ｌ字形を有し、その半径方向の内周が前記第２の部分を具備し、かつ前記軸受支持体によって少なくとも部分的に囲まれることが意図されており、
−前記アイドラホイールは、前記軸線周りでおよび／または半径方向にねじれて弾性変形する能力を有する環状減衰部を介して前記低圧体によって駆動され、
−前記アイドラホイールは、貫通オリフィスの環状の列を有する、および／または開口部が軸線方向に上流または軸線方向に下流に向けられたＣ字形の軸線方向の半分の部分を有する、環状部分を有する環状減衰部を介して前記低圧体によって駆動され、
−前記第１のベベルギアおよび前記第１のアイドラホイールは、高圧体を案内するための軸受を潤滑するためのエンクロージャに収容されており、
−タービンエンジンはまた、前記高圧体上で動力を引き出すための手段を備え、前記引出手段は、前記軸線に対して実質的に半径方向に延在し、前記高圧体によって駆動される第２のアイドラベベルホイールと噛み合う第２のベベルギアを保持する半径方向内側端部を備える第２の動力引出シャフトを備え、前記第２の歯車および前記第２のアイドラホイールは、前記潤滑エンクロージャに収容されており、
−タービンエンジンは、管状アームの環状の列が周りに配置された環状シュラウドを具備する中間ケーシングを備え、このシュラウドは、前記潤滑エンクロージャを、このエンクロージャの周りに延在する環状のガス流ダクトから隔離し、かつ高圧体を支持するために前記第１の軸受支持体と前記軸受との間に軸線方向に延在し、前記第１の引出シャフトおよび前記第２の引出シャフトは、この中間ケーシングの異なるアームを通して延在している。
【００１９】
本発明はまた、上記のようなタービンエンジンのモジュール式組立方法にも関し、これは、
（ａ）タービンエンジンの第１のモジュールの組み立てステップであって、この第１のモジュールは、高圧体の少なくとも一部、中間ケーシングの少なくとも一部、メインシャフトを含む低圧体の一部、ならびに第２の動力引出手段を備えるステップと、
（ｂ）上流からの軸線方向の並進による、前記第１のモジュールの一部上およびその周りへの第２のタービンエンジンモジュールの取り付けおよび組み立てステップであって、前記第２のモジュールは、前記第１の軸受支持体と、前記第１の動力引出手段を備えるステップと、
（ｃ）上流からの軸線方向の並進による、第３のタービンエンジンモジュールの取り付けおよび組み立てステップであって、この第３のモジュールは、二次シャフトを含む低圧体の一部ならびに前記減衰部を備え、この第３のモジュールは、前記第１のモジュールの部品と前記第２のモジュールの部品との間で半径方向に係合する部品を備え、この組立は、一方では、スプラインを介して低圧体のメインシャフトおよび二次シャフトと係合することを可能にし、他方では、他のスプラインを介して、前記アイドラホイールを備える前記二次シャフトによって保持される減衰部、またはこのアイドラホイールと既に係合した中間部分と係合することを可能にするステップと、を備える。
【００２０】
本発明は、添付の図面を参照して、非限定的な例としてなされた以下の説明を読むときによりよく理解され、本発明の他の詳細、特徴および利点が見えてくるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００２１】
【図１】高バイパス比の航空機のタービンエンジンおよび減速機の概略的な軸断面図である。
【図２】タービンエンジンの低圧体および高圧体の動力引出手段の概略図である。
【図３】本発明による航空機のタービンエンジンの一実施形態による、動力引出手段の軸線方向断面の部分的な概略半図である。
【図４】図３と同様の図であり、この図３のタービンエンジンのモジュール式組み立てステップを表す図である。
【図５】本発明による航空機のタービンエンジンの実施形態の一変形形態による動力引出手段の軸方向断面の部分的な概略半図である。
【図６】図５と同様の図であり、この図５のタービンエンジンのモジュール式組み立てステップを表す図である。
【発明を実施するための形態】
【００２２】
最初に、図１を参照すると、この図は、二重本体、二重フローの航空機のタービンエンジン１０を概略的に表している。
【００２３】
タービンエンジン１０は、従来の方法で、その上流にファン１４が配置されたガス発生器１２を備える。ファン１４は、ガス発生器１２の主要部分の周り、およびそれに沿って延在するナセル１８の一部であるファンケーシング１６によって囲まれている。
【００２４】
ここでのガス発生器１２は、２つの本体、すなわち、低圧体１２ａまたはＬＰと、高圧体１２ｂまたはＨＰとを備える。各本体は圧縮機と、タービンとを備える。
【００２５】
「上流」および「下流」という用語は、タービンエンジン１０内のガス流の主方向Ｆに従って考慮され、この方向Ｆは、タービンエンジンの長手方向軸線Ａに平行である。
【００２６】
上流から下流にかけて、ガス発生器１２は、低圧圧縮機２０、高圧圧縮機２２、燃焼エンクロージャ２４、高圧タービン２６および低圧タービン２８を備える。
【００２７】
ファン１４は、減速機３３を介して低圧体１２ａのロータに接続されたファンシャフト３２によって回転駆動される羽根３０の環状の列を備える。ファンを通過するガス流（矢印Ｆ）は、環状ノズル３４によってガス発生器１２の上流で、ガス発生器１２に供給する一次流れ３６と呼ばれる半径方向内部の環状流と、ガス発生器１２とナセル１８との間を流れ、タービンエンジンの推力の大部分を提供する二次流れ３８と呼ばれる半径方向外部の環状流とに分離される。
【００２８】
中間ケーシング４０が、低圧圧縮機２０と高圧圧縮機２２との間に配置され、ガス発生器１２をファンケーシング１６およびナセル１８に構造的に接続する。中間ケーシング４０は、低圧圧縮機２０のダクトと高圧圧縮機２２のダクトとの間で一次流れ３６へと延在する半径方向内側アーム４２の環状の列と、二次流れ３８へと延在する半径方向外側アーム４４の環状の列とを備える。アーム４２、４４は、一般に、数が制限され（１０個未満）、管状であり、補助装置が交差している。
【００２９】
低圧体１２ａのロータおよびファンシャフト３２は、軸受４６によって案内される。高圧体１２ｂのロータは、軸受４８によって案内される。軸受４６、４８は、玉軸受またはころ軸受であり、それぞれが、案内されるシャフトに取り付けられた内輪と、環状の軸受支持体によって保持される外輪と、リング間の転動体と備える。
【００３０】
軸受支持体は軸線Ａの周りに延在し、ステータに接続された、および例えばＬＰロータおよびＨＰロータの上流端を案内するための玉軸受４６ａ、４８ａの場合は中間ケーシング４０に接続された固定部品である。ＬＰロータおよびＨＰロータのそれぞれは、メインシャフトおよび、場合によってはトラニオンなどの環状の付属品を備える。
【００３１】
タービンエンジン１０は、ＨＰ体１２ｂ上に動力引出手段５０を備え、これは、軸線Ａに対して実質的に半径方向の向きを有する動力引出シャフト５０ａを備える。シャフト５０ａは、ＨＰ体に隣接して配置され、かつＨＰ体１２ｂのシャフト１２ｂａの上流端と一体式のアイドラホイール５０ｃと噛み合うベベルギア５０ｂを保持する、その半径方向内側端部を有する。シャフト５０ａの半径方向外側端部は、一般にＡＧＢと呼ばれる付属ギアボックス５２の歯車に接続されている（図１および図２）。付属ギアボックス５２は、一次流れダクト３６と二次流れダクト３８との間のガス発生器１２の周りの環状空間に配置されている。シャフト５０ａは、中間ケーシング４０のアーム４２の１つを通して一次流れダクトを通過する。
【００３２】
タービンエンジン１０は、ＬＰ本体１２ａ上に動力引出手段５４をさらに備え、これは、軸w線Ａに対して実質的に半径方向の向きを有する動力引出シャフト５４ａを備える。シャフト５４ａは、ＬＰ本体の近傍に配置され、かつＬＰ本体のシャフト１２ａａの上流端と一体式のアイドラホイール５４ｃと噛み合うベベルギア５４ｂを保持する半径方向内側端部を有する。シャフト５４ａの半径方向外側端部は、一般にＡＧＢと呼ばれる別の付属ギアボックス５６の歯車に接続されている（図１および図２）。付属ギアボックス５６は、上述の環状空間に配置され、シャフト５４ａは、中間ケーシング４０の別のアーム４２を通して一次流れの流れダクトを通過する。
【００３３】
図３により最適に見られるように、ＨＰ体１２ｂのシャフト１２ｂａを案内するための軸受４８ａは、この軸受を潤滑するための環状エンクロージャＥ内に配置されている。このエンクロージャＥは、略三角形の形状を有する半分の軸線部分を有する。ここでは、それは、ＨＰ体１２ｂのシャフト１２ｂａの上流端と、ＨＰ体１２ｂのシャフト１２ｂａを軸線方向に通過する、ＬＰ本体１２ａのシャフト１２ａａの一部によって、その内周において区切られている。エンクロージャＥは、上流側では環状カバー６０によって、および下流側では中間ケーシング４０の切頭円錐シュラウド６２によってさらに区切られており、シュラウドの半径方向の外周面６２ａは一次流れ３６の流れダクトを内部で区切っている。
【００３４】
カバー６０は、略切頭円錐形状を有し、その小さい方の直径の上流端は、ＬＰ本体１２ａのシャフト１２ａａの上述の部分を取り囲み、その大きい方の直径の下流端は、例えばボルト７４によって、シュラウド６２のより大きな直径の上流端に固定される。シュラウド６２のより小さな直径の下流端は、軸受４８ａの外輪４８ａａを保持しており、その内輪４８ａｂは、ＨＰ体１２ｂのシャフト１２ｂａの上流端に回転式に固定されている。
【００３５】
したがって、エンクロージャＥは、ロータ部分およびステータ部分によって区切られる。エンクロージャＥは、ロータ部分とステータ部分との間の隙間のところで環状シールによって密閉されている。これは、カバー６０と、６４で参照されるラビリンスシールが配置されているＬＰ本体１２ａに回転式に固定されているトラニオン６１との間の場合である。これはまた、中間ケーシング４０と、ＬＰ本体のシャフト１２ａａおよびＨＰ体のシャフト１２ｂａとの間の場合にも当てはまり、ラビリンスシール６６、６７は、ケーシング４０に固定されたシールリング６８とこれらの本体１２ａ、１２ｂとの間に配置される。リング６８は、その半径方向外側端部によってケーシング４０に固定され、その半径方向内側端部は、研磨可能な要素を保持する円筒形部分を備え、その第１の上流側は、ＬＰ本体１２ａの環状の一部６９に配置されたシール６６から突出する環状繋索と協働し、その第２の下流側は、ＨＰ体１２ｂのシャフト１２ｂａの上流端に配置されたシール６７から突出する環状繋索と協働する。
【００３６】
ＨＰ体１２ｂ上の動力引出h手段５０に関して、アイドラホイール５０ｃ、歯車５０ｂ、およびシャフト５０ａの半径方向内側端部（ここには示されていない）は、エンクロージャＥに収容されている。
【００３７】
同様に、ＬＰ本体１２ａ上の動力引出手段５４については、アイドラホイール５４ｃ、歯車５４ｂ、およびシャフト５４ａの半径方向内側端部はエンクロージャＥに収容されている。
【００３８】
シャフト５０ａ、５４ａは、タービンエンジンの軸線Ａに垂直な平面に対して傾斜させることができ、示される例のように、同様の傾斜角を有することができる。
【００３９】
上述したように、そして図２に示されるように、シャフト５０ａ、５４ａは、中間ケーシング４０の同じアームを通過せず、したがって相互に角度を形成する。例えば、それらは、時計の文字盤と同様に、６時と８時の位置にあるアームにそれぞれ収容される。歯車５０ｂは、本発明の理解を容易にするために図３では点線で表されているが、図の断面には配置されていない。
【００４０】
歯車５０ｂとアイドラホイール５０ｃとの間の噛み合いは、歯車５４ｂとホイール５４ｃとの噛み合いの円周Ｃ２の直径よりも直径が小さい円周Ｃ１上に実質的に配置される。
【００４１】
リング６８は、この穴の中で回転することができる歯車５０ｂが斜めに置かれる貫通開口部７０を備える。上に示したように、この開口部７０は、本発明の理解を容易にするために示されているが、図の断面にはない。
【００４２】
シャフト５４ａの半径方向内側端部は、カバー６０および中間ケーシング４０に取り付けられたハウジング７２によって案内される。ハウジング７２は、ここでは、それぞれころ軸受および玉軸受の２つの同軸の軸受を備え、またカバー６０の半径方向外側の環状フランジ６０ａに取り付けるための半径方向外側の環状フランジ７２ａを備える。
【００４３】
フランジ７２ａ、６０ａは、ボルト７４によって互いに、または中間ケーシング４０にも固定され、環状の軸受支持体７６の半径方向外側の環状フランジ７６ａが、これらのフランジ７２ａ、６０ａの間に挿入される。
【００４４】
支持体７６は、アイドラホイール５４ｃを案内するための軸受７８、８０を保持する。アイドラホイール５４ｃは、軸受７８、８０の外輪７８ａ、８０ａと一体である円筒形の壁５４ｃａを備え、これらの軸受は、ここでは互いに隣接し、軸線方向に離間されている。軸受７８は、上流に配置されたころ軸受であり、下流にある他の軸受８０は玉軸受である。軸受７０、８０の内輪７８ｂ、８０ｂは、軸受支持体７６の実質的に円筒形の壁７６ｂと一体である。反対に、軸受７８はころ軸受であり、下流に配置することができ、他の軸受８０、ここでは上流の軸受は玉軸受である。
【００４５】
したがって、軸受支持体７６の壁７６ｂが、ホイールの壁５４ｃａの内側に半径方向に延在することを理解することが可能である。壁７６ｂは、上流から下流に向かって半径方向外向きに広がる切頭円錐壁７６ｃによってフランジ７６ａに接続されている。図３に示されるように、壁７６ｃは、カバー６０に沿って延在し、それと共に、油循環ライン８２がその中に延在し得る環状空間を画定する。壁７６ｂは、ＬＰ本体１２ａの周りに、かつそこから半径方向の距離のところに延在し、それと共に、ライン８２に接続された油ノズル８４の環状の列が収容される環状空間を画定する。ノズル８４は、軸受７８、８０に油を噴霧するように構成されており、油は、壁７６ｂの半径方向の内面に噴霧され、壁７６ｂの孔７６ｂａを通して軸受７８、８０に向けられる。
【００４６】
したがって、軸受支持体７６はカバー６０と一体であり、タービンエンジンのステータの一部であることが理解される。アイドラホイール５４ｃは、環状の減衰部８６によってＬＰ本体１２ａに回転的に接続されている。
【００４７】
示される例では、部分８６はＬＰ本体１２ａに取り付けられている。それは、トラニオン６１と一部６９との間に軸方向に圧締めされる略円筒形の上流部分８６ａを備える。さらに、それは、貫通穴８８の環状の列と、外部スプライン９０の環状の列とを備える、より大きな直径の下流部分８６ｂを有する。穴８８は、部品８６に特定のねじり柔軟性を与えるように位置決めおよび寸法決めされ、その結果、この部分は、動作中の振動および／または動的応力を減衰させることができる。スプライン９０は、環状接続部９２の内周上の相補的なスプラインと協働し、その外周は、アイドラホイール５４ｃに固定され、例えば、軸受８０の外輪８０ａと、アイドラホイール５４ｃの壁５４ｃａの内側に半径方向に取り付けられ、ねじ止めされているナット９４との間にクランプされる。スペーサ９６が、軸受７８、８０の外輪７８ａ、８０ａの間に挿入されて、それらを離間させ、定位置に保つ。同様に、スペーサ９８が軸受７８、８０の内輪７８ｂ、８０ｂの間に挿入され、かつナット１００が挿入され、軸受支持体７６の円筒形の壁７６ｂの外側に半径方向にねじ込まれる。
【００４８】
さらに、スプラインセット１０２が設けられて、トラニオン６１、減衰部８６および部分６９を、回転式に固定された方法でＬＰ本体１２ａの残りの部分に接続する。トラニオン６１、減衰部８６および部分６９は、ＬＰ本体のシャフト１０４上の外部スプラインと協働する内部スプラインを備え、この内部スプラインは、スプライン１０６の別のセットによって、ＬＰ本体１２ａのシャフト１２ａａと協働する。
【００４９】
シャフト１０４は、タービンエンジンが減速機を具備しない場合、減速機３３の入力シャフトまたはファンシャフト１４であり得る。
【００５０】
図４は、タービンエンジン１０のモジュール式の組立を非常に概略的な方法で示している。ここでは、３つのモジュールが示されており、互いに軸線方向に並進移動して組み立てられ、軸線方向に互いに係合されている。
【００５１】
モジュールは、事前に組み立てられてから、互いに固定されることが好ましい。図面の右側に示される第１のモジュールＢは、高圧体１２ｂの少なくとも一部、中間ケーシング４０の少なくとも一部、そのメインシャフト１２ａａを含む低圧体１２ａの一部、ならびに第２の動力引出手段５０を備える。
【００５２】
中央にある第２のモジュールＣは、カバー６０、軸受支持体７６、ハウジング７２、動力引出手段５４、および接続部９２を備える。支持体７６は、上記のようにアイドラホイール５４ｃを案内するための軸受７８、８０を保持することに留意されたい。
【００５３】
左側の第３のモジュールＤは、シャフト１０４、トラニオン６１、および部分８６、６９を備える。この第３のモジュールは、減衰部８６のスプライン９０と接続部９２が互いに協働するまで、第２のモジュールＣの内側に軸線方向に挿入される。
【００５４】
次に、第２のモジュールＣと第３のモジュールＤを含む組立体は、シャフト１０４、１２ａａのスプライン１０６が一緒に協働するまで、上流から下流への軸線方向の並進によって第１のモジュールＢに取り付けられる。
【００５５】
図５および６は、図３および図４と同様であり、本発明の実施形態の一変形形態を示している。この変形形態は、第１の実施形態に関して上記で説明したものと本質的に同じ特性を具備する。
【００５６】
本質的な違いは、アイドラホイール５４ｃの円筒形部分５４ｃａが、ここでは、軸受支持体７６の円筒形の壁７６ｂの半径方向内側に（そしてもはや外側ではない）配置されていることである。
【００５７】
したがって、ここでは、軸受７８、８０の外輪７８ａ、８０ａが壁７６ｂに取り付けられており、内輪７８ｂ、８０ｂが壁５４ｃａに取り付けられていることが理解される。
【００５８】
軸受支持体７６は、ハウジング７２の半径方向内側の環状フランジ７２ａ’に取り付けられた、その半径方向外側フランジ７６ａを有する。軸受支持体７６の壁７６ｃは、歯車５４ｂの通過および回転のための貫通開口部７６ｄを備えるが、これは、ここでの壁７６は、動力引出シャフト５４ａの半径方向内側端部から半径方向内側に延在しているためである。
【００５９】
アイドラホイール５４ｃの壁５４ｃａは、ＬＰ本体１２ａの周りに延在し、アイドラホイールは、減衰部８６’である単一の環状部分を介してＬＰ本体に回転式に固定されている。この部分８６’は、ここでは、上流に位置するトラニオン６１と下流のナット１０８との間に軸方向にクランプされている。組立体はシャフト１０４に取り付けられている。
【００６０】
部分８６’は、トラニオン６１とナット１０８との間に延在し、内部スプライン８６ａａ’によってシャフト１０４の相補的な外部スプラインに結合された半径方向内側の円筒形部分８６ａ’と、半径方向外側の可撓性部分８６ｂ’とを備える。この部分８６ｂ’は、開口部が軸線方向に、ここでは上流に向けられたＣ字形の軸線方向の半分の部分を有する。この８６ｂ’部分は、その外周上に、アイドラホイールの壁５４ｃａの相補的な内側スプラインと協働する外側スプライン９０を備える。
【００６１】
軸受７８、８０の潤滑油は、ここではアイドラホイール５４ｃの上流からではなく、下流から供給される。オイルノズル８４’が、アイドラホイール５４ｃの壁５４ｃａとリング６８との間の環状空間に配置される。
【００６２】
ラビリンスタイプのシール６４、６４’は、ここでは、カバー６０とトラニオン６１との間、および部分８６’の下流端とシールリング６８の上流端との間に配置される。別のラビリンスタイプのシール６７が、シールリング６８とＨＰ本体１２ｂのシャフト１２ｂａの上流端との間に配置される。
【００６３】
図６は、タービンエンジン１０のこの変形形態のモジュラー式の組立を非常に概略的な方法で示している。ここでは、３つのモジュールが示されており、互いに軸方向に並進移動して組み立てられ、軸方向に互いに係合されている。
【００６４】
モジュールは、事前に組み立てられてから、一緒に固定されることが好ましい。図面の右側に示される第１のモジュールＢは、高圧体１２ｂの少なくとも一部、中間ケーシング４０の少なくとも一部、そのメインシャフト１２ａａを含む低圧体１２ａの一部、ならびに第２の動力引出手段５０を備える。
【００６５】
中央にある第２のモジュールＣは、カバー６０、軸受支持体７６、ハウジング７２、および動力引出手段５４を含む。
【００６６】
左の第３のモジュールＤは、シャフト１０４、トラニオン６１、および部分８６’を含む。この第３のモジュールは、減衰部８６のスプライン９０とアイドラホイール５４ｃが互いに協働するまで、第２のモジュールＣの内側に軸線方向に挿入される。
【００６７】
次に、第２のモジュールＣと第３のモジュールＤを含む組立体は、シャフト１０４、１２ａａのスプライン１０６が一緒に協働するまで、上流から下流への軸方向の並進によって、第１のモジュールＢの周りに少なくとも部分的に取り付けられる。
【００６８】
本発明は、同じゾーン内、特に同じエンクロージャ内のＬＰ本体およびＨＰ本体での動力の引き出しを実施することを可能にする。これらの本体の各々の軸線方向の停止は、スラスト玉軸受によって実行される。これらの軸受の１つ、つまりＨＰ本体の軸受（４８ａと参照される）はこのエンクロージャＥ内にあり、もう１つ、つまりＬＰ本体の軸受はこのエンクロージャの上流に位置するため離間している（それは図１では囲まれている）。この状況では、ＬＰ本体の玉軸受と、この本体上での動力の引き出しとの間に距離が生じることになる。この距離は、スプライン結合と、同じケーシング上の軸受支持体７６とハウジング７２とのフック作用によって補償される。
【００６９】
本発明は、ＬＰ本体の変位および変位チェーンに依存しないコンパクトな動力引き出しの噛み合いを実現する。歯車５４ｂの駆動は、中間部分８６、８６’によって実行され、中間部分８６、８６’は、噛み合いをエンジンの他の部分から隔離するように、可撓性部分から恩恵を受けている。エンクロージャＥは、噛み合い、およびノズル８４、８４’によって潤滑が確保されている軸受に共通である。
【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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【国際調査報告】
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