(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機用ガスタービンエンジンのタービンフレーム（６０）であって、
第１構造リング（８６）と、中心軸線（８）の周りに前記第１構造リング（８６）と同軸に、かつ該第１構造リング（８６）の半径方向内方に間隔をおいて配置された第２構造リング（８８）と、
前記第１構造リング（８６）と前記第２構造リング（８８）との間を半径方向に延びる周方向に間隔を離して配置された複数のストラット（９０）と、
前部及び後部中心ボア（８４、８５）を有する前部及び後部サンプ部材（１０４、１０６）と、
を備え、
該前部及び後部サンプ部材（１０４、１０６）が、それぞれ前記タービンフレーム（６０）の前部及び後部（１０８、１１０）に固定的に接合され、
前記エンジンを航空機に連結するためのフレーム連結手段が、前記第１構造リング（８６）上に設けられた、
ことを特徴とするフレーム。
【請求項２】
前記前部及び後部中心ボア（８４、８５）が、円筒形であることを特徴とする、請求項１に記載のフレーム。
【請求項３】
前記フレーム連結手段が、少なくとも一つのＵ形状クレビス（１２２）を含むことを特徴とする、請求項１に記載のフレーム。
【請求項４】
前記前部及び後部中心ボア（８４、８５）が、円筒形であることを特徴とする、請求項３に記載のフレーム。
【請求項５】
ガスタービンエンジン組立体であって、
第１ロータ（２９）の第１タービン（２４）と第２ロータ（３１）の第２タービン（２６）との間に軸方向に配置されたタービン間フレーム（６０）を備え、
前記第１タービンは、前記第２タービンの前方に配置され、
前記第２ロータ（３１）は、前記第１ロータ（２９）と同軸に、かつ該第１ロータ（２９）の半径方向内方に、少なくとも一部が回転できるように配置された第２シャフト（３０）を含み、
前記タービン間フレーム（６０）が、
第１構造リング（８６）と、
中心軸線（８）の周りに前記第１構造リング（８６）と同軸に、かつ該第１構造リング（８６）の半径方向内方に間隔をおいて配置された第２構造リング（８８）と、
前記第１構造リング（８６）と前記第２構造リング（８８）との間を半径方向に延びる周方向に間隔を離して配置された複数のストラット（９０）と、
前部及び後部中心ボア（８４、８５）を有する前部及び後部サンプ部材（１０４、１０６）と、
を備え、
該前部及び後部サンプ部材（１０４、１０６）が、それぞれ前記タービン間フレーム（６０）の前部及び後部（１０８、１１０）に固定的に接合され、
前記第２ロータ（３１）は、前記後部サンプ部材（１０６）の前記後部中心ボア（８５）内に取り付けられた、その最後方にある第２タービンフレーム軸受（７６）により支持され、
前記第１ロータ（２９）は、前記前部サンプ部材（１０４）の前記前部中心ボア（８４）内に取り付けられた第１タービンフレーム軸受（９４）により一部が支持され、
前記エンジンを航空機に連結するためのフレーム連結手段が、前記第１構造リング（８６）上に設けられた、
ことを特徴とする組立体。
【請求項６】
前記第２タービン（２６）の軸線方向重心（ＣＧ）が、前記第２タービンフレーム軸受（７６）を通るか、又は該第２タービンフレーム軸受（７６）の極めて近くを通ることを特徴とする、請求項５に記載の組立体。
【請求項７】
前記第２タービン（２６）が、構造ディスクの前部及び後部スペーサアーム（３９、３７）によりそれぞれ相互連結された、軸方向に隣接する複数のロータディスク（４０）を備えるタービンディスク組立体（５０）を含み、該タービンディスク組立体（５０）が、前記軸線方向重心（ＣＧ）又は該軸軸線方向重心（ＣＧ）の近くで前記第２シャフト（３０）に連結されることを特徴とする、請求項５に記載の組立体。
【請求項８】
前記第２シャフト（３０）につながる前記タービンディスク組立体（５０）に駆動連結された円錐形のシャフト延長部（１０７）を更に備え、
前記円錐形のシャフト延長部（１０７）は、前記軸線方向重心（ＣＧ）又は該軸線方向重心（ＣＧ）の近くで前記タービンディスク組立体（５０）に連結され、
前記ロータディスク（４０）は、そこから半径方向外方に延びるウェブ（４１）によってリム（４６）に連結された複数のハブ（４２）を有し、該ロータディスク（４０）の各々が、前記ディスクリム（４６）に支持されたブレード（４８）の列を支持する、
ことを特徴とする、請求項７に記載の組立体。
【請求項９】
航空機用ガスタービンエンジン組立体であって、
高圧ロータ（２９）の高圧タービン（２４）と低圧ロータ（３１）の低圧タービン（２６）との間に軸方向に配置されたタービン間フレーム（６０）を備え、
前記高圧タービン（２４）は、前記低圧タービン（２６）の前方に配置され、前記低圧ロータ（３１）は、前記高圧ロータ（２９）と同軸に、かつ該高圧ロータ（２９）の半径方向内方に、少なくとも一部が回転できるように配置された低圧シャフト（３０）を含み、
前記タービン間フレーム（６０）が、
第１構造リング（８６）と、
中心軸線（８）の周りに前記第１構造リング（８６）と同軸に、かつ該第１構造リング（８６）の半径方向内方に間隔をおいて配置された第２構造リング（８８）と、
前記第１構造リング（８６）と前記第２構造リング（８８）との間を半径方向に延び、周方向に間隔を離して配置された複数のストラット（９０）と、
前部及び後部中心ボア（８４、８５）を有する前部及び後部サンプ部材（１０４、１０６）と、
を備え、
該前部及び後部サンプ部材（１０４、１０６）が、それぞれ前記タービン間フレーム（６０）の前部及び後部（１０８、１１０）に固定的に接合され、
前記低圧ロータ（３１）が、前記後部サンプ部材（１０６）の前記後部中心ボア（８５）内に取り付けられた、その最後方にある第２タービンフレーム軸受（７６）により支持され、
前記高圧ロータ（２９）が、前記前部サンプ部材（１０４）の前記前部中心ボア（８４）内に取り付けられた第１タービンフレーム軸受（９４）により一部が支持され、
前記エンジンを航空機に連結するためのフレーム連結手段が、前記第１構造リング（８６）上に設けられた、
ことを特徴とする組立体。
【請求項１０】
前記後部サンプ部材（１０６）が、前記前部サンプ部材（１０４）の第２の半径（Ｒ２）より実質的に大きい、前記エンジンの中心軸線（８）から測定された第１の半径（Ｒ１）を有し、該第１の半径（Ｒ１）は、前記第２の半径（Ｒ２）の１５０％から２５０％までの範囲の大きさであり、前記低圧タービン（２６）は、前記第２タービンフレーム軸受（７６）を通るか、又は該第２タービンフレーム軸受（７６）の極めて近くを通る軸線方向重心（ＣＧ）を有することを特徴とする、請求項９に記載の組立体。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機用ガスタービンエンジンに関し、具体的には、ロータを軸受において支持し、エンジンを航空機に取り付けるために用いられるフレームを有するエンジンに関する。
【０００２】
【従来の技術】
ターボファン型のガスタービンエンジンは、通常、前部ファン及びブースタ圧縮機と、中間コアエンジンと、後部低圧出力タービンとを含む。コアエンジンは、高圧圧縮機と、燃焼室と、高圧タービンとを直列流通関係で含む。コアエンジンの高圧圧縮機と高圧タービンは、高圧シャフトにより相互連結される。高圧圧縮機と、タービンと、シャフトとが、実質的に高圧ロータを形成する。高圧圧縮機は、回転駆動されて、コアエンジンに流入する空気を比較的高圧まで加圧する。次に、高圧の空気は、燃焼器において燃料と混合され、点火されて高エネルギーのガス流を生成する。ガス流は後方へ流れ、高圧タービンを通り、該高圧タービンと高圧シャフトを回転駆動し、次に高圧シャフトが圧縮機を回転駆動する。
【０００３】
高圧タービンを出たガス流は、第２タービンすなわち低圧タービンを通って膨張する。低圧タービンは、低圧シャフトを介してファンとブースタ圧縮機を回転駆動し、これらの全てが低圧ロータを形成することになる。低圧シャフトは、高圧ロータを通って延びる。生み出される推力の大部分が、ファンにより生成される。エンジンフレームが、軸受を支持し、保持するために用いられ、該軸受は、次いでロータを回転可能に支持する。従来のターボファンエンジンは、ファンフレームと、中間フレームと、後部タービンフレームとを有する。軸受支持フレームは、重量があり、エンジンの重量、長さ、及び費用を増加させる。
【０００４】
現代の大型商業用ターボファンエンジンは、高いバイパス比構造と、低圧タービンと高圧タービンとの間の大きな移行ダクトを備え、高い作動効率を有するものである。フレーム、特にエンジンの高温部に配置されたフレームは、複雑で高価である。他の中型ターボファンエンジンは、差動軸受構成を介するＨＰロータ支持体を設けることにより、一つのフレームを無くしており、そこでは、高圧ロータと低圧ロータとの間に軸間軸受すなわち差動軸受を有し、該高圧ロータが該低圧ロータの上に乗っている。新しい商業用エンジンの設計は、タービンの効率を向上させるために、逆回転ロータを組み入れている。逆回転ロータは、特に高温部において、燃料効率を良くするために厳格な間隙制御を要する高圧力比の部品間隙に悪影響を与えることがある。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
従って、上述の欠点を回避し、エンジンの長さ、重量、及び費用を減少させ、先端の間隙の性能を向上させる代替的な軸受支持組立体への必要性が存在する。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
航空機用ガスタービンエンジンのタービンフレームが、第１構造リングと、中心軸線の周りに第１構造リングと同軸に配置され、かつその半径方向内方に間隔をおいて配置された第２構造リングと、第１構造リングと第２構造リングとの間を半径方向に延びる、周方向に間隔を離して配置された複数のストラットとを含む。前部中心ボアを有する前部サンプ部材、及び、後部中心ボアを有する後部サンプ部材が、それぞれタービンフレームの前部及び後部に固定的に接合される。エンジンを航空機に連結するためのフレーム連結手段が、第１構造リング上に配置される。前部及び後部中心ボアは、円筒形とすることができ、フレーム連結手段は、少なくとも１つのＵ形状クレビスを含むことができる。
【０００７】
本発明の一実施形態は、ガスタービンエンジン組立体であり、この組立体においては、フレームが、第１ロータの第１タービンと第２ロータの第２タービンとの間に軸方向に配置されたタービン間フレームである。第1タービンは、第２タービンの前方に配置され、第２ロータは、第１ロータと同軸に、かつその半径方向内方に、少なくとも一部が回転できるように配置された第２シャフトを含む。第２ロータは、後部サンプ部材の後部中心ボア内に取り付けられた最後方の第２タービンフレーム軸受により支持され、第１ロータは、前部サンプ部材の前部中心ボアに取り付けられた第１タービンフレーム軸受により一部が支持される。第２タービンの軸線方向重心は、第２タービンフレーム軸受又はその極めて近くを通る。本発明のより具体的な実施形態において、第２タービンは、構造ディスクの前部スペーサアーム及び後部スペーサアームによりそれぞれ相互連結された、軸方向に隣接するロータディスクを有するタービンディスク組立体を含む。このタービンディスク組立体は、軸線方向重心又はその近くで第２シャフトに連結される。タービンディスクを第２シャフトに駆動連結するために、円錐形のシャフト延長部を用いることができる。この円錐形のシャフト延長部は、軸線方向重心又はその近くでタービンディスク組立体に連結される。ロータディスクは、そこから半径方向外方に延びるウェブによってリムに連結されるハブを有し、各々のロータディスクは、ディスクリムにおいて支持されたブレードの列を支持する。
【０００８】
後部サンプ部材は、前部サンプ部材の第２の半径よりも実質的に大きい、エンジンの中心軸線から測定された第１の半径を有することができる。第１の半径は、第２の半径の１５０パーセントから２５０パーセントまでの範囲の大きさにすることができる。
【０００９】
本発明は、タービンの後部フレームを外側案内羽根組立体で置き換えるものであり、タービン移行ダクト間隙を、ＨＰ及びＬＰロータの双方を回転可能に支持するタービン間フレームを組み入れるために用いることにより、費用及び重量の減少という利点をもたらすものである。ＬＰシャフトの臨界速度がＨＰロータ速度の影響から切り離されることにより、間隙性能の向上が得られる。低圧タービン軸受をタービン間に取り付けることにより、低圧タービン軸受の直径が増加され、それにより低圧タービン支持体の剛性が増すため、間隙性能が向上する。低圧タービン軸受の直径の増加はまた、低圧タービンシャフトのＬＰシャフトのコーンの長さの減少をもたらす。
【００１０】
【発明の実施の形態】
本発明の上述の態様及び他の特徴は、添付の図面に関連してなされる以下の記述において説明される。
【００１１】
図１及び図２に概略的に示されるのは、エンジンの中心軸線８の周りを囲む第１の例示的なターボファン型ガスタービンエンジン１０であり、このエンジンは、周囲空気１４を受けるファン１２と、ブースタすなわち低圧圧縮機（ＬＰＣ）１６と、高圧圧縮機（ＨＰＣ）１８と、ＨＰＣ１８により加圧された空気１４と燃料を混合して燃焼ガスを生成し、該燃焼ガスを高圧タービン（ＨＰＴ）２４に通して下流に流れさせる燃焼器２０と、該燃焼ガスをエンジン１０から排出させる低圧タービン（ＬＰＴ）２６とを有する。第１すなわち高圧シャフト２８が、ＨＰＴ２４をＨＰＣ１８に接合して、第１すなわち高圧ロータ２９を実質的に形成する。第２すなわち低圧シャフト３０が、ＬＰＴ２６をファン１２と低圧圧縮機１６の双方に接合して、第２すなわち低圧ロータ３１を実質的に形成する。高圧圧縮機（ＨＰＣ）１８、燃焼器２０、及び高圧タービン（ＨＰＴ）２４は、まとめてコアエンジン２５と呼ばれ、このコアエンジンには、本特許の目的のために、高圧シャフト２８が含まれる。第２すなわち低圧シャフト３０は、第１すなわち高圧ロータ２９と同軸に、かつその半径方向内方に、少なくとも一部が回転できるように配置される。
【００１２】
エンジン１０は、エンジンケーシングにより中間エンジンすなわちタービン間フレーム６０に連結された、前部すなわちファンフレーム３４を含むフレーム構造体３２を有する。エンジン１０は、航空機の翼から下方に延びるパイロン（図示せず）などにより、航空機の内部又は航空機に取り付けられる。タービンフレーム６０は、中心軸線８の周りに同軸に配置された第１構造リング８６を含むが、この第１構造リングはケーシングであってもよい。タービンフレーム６０は、中心軸線８の周りに第１構造リング８６と同軸に、かつ、その半径方向内方に間隔をおいて配置された第２構造リング８８を更に含む。第２構造リング８８はまた、ハブと呼ぶこともできる。周方向に間隔を離して配置された複数のストラット９０が、第１リング８６と第２リング８８との間を半径方向に延び、該第１及び第２リングに固定的に接合される。ここに示される本発明の例示的な実施形態においては、ストラット９０は中空であるが、他の実施形態においては、ストラットを中空にしなくてもよい。エンジンは、前方に配置された、ファンフレーム３４上にあるファンフレーム前部取付部１１８、及び、後方に配置された、タービンフレーム６０上にあるタービンフレーム後部取付部１２０によって航空機に取り付けられる。このエンジン１０を、前部取付部１１８及び該前部取付部１１８から軸方向下流に間隔をおいて配置された後部取付部１２０において、パイロンにより航空機の翼の下に取り付けることができる。後部取付部１２０は、パイロンに固定的に接合されたプラットフォームに、タービンフレーム６０を固定的に接合するために用いられる。ここに示す本発明の例示的な実施形態において、後部取付部１２０は、Ｕ形状クレビス１２２を含む。従来の取付部は、タービンフレーム６０上に周方向に間隔を離して配置された一組のＵ形状クレビス１２２（図の断面図においては、１つのＵ形状クレビスだけが示される）を用いることが多い。Ｕ形状クレビス１２２は、１組のリンクに対し１組のピンで連結されるように設計される。このリンクは、パイロン底部のプラットフォームに連結される。Ｕ形状クレビス１２２は、エンジンを航空機に連結するための一つの型のフレーム連結手段である。クレビス以外の他の型の取付手段が、航空機産業においては公知であり、本発明のフレーム及びエンジンを航空機に取り付けるために、該他の型の取付手段を利用することができる。
【００１３】
低圧シャフト３０の前端６４は、第１軸受支持構造体４４に取り付けられた前部スラスト軸受４３と、第２軸受支持構造体４７に取り付けられた玉軸受である第２軸受３６とにより、ファンフレーム３４から軸方向及び半径方向に支持される。第１及び第２軸受支持構造体４４、４７は、ファンフレーム３４に固定的に取り付けられる。円錐形のシャフト延長部１０７が、低圧シャフト３０の後端に連結される。円錐形のシャフト延長部１０７と、これに連結された低圧シャフト３０は、第３軸受支持構造体に取り付けられた第３軸受７６により、半径方向に支持される。第３軸受支持構造体は、ここでは後部軸受支持構造体９７と呼ばれ、タービンフレーム６０の後部１１０に取り付けられる。従って、第１ロータ２９は、最後方の第１ロータ支持軸受である第３軸受７６により、最後方で回転可能に支持される。本発明のタービンフレーム６０は、ＨＰＴ２４とＬＰＴ２６との間に軸方向に配置され、よって、低圧タービン２６全体を実質的に支持する。タービンフレーム６０は、第１ロータの第１タービンと第２ロータの第２タービンとの間、すなわち高圧ロータ２９のＨＰＴ２４と低圧ロータ３１のＬＰＴ２６との間に軸方向に配置されるので、タービン間フレームと呼ばれており、中間エンジンフレームと呼ばれることもある。ＨＰＴ２４とＬＰＴ２６との間の移行ダクト１１４が、タービン間フレーム６０を貫通する。
【００１４】
高圧ロータ２９のＨＰＣ１８のＨＰＣ前端７０は、ファンフレーム３４に取り付けられた第４軸受支持構造体８２に取り付けられた第４軸受８０により、半径方向に支持される。高圧ロータ２９の後端９２は、タービン間フレーム６０の前部１０８に取り付けられた、ここでは前部軸受支持構造体９６と呼ばれる第５軸受支持構造体に取り付けられた第５軸受９４により、半径方向に支持される。前部及び後部軸受支持構造体９６及び９７は、それぞれタービン間フレーム６０の前部及び後部１０８、１１０に固定的に接合され、取り付けられる。前部及び後部サンプ部材１０４、１０６が、タービン間フレーム６０に接合され、前部及び後部軸受支持構造体９６、９７により支持される。前部サンプ部材１０４は、サンプ部材の前部円筒形中心ボア８４内に第５軸受９４を支持し、後部サンプ部材１０６は、サンプ部材の後部円筒形中心ボア８５内に第３軸受７６を支持する。本特許の目的のため、前部サンプ部材１０４の第５軸受９４、及び後部サンプ部材１０６の第３軸受７６は、それぞれ前部すなわち第１タービンフレーム軸受、及び、後部すなわち第２タービンフレーム軸受と呼ぶことができる。
【００１５】
低圧タービン（ＬＰＴ）２６は、複数のロータディスク４０を含み、各々のロータディスク４０は、ハブ４２と、該ハブ４２からロータディスク４０の周囲を定めるリム４６まで半径方向外向きに延びるウェブ４１とを有する。各々のロータディスク４０は、ブレード４８の列を支持し、各々のブレード４８は、ディスクリム４６のスロット５１内に支持されたダブテール形状の根元部４９を含んでおり、固定羽根５２の列が、回転ブレード４８の列の間でケース５４から半径方向内向きに延びる。隣接するロータディスク４０は、構造ディスクの前部及び後部スペーサアーム３９及び３７により、それぞれ相互連結され、これらスペーサアーム３９及び３７は、リム４６又はハブ４２と単一部品として形成されるか、或いは、リム４６又はハブ４２に堅く連結され、隣接するディスク間の曲げモーメントを伝える。
【００１６】
ここに示される本発明の例示的な実施形態において、前部スペーサアーム３９及び後部スペーサアーム３７は、ディスク４０と単一部品として一体に形成され、ボルト継手１００により互いにボルト止めされ、図４により詳細に示すように、低圧タービン（ＬＰＴ）２６の低圧タービンディスク組立体５０を形成する。前部及び後部スペーサアーム３９及び３７は、ディスクリム４６から離れるように、それぞれ軸方向前方及び後方に延び、半径方向内向きに延びる連結フランジ５８をスペーサアーム端部に有する。隣接する前部及び後部スペーサアーム３９及び３７は、連結フランジ５８内の孔１０３を通るボルト１０２を有するボルト継手１００により互いにボルト止めされる。再び図２を参照すると、低圧タービンのシャフトコーンとも呼ばれる円錐形のシャフト延長部１０７が、低圧タービンディスク組立体５０を低圧シャフト３０に駆動連結する。
【００１７】
第３軸受７６の軸方向の位置は、ＨＰＴ２４或いはタービンディスク組立体５０の軸線方向重心ＣＧのできるだけ近くに軸方向に位置決めされる。タービンディスク組立体５０の軸線方向重心ＣＧは、第３軸受７６の軸心ＡＣ、又はその極めて近くを通るのが理想的である。ここに示される本発明の例示的な実施形態において、軸線方向重心ＣＧは、４つのロータディスク４０のうちの第２と第３のロータディスク間のボルト継手１００に近接している。シャフト延長部１０７は、ＬＰＴ２６の複数のロータディスク４０、又はＬＰＴ２６自体の軸線方向重心ＣＧのできるだけ近くで連結される。ＬＰＴ２６の後部は、ケース５４と環状のボックス構造体１３４との間を半径方向に延びる出口案内羽根１３２の固定列を支持する出口案内羽根組立体１３０である。ドーム形状のカバープレート１３６が、環状のボックス構造体１３４にボルト止めされる。
【００１８】
後部サンプ部材１０６は、エンジンの中心軸線８からの第１の半径Ｒ１を有し、この半径Ｒ１は、前部サンプ部材１０４の第２の半径Ｒ２より実質的に大きい。第１の半径Ｒ１は、第２の半径Ｒ２の１５０パーセントから２５０パーセントまでの範囲の大きさとすることができる。後部サンプ部材１０６は、同じくらいの寸法の従来エンジンにおける距離より実質的に大きい距離だけ、エンジンの中心軸線８から半径方向に配置される。これにより後部中心ボア８５内の第３軸受７６が補強される。これらの設計特性は、円錐形のシャフト延長部１０７と、ＬＰＴ２６を回転可能に支持する第３軸受７６の剛性が増すことにより、操作用の間隙が向上する。
【００１９】
図３に概略的に示されるのは、タービンフレーム６０が該タービンフレームの後部１１０に取り付けられた、後部軸受支持構造体９７と呼ばれる一つの軸受支持構造体だけを有する別のターボファン型ガスタービンエンジンの構成である。低圧シャフト３０は、タービンフレーム６０に取り付けられた後部サンプ部材１０６内に取り付けられた第３軸受７６により、半径方向に回転可能に支持される。高圧ロータ２９の後端９２は、第２タービンフレーム軸受（第３軸受７６）の半径方向内方に配置された環状の凹部１５０内に取り付けられた差動軸受１４４（軸間軸受とも呼ばれる）により半径方向に支持される。環状の凹部１５０は、低圧シャフト３０の後端９２の半径方向に拡大された部分１５２の中に軸方向後方に延びている。従って、第３軸受７６と差動軸受１４４は、タービンフレーム６０に取り付けられた後部サンプ部材１０６内に収容され、かつ、該後部サンプ部材１０６内に回転可能に支持される。図２に示すターボファン型ガスタービンエンジンの構成に代わるこの構成は、タービン間フレーム６０の後部１１０に取り付けられた後部軸受支持構造体９７と呼ばれる一つの軸受支持構造体だけを有する。第３軸受７６の軸方向の位置は、ＨＰＴ２４又はタービンディスク組立体５０の軸線方向重心ＣＧのできるだけ近くに軸方向に配置されるのではなく、代わりに、相当量の距離Ｄだけ離して間隔をおいて配置される。更に別の代わりの構成では、第３軸受７６の軸方向の位置を、ＨＰＴ２４又はタービンディスク組立体５０の軸線方向重心ＣＧのできるだけ近くに軸方向に配置することができる。これにより、タービンディスク組立体５０の軸線方向重心ＣＧが第３軸受７６の軸心ＡＣ又はその極めて近くを通されるようになる。
【００２０】
本発明を例示の手法で説明してきた。使用された用語は、限定的ではなく説明の性質を帯びるように意図されていることを理解されたい。ここでは本発明の好ましい例示的な実施形態であると考えられるものについて説明してきたが、この実施形態に限られるものではない。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【図１】  低圧タービンと高圧タービンとの間に軸方向に配置された後部フレームによってのみ支持される低圧タービンを有する、航空機用ターボファン型ガスタービンエンジンの例示的な実施形態の縦断面図。
【図２】  図１の後部フレームとロータの拡大図。
【図３】  タービン間フレームにロータを支持する差動軸受構成を有するエンジンの第２の例示的な実施形態の後部フレームとロータの拡大図。
【図４】  図２に示す低圧タービンのディスクのボルト継手の拡大図。
【符号の説明】
８  中心軸線
２４  高圧タービン
２６  低圧タービン
２８  高圧シャフト
２９  高圧ロータ
３０  低圧シャフト
３１  低圧ロータ
３６、４３、７６、８０、９４  軸受
４０  ロータディスク
５０  タービンディスク組立体
６０  タービン間フレーム
８４、８５  中心ボア
８６、８８  構造リング
９０  ストラット
１０４、１０６  サンプ部材
１０７  シャフト延長部
１２２  Ｕ形状クレビス
【図１】
0004179857.tif 000002
【図２】
0004179857.tif 000003
【図３】
0004179857.tif 000004
【図４】
0004179857.tif 000005