外側リング構造10と、内側リング構造20と、前記内側リング構造20と前記外側リング構造10との間で負荷を伝達する、周方向に離間する複数の放射要素15とを含み、前記外側リング構造10はガスタービンエンジンの運転時に内圧に耐える円形リング部材11を含み、前記外側リング構造10は、半径方向の剛性を達成するために周方向に分散配置されると共に実質的に真っ直ぐな、第1の組の補強リブ16を含み、前記補強リブ16は多角形の辺を形成し、各々の前記補強リブ16は2つの隣接する放射要素15間に延在することを特徴とする、ガスタービンエンジン構成要素37。前記補強リブ16は、前記補強リブ16により形成される前記多角形の角の位置が1つの前記放射要素15又は1つの前記放射要素15の半径方向の延長線と実質的に一致するような態様に配置され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構成要素37。前記補強リブ16は、前記円形リング部材11の半径方向内方に配置され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構成要素37。各放射要素15は、要素接続領域18に沿って前記円形リング部材11の内側に接続され、前記補強リブ16により形成される前記多角形の前記角の前記位置は1つの前記要素接続領域18と実質的に一致することを特徴とする、請求項2に記載のガスタービンエンジン構成要素37。前記補強リブ16は、前記補強リブ16と前記円形リング部材11との間において前記補強リブ16の長さの少なくとも一部分に沿って延在する接続部材17により前記円形リング部材11に固定され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構成要素37。前記補強リブ16の端部は、半径方向に前記円形リング部材11の方へと折り曲げられ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構成要素37。前記外側リング構造10は、前記第1の組と同じ態様に配置されるが構成要素37の軸方向に変位する第2の組の補強リブ16aを含むことを特徴とする、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構成要素37。軸方向ガス流用の一次ガス流路が前記内側及び外側リング構造10、20間及び前記放射要素15間に形成され、ガスが流入する入口側とガスが流出する出口側とを有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構成要素37。前記外側リング構造10は前記円形リング部材11の半径方向内方に配置されるガス流案内リング部材12を含み、前記放射要素15は前記内側リング構造20から前記ガス流案内リング部材12まで及び前記ガス流案内リング部材12から更に前記円形リング部材11まで延在することを特徴とする、請求項1乃至8のいずれかに記載のガスタービンエンジン構成要素37。前記内側リング構造20の内側に配置されて前記放射要素15間において負荷を伝達する負荷伝達構造と、自身の中央に配置されるタービン軸用の軸受構造とを含むことを特徴とする、請求項1乃至9のいずれかに記載のガスタービンエンジン構成要素37。前記補強リブ16は、構成要素37の軸方向に対して垂直な平面上に投影すると、多角形の辺を形成す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構成要素37。請求項1乃至11のいずれかに記載のように製造される構成要素37を含むことを特徴とする、ガスタービンエンジン1。航空機の推進用に構成されることを特徴とする、請求項12に記載のガスタービンエンジン1。外側リング構造と、内側リング構造と、前記内側リング構造と前記外側リング構造との間で負荷を伝達する、周方向に離間する複数の放射要素とを含み、前記外側リング構造はガスタービンエンジンの運転時に内圧に耐える円形リング部材を含み、前記外側リング構造は、半径方向の剛性を達成するために周方向に分散配置されると共に実質的に真っ直ぐな、第1の組の補強リブを含み、前記補強リブは多角形の辺を形成し、各々の前記補強リブは2つの隣接する放射要素間に延在する、ガスタービンエンジン構成要素。前記補強リブは、前記補強リブにより形成される前記多角形の角の位置が1つの前記放射要素又は1つの前記放射要素の半径方向の延長線と実質的に一致するような態様に配置される、請求項14に記載のガスタービンエンジン構成要素。前記補強リブは、前記円形リング部材の半径方向内方に配置される、請求項14又は15に記載のガスタービンエンジン構成要素。各放射要素は、要素接続領域に沿って前記円形リング部材の内側に接続され、前記補強リブにより形成される前記多角形の前記角の前記位置は1つの前記要素接続領域と実質的に一致する、請求項15に記載のガスタービンエンジン構成要素。前記補強リブは、前記補強リブと前記円形リング部材との間において前記補強リブの長さの少なくとも一部分に沿って延在する接続部材により前記円形リング部材に固定される、請求項14乃至17のいずれかに記載のガスタービンエンジン構成要素。前記補強リブの端部は、半径方向に前記円形リング部材の方へと折り曲げられる、請求項14乃至18のいずれかに記載のガスタービンエンジン構成要素。前記外側リング構造は、前記第1の組と同じ態様に配置されるが構成要素の軸方向に変位する第2の組の補強リブを含む、請求項14乃至19のいずれかに記載のガスタービンエンジン構成要素。軸方向ガス流用の一次ガス流路が前記内側及び外側リング構造間及び前記放射要素間に形成され、ガスが流入する入口側とガスが流出する出口側とを有する、請求項14乃至20のいずれかに記載のガスタービンエンジン構成要素。前記外側リング構造は前記円形リング部材の半径方向内方に配置されるガス流案内リング部材を含み、前記放射要素は前記内側リング構造から前記ガス流案内リング部材まで及び前記ガス流案内リング部材から更に前記円形リング部材まで延在する、請求項14乃至21のいずれかに記載のガスタービンエンジン構成要素。前記内側リング構造の内側に配置されて前記放射要素間において負荷を伝達する環状負荷伝達構造と、自身の中央に配置されるタービン軸用の軸受構造とを含む、請求項14乃至22のいずれかに記載のガスタービンエンジン構成要素。前記補強リブは、構成要素の軸方向に対して垂直な平面上に投影すると、多角形の辺を形成する、請求項14乃至23のいずれかに記載のガスタービンエンジン構成要素。請求項14乃至24のいずれかに記載のように製造される構成要素を含む、ガスタービンエンジン。航空機の推進用に構成される、請求項25に記載のガスタービンエンジン。本発明の目的は、従来の支持構造と比べてより高い機械的特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。この目的は、独立請求項1に記載の技術的特徴により定義される構成要素によって達成される。従属請求項には、本発明の有利な実施形態と、更に他の発展形態と変形態様とが記載されている。本発明は、外側リング構造と、内側リング構造と、内側リング構造と外側リング構造との間において負荷を伝達する、周方向に離間する複数の放射要素とを含み、外側リング構造が、ガスタービンエンジンの運転時の内圧に耐える円形リング部材を含むガスタービンエンジン構成要素に関する。本発明は、外側リング構造が、半径方向の剛性を達成するために周方向に分散配置されると共に実質的に真っ直ぐな、第1の組の補強リブを含み、これらの補強リブは多角形の辺を形成し、各々の補強リブは2つの隣接する放射要素間に延在することを特徴とする。このような設計は、円形の壁面は内圧による負荷に対応するのに適する一方で、追加の補強リブは、内側及び外側リング構造間において、一般に内側リング構造の内側の軸受から外側リング構造上に設けられるエンジン取付け部に伝達される半径方向の力への対応とこうした力の分配とに適する多角形の補強構造をもたらすという利点を有する。各補強リブは隣接する要素間において補強ブリッジを形成し、補強リブが合同で多角形の補強構造を形成する。これらの補強リブにより、円形の壁面を半径方向の負荷ではなしに単に内圧に耐え且つこれに対応することができるように設計すればよくなり、従って円形の壁面を従来の構造より薄くすることができる。つまるところ、本発明に従った構成要素は、同様の種類の従来式構成要素より軽量化される。本発明の1つの実施形態において、補強リブは、補強リブにより形成される多角形の角の位置が、放射要素の1つ又は放射要素の1つの半径方向の延長線と実質的に一致するような態様に配置される。これは、多角形の各角が、放射要素の半径方向の長さ沿いのどこかで、又は放射要素の半径方向の延長線に沿って外側リング構造の外方で、その放射要素と周方向で一致することを意味する。本発明の1つの実施形態において、補強リブは、円形リング部材の半径方向内方に配置される。リブを円形リング部材の外側又は部分的に外側に配置することもできるが、こうすることによってより頑丈な構造が得られ、構成要素は円形リング部材の外側にいかなる追加の空間も必要としなくなる。本発明の1つの実施形態において、各放射要素は、要素接続領域に沿って円形リング部材の内側に接続され、補強リブにより形成される多角形の角の位置は、これらの要素接続領域の1つと実質的に一致する。このようにすると、補強リブと放射要素との間において負荷を効率的に伝達することができる。本発明の1つの実施形態において、補強リブは、補強リブと円形リング部材との間において補強リブの長さの少なくとも一部分に沿って延在する接続部材により円形リング部材に固定される。これにより、強固なリブ機構が得られる。本発明の1つの実施形態において、補強リブの端部は半径方向に円形リング部材の方へと折り曲げられる。これは、例えば、放射要素に溶接継手に適する場所がない等の理由により、円形リング部材の内側に配置されるリブの端部を、放射要素又は放射要素が円形の壁面部材に締結される接続領域に直接締結することができない場合に有用である。このように、補強リブを多角形の辺の全長に沿って、即ち角から角まで延在させなくても有利な機能を得ることができる。しかし、リブは少なくとも放射要素の近傍から隣接する放射要素の近傍まで延在するべきである。本発明の1つの実施形態において、外側リング構造は、第1の組と同様の態様に配置されるが構成要素の軸方向に変位する第2の組の補強リブを含む。これによって、かなり細い補強リブを用いることができるため、重量を大きく増加させることなしに負荷対処性を大幅に高めることができる。本発明の1つの実施形態において、外側リング構造は、円形リング部材の半径方向内方に配置されるガス流案内リング部材を含み、放射要素は内側リング構造からガス流案内リング部材まで及びガス流案内リング部材から更に円形リング部材まで延在する。このような構造では、ガス流を妨害することなしに補強リブをガス流案内リング部材と円形リング部材との間に配置することができる。本発明は、更にまた、上記のいずれかに従って製造される構成要素を含むガスタービンエンジンに関する。以下の本発明の説明では、以下の図を参照する。図1は、概略図として、本発明の構成要素による支持構造37を備えた軸流航空ガスタービンエンジン1を示す。図1には、更に他の支持構造27も示されている。全体として、図1に示すガスタービンエンジン1は従来構造のものであって、軸流方向に連続して、空気吸込み口3と低圧圧縮機4と高圧圧縮機5と燃焼器6と高圧タービン7と低圧タービン8と排気出口9とを含む。動作時において、高圧圧縮機5は、高圧タービン7により、第1の中空軸である高圧HPタービン軸図示せずを介して駆動される。同様に、低圧圧縮機4は、低圧タービン8により、第1のタービン軸10内に同軸的に配置される第2の中空軸である低圧LPタービン軸図示せずを介して駆動される。同軸的に配置される第3の軸図示せずは、空気をガスタービンエンジンケーシングの中及び周りへと付勢するファン12に接続される。共通の軸2も示されている。ガスタービンエンジン1は全体として従来の態様で動作し、空気吸込み口3を通って引き込まれる空気は、最初にファン12により圧縮され、次に低圧圧縮機4により圧縮された後に高圧圧縮機5内へと送られ、そこで更に圧縮される。圧縮された空気は、その後、燃焼器6内に流入して、そこで燃料と混合され、この混合物が燃焼される。その結果として得られる高温の燃焼生成物は、次に、高圧及び低圧タービン7、8を通って膨張した後に排気出口9を通って大気中に排出される。エンジン1は、更に、駆動軸を支持すると共にエンジンを航空機に取り付けるための後部支持構造27と前部支持構造37とを含む。前部支持構造37は低圧及び高圧圧縮機4、5間に配置される。同様のタイプの前部支持構造は、時には中間圧縮機ケース、即ちICCと呼ばれる。後部支持構造27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る。一般に、ジェットエンジンの支持構造は、ころ軸受を手段として1つ以上の軸を支持する。半径方向の負荷は、放射要素を手段として外側構造シュラウドに接続される内側ハブに、内側支持構造支持コーンを介して伝達される。空気抵抗を減らすため又は主ガス流の出口角を真っ直ぐにするために、これらの放射要素は、通常、翼形構造により覆われるか、又は翼形構造に一体化される。一体的な翼形又はベーンは、時には支柱と呼ばれる。以下に記載の例では、構造的ベーンという用語を用いる。構造的ベーンは、空気力学的負荷と、構造的負荷と熱誘起負荷とが組み合わさったものとの両方を支持することができる。近代的なジェットエンジンのほとんどが、こうしたベーンを、支持構造37のようなリング-ベーン-リング構成要素において使用している。図2及び3に、それぞれ本発明の構成要素の実施形態の斜視正面及び背面図を示し、図4~5に、同じ実施形態の断面の異なる斜視図を示す。図2~5に、外側リング構造10図4と、内側リング構造20図4と、内側及び外側リング構造10、20間において負荷を伝達する構造的ベーン15の形態をとる、周方向に離間する複数の放射要素とを含むガスタービンエンジン構成要素37が示されている。外側リング構造10は、ガスタービンエンジン1の動作時に内圧に耐える外側円形リング部材11と、この円形リング部材11の半径方向内方に配置されるガス流案内リング部材12とを含む。内側リング構造20は、ハブ部材21と、ハブ部材21の半径方向外方に配置される内側ガス流案内リング部材22とを含む。環状負荷伝達構造図示せずがハブ部材21の内側に配置されて、放射要素15と、構成要素37の中央に配置されるタービン軸用軸受構造との間において負荷を伝達する。放射要素は、ハブ部材21から、2つのガス流案内リング部材22及び12を経て又は貫通して、円形リング部材11まで延在する。軸方向ガス流の一次ガス流路は、2つのガス流案内リング部材12、22間及び放射要素15間に形成され、構成要素37は、ガスが流入する入口側とガスが流出する出口側とを有する。放射要素15は、2つのガス流案内リング部材12、22間に延在する部分に沿ってのみ翼形の形状を有する。外側リング構造10は、円形リング部材11の内側に配置されて構成要素37の半径方向の剛性を提供するために周方向に分散配置されると共に実質的に真っ直ぐな複数の補強リブ16を含む。図2に最も分かりやすく示すように、補強リブ16は、各々の補強リブ16を2つの隣接する放射要素15間に延在させた多角形の辺又は少なくとも辺の一部分を形成する。換言すれば、補強リブ16は、構成要素37の軸方向に対して垂直な平面上に投影されると、多角形の辺又は少なくとも辺の一部分を形成する。各放射要素15は要素接続領域18図4~5参照において円形リング部材11の内側に接続され、補強リブ16は、補強リブ16により形成される多角形の角の位置がこれらの要素接続領域18の1つと実質的に一致するような態様に配置される。換言すれば、2つの隣接する補強リブ16の直線部分の仮想延長線は、放射要素15の1つの接続領域18と実質的に対応する位置で互いに交差する。図4~5に示すように、補強リブ16は、補強リブ16と円形リング部材11の内側との間に延在する接続部材17により、円形リング部材11の内側に固定される。補強リブ16と接続部材17とのいずれもが、この場合は矩形の断面を呈する。補強リブ16はそれらの最も幅広の側面を半径方向に向けて配置され、接続部材17は、図4に示すように、T字形の断面が形成されるように補強リブ16に対して垂直に配置される。本例では、補強リブ16の端部19図5は、その接続領域18内の放射要素15から短い距離をおいて、半径方向外方に円形リング部材11の内側の方へと折り曲げられる。原則として、補強リブ16によりもたらされる補強効果は、リブ16を接続領域18まで完全に延在させると更に高くなる。しかし、本例ではリブ16を放射要素15に更に接近させて溶接することにより締結することが困難であるため、補強リブ16は放射要素15から少し離れた位置で終端している。図4~5に示すように、外側リング構造10は、上記のリブ16と同じ態様で配置される第2の組の補強リブ16aを含むが、第2の組のリブ16aは構成要素の軸方向下流方向に変位する。上記のタイプの補強リブ16は、複数の異なる部品を互いに接合することによって形成される事前製作の構成要素及び鋳造により製造される構成要素のいずれも対象としている。本発明は上記の実施形態によって制限されるわけではなく、特許請求の範囲内で様々な態様に改変可能である。例えば、補強リブ16を若干長く延在させて、多角形の形状に更に又は完全に似せても全くかまわない。更に、補強リブ16は、外側円形リング部材11に必ずしも締結されなくてもよく、完全に又は部分的に円形リング部材11の外側に配置されてもよい。更にまた、軸方向に変位する補強リブ16の組の個数は、用途によって変動可能である。リブ16が円形リング部材11の部分的に外側に配置される場合は、リブ16は、好ましくは、多角形の各角が1つの放射要素15の半径方向の延長線と一致するように配置される。更に、本発明は、上記に例示したタイプの支持構造37に制限されるわけではない。本発明は、前部フレーム吸込み口フレーム又はファンハブフレーム、中間ケースIMC、タービン中間構造TMF、TMS又はタービン後部フレームTRF等のガスタービンエンジンのその他の支持構造にも適用可能である。更に、本発明は、定置ガスタービン発電機及び航空ジェットエンジンにも適用可能である。