(57)【要約】【課題】それぞれ内壁および外壁である２つの同軸な円筒壁（６０、６８）を備えるターボ機械のファンダクトの問題に対する簡潔、効果的、かつ経済的な解決策を提供すること。【解決手段】内壁（６８）が、パネル（７２）が取り外し可能に取り付けられる骨組み（７０）からなり、外壁（６０）が、取り外し可能なパネル（６６）によって閉じられる開口（６４）を備えるただ１つの支持構造体（６２）からなり、外壁の開口（６４）が、内壁のパネル（７２）の通過を可能にし、かつこれらのパネルの内壁の骨組み（７０）への装着および内壁の骨組み（７０）からの取り外しを可能にする寸法を有する。【選択図】図６
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ターボ機械のためのファンダクトであって、
一端においてターボ機械の中間ケースへと取り付けられ、他端においてターボ機械の排気ケースへと接続されるように意図されている内側および外側の同軸な２つの円筒壁を備え、
ダクトの取り付けをより容易にするとともに、ターボ機械の本体に取り付けられた装置へのアクセスを可能にするために、内側の円筒壁が、上流側の環状構造体と下流側の環状構造体とこれらの構造体を接続する長手部材とを備える骨組みに取り外し可能なパネルを取り付けて構成され、外側の円筒壁が、ただ１つの支持構造体へと取り外し可能に取り付けられるパネルによって閉じられる開口を備え、これらの開口が、内壁のパネルを通過させることができ、これらのパネルの内壁の骨組みへの取り付けおよび内壁の骨組みからの取り外しを可能にする寸法を有する、ファンダクト。
【請求項２】
外壁のただ１つの構造体が、ターボ機械とこのターボ機械が取り付けられた航空機との間の負荷を伝達するために使用される剛な構造体である、請求項１に記載のファンダクト。
【請求項３】
内壁の骨組みおよびパネルが、薄板で作られている、請求項１に記載のファンダクト。
【請求項４】
外壁の支持構造体が、間に前記開口を画定する長手部材によって剛に接続される上流側リングおよび下流側リングを備える、請求項１に記載のファンダクト。
【請求項５】
部材が４つであり、外壁の長手軸を中心にして９０°の間隔で分布している、請求項４に記載のファンダクト。
【請求項６】
部材の少なくともいくつかが、補助装置を通すことができるアームを取り付けるためのオリフィスを備える、請求項４に記載のファンダクト。
【請求項７】
内壁の長手方向の接続部材が、アームを取り付けるためのオリフィスを備え、これらのオリフィスが、半径方向において外壁の部材のオリフィスに整列している、請求項６に記載のファンダクト。
【請求項８】
内壁の取り外し可能なパネルが、半径方向において外壁の開口に整列している、請求項１に記載のファンダクト。
【請求項９】
外壁が、支持構造体へと固定され、ターボ機械の排気ケースへの接続のためのリンク棒を備える下流側のリングを備える、請求項１に記載のファンダクト。
【請求項１０】
請求項１に記載のファンダクトを備える、航空機用ターボジェットなどのターボ機械。
【請求項１１】
ダクトの内壁および外壁の上流側の端部が、ターボ機械の中間ケースの環状のフランジへと取り付けられ、内壁の下流側の端部が、半径方向の突起によって排気ケースの上流側のフランジへと取り付けられて、排気ケースの周囲に環状の通気すき間を残している、請求項１０に記載のターボ機械。
【請求項１２】
外壁の下流側の端部が、排気ケースの動作時の軸方向および半径方向の膨張を許容するリンク棒によって、排気ケースへと接続されている、請求項１０に記載のターボ機械。
【請求項１３】
外壁の下流側の端部が、排気ケースの周囲を延びる逆推力装置へと取り付けられている、請求項１０に記載のターボ機械。
【請求項１４】
請求項１から９のいずれか一項に記載のファンダクトを航空機用ターボジェットなどのターボ機械に取り付ける方法であって、
内壁の上流側の環状構造体を中間ケースのフランジへと取り付け、次いで内壁の下流側の環状構造体を排気ケースのフランジに固定し、これらの構造体を長手方向の接続部材を使用して接続すること、
次いで外壁の単独の支持構造体を、下流側から上流側への方向の軸方向の平行移動によって嵌め込み、この構造体の上流側の端部を中間ケースの環状のフランジに取り付けること、
補助装置およびそれらを通すアームを、内壁および外壁の対応するオリフィスに取り付けること、
排気ケースへの接続のためのリンク棒を備えるリングを、外壁の下流側の端部へと嵌め込んで、外壁の下流側の端部へと取り付け、次いでリンク棒を囲むカウリング薄板を内壁の下流側の端部へと嵌め込んで、内壁の下流側の端部へと取り付けること、および
内壁のパネルを、外壁の開口を通過させることによって嵌め込んで取り付け、次いで外壁のパネルを嵌め込んで取り付けること、
とからなる方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機用ターボジェットなどのターボ機械のファンダクトに関する。
【背景技術】
【０００２】
ターボ機械のファンダクトは、ナセルの一部を構成し、ターボ機械のエンジンの周囲をファンからジェットパイプまで延びている。
【０００３】
ファンダクトは、一方が他方の内側を延びる２つの実質的に円筒形の壁を備え、これらの壁の間に、ファンによって吸い込まれる空気の流れの一部（低温流またはバイパス空気流と称される）を通すことができる環状の空間が画定されている。ファンによって吸い込まれる空気の残りの部分は、圧縮機、燃焼室、およびタービンを上流端から下流側へと備えるターボ機械のエンジンへと進入し、高温空気流または主空気流を形成する。
【０００４】
ダクトの内壁は、その上流側の端部においてターボ機械の中間ケースへと取り付けられ、下流側の端部において排気ケースへと接続される。ダクトの内壁は、ターボ機械のエンジンを半径方向に少し離間して包むように形作られ、エンジンに遠心圧縮機が使用される場合には、たるの形状をとることができる。
【０００５】
ダクトの外壁は、その上流側の端部において中間ケースへと取り付けられ、下流側の端部においては、排気ケースの周囲に取り付けられた逆推力装置の上流側の端部へと取り付けられる。さらに、外壁の下流側の端部は、支持および調心手段によって排気ケースへと接続される。
【０００６】
従来技術において、ダクトの内壁が、内壁の内側のターボ機械のスプールに取り付けられた装置（燃料インジェクタ、および特には可変ピッチのブレードのためのアクチュエータなど）にアクセスするための開口を備える。外壁の一部分が、補助装置（ダクトの内壁と外壁との間を実質的に放射状に延びるアームに収容される）を通すためのオリフィスを備える。ダクトの内壁の開口は、取り外し可能に取り付けられるパネルによって閉じられる。
【０００７】
外壁は、特にはエンジンが航空機の導体に取り付けられる場合には、検査または保守の作業のために開放されるヒンジ式のカウルを有することができ、あるいはボルト付けのパネルによって閉じられる点検支持部を有することができる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
ファンダクトをエンジンに取り付ける作業は、一般に複雑であって時間がかかり、ファンダクトまたはエンジンの或る程度の分解を必要とする保守の作業も同様である。
【０００９】
本発明の目的は、特には、これらの問題に対する簡潔、効果的、かつ経済的な解決策を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
この目的のため、本発明は、ターボ機械のためのファンダクトであって、一端においてターボ機械の中間ケースへと取り付けられ、他端においてターボ機械の排気ケースへと取り付けられるように意図されている内側および外側の同軸な２つの円筒壁を備え、ダクトの取り付けをより容易にするとともに、ターボ機械の本体に取り付けられた装置へのアクセスを可能にするために、内側の円筒壁が、上流側の環状構造体と下流側の環状構造体とこれらの構造体を接続する長手部材とを備える骨組みに取り外し可能なパネルを取り付けて構成され、外側の円筒壁が、ただ１つの支持構造体へと取り外し可能に取り付けられるパネルによって閉じられる開口を備え、これらの開口が、内壁のパネルを通過させることができ、これらのパネルの内壁の骨組みへの取り付けおよび内壁の骨組みからの取り外しを可能にする寸法を有するファンダクトを提案する。
【００１１】
本発明によれば、内壁の骨組みを構成する部品の相互の適合および組み立て、ならびにターボ機械の本体との適合および組み立てを、この本体の形状に最もよく沿うように行うことができる。好都合には、外壁の支持構造体が剛かつ単一の部品であって、ターボ機械とこのターボ機械が取り付けられた航空機との間の負荷の伝達を可能にすると同時に、この壁の取り付けをより容易なものにしている。
【００１２】
ダクトの内壁の取り外し可能なパネルが、外壁の開口を通過することができ、これは、ファンダクトの外壁の支持構造体を分解することなく取り外しが可能であることを意味している。内壁の内側に位置する装置の保守作業が、外壁の開口を通じて直接的に実行可能であるため、より簡単かつより迅速になる。したがって、ターボ機械を備える航空機の休止時間が比較的短くなる。
【００１３】
本発明の好ましい実施形態においては、外壁の支持構造体が、間に上述の開口を画定する長手部材によって剛に接続される上流側リングおよび下流側リングを備え、これらの長手部材が、例えば４つであって、外壁の長手軸を中心にして９０°の間隔で分布している。これらの部材の少なくともいくつかが、補助装置（流体を流すためのパイプおよび電気ケーブルなど）を通すことができるアームを取り付けるためのオリフィスを備える。
【００１４】
好都合には、外壁が、支持構造体へと固定され、ターボ機械の排気ケースへの接続のためのリンク棒を備える下流側のさらなるリングを備える。リンク棒が、エンジンの支持および調心を行い、動作時の排気ケースの軸方向および半径方向の膨張を許容する。
【００１５】
ファンダクトの内壁は、負荷伝達構成要素ではなく、したがってその骨組みおよび着脱可能なパネルは、例えば薄板で製作される。内壁の取り外し可能なパネルが、ターボ機械のスプールに取り付けられた装置の保守作業を容易にするために、外壁の開口に実質的に整列している。内壁の骨組みの長手方向の接続部材が、補助装置を通すことができるアームを取り付けるためのオリフィスを備え、これらのオリフィスが、外壁の部材の対応するオリフィスに半径方向において整列している。
【００１６】
さらに、本発明は、航空機用ターボジェットなどのターボ機械であって、上述のようなファンダクトを備えるターボ機械に関する。
【００１７】
好都合には、ダクトの内壁および外壁の上流側の端部が、ターボ機械の中間ケースの環状のフランジへと取り付けられ、内壁の下流側の端部が、半径方向の突起によって排気ケースの上流側のフランジへと取り付けられて、排気ケースの周囲に環状の通気すき間を残している。外壁の下流側の端部が、排気ケースの動作時の軸方向および半径方向の膨張を許容するリンク棒によって、排気ケースへと接続されている。外壁の下流側の端部が、排気ケースの周囲を延びる逆推力装置の上流側の端部へと取り付けられている。
【００１８】
さらに本発明は、上述のようなファンダクトを航空機用ターボジェットなどのターボ機械に取り付ける方法であって、
内壁の上流側の環状構造体を中間ケースのフランジへと取り付け、次いで内壁の下流側の環状構造体を排気ケースのフランジに固定し、これらの構造体を長手方向の接続部材を使用して接続すること、
次いで外壁の単独の支持構造体を、下流側から上流側への方向の軸方向の平行移動によって嵌め込み、この構造体の上流側の端部を中間ケースの環状のフランジに取り付けること、
補助装置およびそれらを通すアームを、内壁および外壁の対応するオリフィスに取り付けること、
排気ケースへの接続のためのリンク棒を備えるリングを、外壁の下流側の端部へと嵌め込んで、外壁の下流側の端部へと取り付け、次いでリンク棒を囲むカウリング薄板を内壁の下流側の端部へと嵌め込んで、内壁の下流側の端部へと取り付けること、および
内壁のパネルを、外壁の開口を通過させることによって嵌め込んで取り付け、次いで外壁のパネルを嵌め込んで取り付けること、
とからなる方法を提案する。
【００１９】
添付の図面を参照しつつ、例示に限定されることなく提示される以下の説明を検討することによって、本発明をよりよく理解でき、本発明の他の詳細、特徴、および利点が、よりはっきりと明らかになるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２０】
図１は、バイパスターボジェットを概略的に描いており、ターボジェット内のガスの流れの方向において上流端から下流側へと、ファン１０、圧縮機１２、燃焼室１４、およびタービン１６を備える。このターボジェットは、航空機の翼の下方または航空機の胴体の後部へと、適切な手段によって取り付けられるように意図されている。
【００２１】
ファン１０は、複数のブレード１８を備え、これらのブレード１８の半径方向内側の端部が、ターボジェットの軸（図示せず）の上流側端へと固定されたターボジェットのファンディスク２０の周りに取り付けられている。ファンブレード１８の外側は、実質的に円筒形であってターボジェットの圧縮機１２、燃焼室１４、およびタービン１６の周囲を下流方向に延びているターボジェットのナセル２２に関し、このようなナセル２２の上流側端に取り付けられた保持ケースによって囲まれている。
【００２２】
このナセル２２が、ターボジェットへと入る空気の流れ２４を案内する。この空気の流れの一部２６が、主空気流または高温空気流を形成するが、最終段が遠心式である圧縮機１２へと進入し、次いで燃料と混合されて燃焼室１４で燃やされ、その後にタービンのロータブレードへとエネルギーを嵌め込んで圧縮機およびファンの軸を駆動するため、タービン１６へと注入される。
【００２３】
ターボジェットへと入る空気の流れの残りの部分２８が、バイパス空気流または低温空気流を形成するが、中間ケース３０の内側のターボジェットのスプールまたは本体の周囲を流れ、次いでファンダクト３２の内側を流れ、通気および冷却回路への供給、ならびにタービン１６から排出される燃焼ガスのもたらす推力に組み合わせられるさらなる推力の提供のために使用される。
【００２４】
中間ケース３０は、２つの同軸な円筒シュラウド３４、３５を備え、これらがそれぞれ、放射状のアームまたは翼板３６によって一体に接続される内側シュラウドおよび外側シュラウドである。
【００２５】
ファンダクト３２は、一方が他方の内側であるように同軸に延びて筒状の放射アーム４２で互いに接続されている２つの実質的に円筒形の壁３８、４０で形成され、放射アーム４２の内側を通って、流体の循環のためのパイプおよび電気ケーブルなどといった補助装置が延びている。
【００２６】
ファンダクトの外壁４０は、上流側の端部において中間ケースの外側シュラウド３５の下流側端に取り付けられ、下流側の端部において逆推力装置（図示せず）の上流端に取り付けられている。ファンダクトの内壁３８は、上流側の端部において中間ケースの内側シュラウド３４の下流側端に取り付けられ、下流側の端部において、タービン１６からの出口に取り付けられた排気ケース４４へと取り付けられている。中間ケース３０と同様、排気ケース４４は、２つの同軸な円筒シュラウド４６、４８を備え、これらがそれぞれ、放射状の翼板５０によって一体に接続される内側シュラウドおよび外側シュラウドである。
【００２７】
ダクトの内壁３８は、ターボジェットのスプールへと取り付けられた装置（燃料インジェクタ５２および例えば可変ピッチのブレードを制御するためのアクチュエータなど）へのアクセスのためのアクセス開口を備え、これらのアクセス開口は、取り外し可能なパネル（図示せず）によって閉じられている。
【００２８】
図２から図４に示した本発明の実施形態においては、ダクトの外壁６０（図２）が、取り外し式のパネル６６によって閉じることができる大型の開口６４を備えるただ１つの剛な支持構造体６２を備え、ダクトの内壁６８（図３および図４）が、パネル７２が着脱可能に取り付けられる骨組み７０を形成すべく互いに組み立てられた板材または複合材料片で形成されている。
【００２９】
外壁の支持構造体６２は、実質的に円筒形であって上流側リング７４および下流側リング７６を備え、リング７４および７６が、外壁の長手軸８０に平行に延びる細長い形状の部材７８によって剛かつ一体に接続されており、これらの部材がリング７４、７６と協働し、これらの部材の間に支持構造体の上述の開口６４を画定している。図面に示した例では、これらの部材７８の数が４つであり、４つの実質的に同一な開口６４を画定するように軸８０を中心として一様に分布している。
【００３０】
正対して位置する２つの長手部材７８が、補助装置を保持するための筒状の放射アーム（図示せず）の半径方向外側の端部を取り付けるためのオリフィス８１を備える。
【００３１】
外壁６０の取り外し式のパネル６６は、バイパス空気が流れるときの圧力低下を抑えるため、それらの半径方向内側の面が支持構造体の内表面と同一面に位置するように、ねじまたはボルトによって支持構造体６２へと取り付けられる。
【００３２】
支持構造体６２を中間ケース３０および逆推力装置へと取り付ける方法、ならびに排気ケース４４へと接続する方法を、図５から図１０を参照して以下でさらに詳しく説明する。この支持構造体６２は、動作時に、一方ではエンジンおよび逆推力装置によって伝えられる負荷に耐えることができ、他方ではターボジェットとこのターボジェットが取り付けられた航空機との間で負荷を伝達することができるよう、充分に剛である。
【００３３】
内壁６８（図３および図４）の断面は、上流側の端部からターボジェットの圧縮機の遠心段と同じレベルに位置する中央領域まで増加し、次いで下流側の端部まで減少し、内壁の全体形状はたる型である。
【００３４】
ダクトの内壁６８の骨組み７０は、それぞれ上流側の構造体および下流側の構造体である２つの同軸な環状の構造体８２、８４で形成され、これらが内壁の長手軸８８に平行に延びる細長い形状の部材８６によって互いに接続されている。これらの部材が、環状の構造体８２、８４と協働し、これらの部材の間にターボジェットのスプールまたは本体に取り付けられた上述の装置へのアクセスのためのアパーチャ９０を画定している。
【００３５】
図面に示した例示的な実施形態においては、これらの長手部材８６の数が４つであり、外壁の開口６４に半径方向において実質的に整列するように意図された４つの実質的に同一なアパーチャ９０を形成するよう、内壁の軸８８を中心として一様に分布している。
【００３６】
これらの長手部材８６のうちの２つが、補助装置を保持する放射アームの半径方向内側の端部を取り付けるために、外壁６０のオリフィス８１に半径方向において整列するオリフィス９６を備える。
【００３７】
さらに、ダクトの内壁６８は、薄板または複合材料で作られ、３つの部位で構成され、上流側の端部が骨組み７０の下流側の環状構造体８４へと取り付けられている下流側の円錐台形状のカウリング９４を備える。このカウリング９４は、下流側の端部に、排気ケース４４を外壁の支持構造体６２から吊り下げるための手段を通すための放射状の切り欠き９５を備える。
【００３８】
内壁６８の取り外し式のパネル７２は、ねじまたはボルトあるいは他の任意の素早い固定のためのシステムによって骨組み７０へと取り付けられ、パネル７２のいくつかは、バイパス空気流からの空気を抽気させるための穴９７を有する。これらのパネル７２の寸法は、内壁からの分解および取り外しを外壁の開口６４を通して行うことができるようにされている。
【００３９】
以下でさらに詳しく説明されるように、上流側の環状の構造体８２は、中間ケース３０の内側シュラウドへと取り付けられるように意図され、下流側の環状の構造体は、排気ケース４４の外側シュラウドへの取り付けのための半径方向内側の突起９２を備える。これらの突起は、例えば３個であり、間を排気ケース４４の通気のための空気が通過できるよう、或る距離だけ離間して軸８８の周囲に一様に分布している。
【００４０】
図５から図１０が、本発明によるファンダクトをバイパスターボジェットへと組み付ける方法の各工程を示している。
【００４１】
図５に示した最初の工程は、ねじ／ナット式の手段を使用して、内壁の上流側の環状構造体８２を中間ケース３０の内側シュラウド３４の対応する環状フランジへと取り付けること、内壁の下流側の環状構造体８４の取り付け用の突起９２を排気ケース４４の外側シュラウド４８に設けられた対応する手段へと取り付けること、ならびに長手方向の接続部材８６の端部を上流側の構造体８２および下流側の構造体８４へと取り付けることからなる。このようにして、内壁の骨組み７０が組み立てられてターボジェットのスプールへと取り付けられる。
【００４２】
本方法は、次に、外壁の支持構造体６２を内壁の骨組み７０の周囲に用意し（図６）、内壁の骨組みの周囲へと下流側の端部から軸方向に移動させ、次いで支持構造体の上流側の環状フランジを中間ケース３０の外側シュラウド３５の対応する環状フランジへとボルトで取り付けることからなる。
【００４３】
支持構造体６２の下流側の端部は、図７に破線９９を使用して概略的に描かれている逆推力装置の上流側端へとボルトで取り付けられる。
【００４４】
さらに、支持構造体６２の下流側の端部は、負荷伝達リンク棒９８によって排気ケース４４へと取り付けられ、これらのリンク棒は、一端において排気ケース４４へと取り付けられ、他端において、支持構造体６２の下流側の端部へと同軸に取り付けおよび固定されたリング１００へと接続される。動作時、これらのリンク棒９８が、排気ケースの支持および調心を行い、動作時の軸方向および半径方向の膨張を許容する。
【００４５】
図示の例では、リンク棒が６本であって、ペアをなすように接続されてすべてが同じ横断面内を延びており、各ペアのリンク棒の半径方向外側の端部の円周上における互いの距離が、半径方向内側の端部の間の円周上の距離よりも短くされている。
【００４６】
筒状のアーム１０２が、外側から外壁および内壁のオリフィス８１および９６へと放射状にはめ込まれ、これらの壁へと適切な手段によって取り付けられる。補助装置１０４を、これらのアームの内側に取り付けることができる。
【００４７】
次いで、薄板カウリング９４（図８）の各部位の上流側の端部が、上記リンク棒９８がこのカウリングの上述の切り欠き９５を通過するようなやり方で、内壁の骨組み７０の下流側の環状構造体８４へと取り付けられる。
【００４８】
このカウリング９４は、タービンから排気コーン１０８の周囲に排出されるガスをファンダクトを出る空気の流れと混ぜ合わせるように形作られた混合装置１０６の上流部分を外側から囲んでいる。
【００４９】
次いで、本方法は、着脱式のパネル７２を内壁の骨組み７０へと、この骨組みのアパーチャ９０を閉じるようなやり方ではめ合わせて固定し（図９）、次いで最終的に、着脱式のパネル６６を使用して支持構造体６２の開口６４を閉じることにある（図１０）。
【００５０】
本発明によるファンダクトの分解方法は、上述の工程を再び、しかしながら逆の順番で実行することからなる。
【００５１】
燃料インジェクタ１１０および特には可変ピッチのブレードを制御するためのアクチュエータ１１２（図５）など、ターボジェット本体に取り付けられた装置の保守作業を実行するためには、外壁のパネル６６を切り離して取り除き、次いで内壁のパネル７２を切り離して外壁の開口６４を通って取り去るだけでよい。
【図面の簡単な説明】
【００５２】
【図１】従来技術によるファンダクトを備えるバイパスターボジェットの一部分を概略的に示した軸方向の半断面図である。
【図２】本発明によるファンダクトの外側円筒壁の概略の分解斜視図である。
【図３】本発明によるファンダクトの内側円筒壁の概略の分解斜視図である。
【図４】図３の内壁の骨組みの概略の斜視図である。
【図５】バイパスターボジェットの概略の斜視図であって、図２から図４のファンダクトをターボジェットのスプールに取り付ける一段階を示す。
【図６】バイパスターボジェットの概略の斜視図であって、図２から図４のファンダクトをターボジェットのスプールに取り付ける一段階を示す。
【図７】バイパスターボジェットの概略の斜視図であって、図２から４のファンダクトをターボジェットのスプールに取り付ける一段階を示す。
【図８】バイパスターボジェットの概略の斜視図であって、図２から図４のファンダクトをターボジェットのスプールに取り付ける一段階を示す。
【図９】バイパスターボジェットの概略の斜視図であって、図２から図４のファンダクトをターボジェットのスプールに取り付ける一段階を示す。
【図１０】バイパスターボジェットの概略の斜視図であって、図２から図４のファンダクトをターボジェットのスプールに取り付ける一段階を示す。
【符号の説明】
【００５３】
１０  ファン
１２  圧縮機
１４  燃焼室
１６  タービン
１８  ブレード
２０  ファンディスク
２２  ナセル
２４  空気流
２６  空気流の一部
２８  空気流の残りの部分
３０  中間ケース
３２  ファンダクト
３４、３５、４６、４８  シュラウド
３６、１０２  アーム
３８、４０  壁
４２  放射アーム
４４  排気ケース
５０  翼板
５２  燃料インジェクタ
６０  ダクトの外壁
６２  支持構造体
６４  開口
６６、７２  パネル
６８  ダクトの内壁
７０  骨組み
７４  上流側リング
７６  下流側リング
７８  部材
８０  ダクトの外壁の長手軸
８１、９６  オリフィス
８２、８４  環状の構造体
８６  細長い部材
８８  内壁の長手軸
９０  アパーチャ
９２  突起
９４  カウリング
９５  切り欠き
９７  穴
９８  負荷伝達リンク棒
１００  リング
１０４  補助装置
１０６  混合装置
１０８  排気コーン
１１０  燃料インジェクタ
１１２  アクチュエータ
【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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【図９】
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【図１０】
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【外国語明細書】
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