"ガスタービンエンジンコンポーネント27であって、外側リング21と、内側リング20と、前記内側リング20と前記外側リング21との間に延在する周方向に離間された複数の要素22とを備え、軸方向のガス流用の一次ガス流路が前記要素22間に画成され、前記コンポーネント27がガス流入用の入口側と、ガス流出用の出口側とを有し、前記要素22と前記コンポーネント27の内の中心に位置するタービンシャフト用の軸受構造24間で負荷を伝達するための環状の負荷伝達構造23と、を有し、前記環状の負荷伝達構造23が前記内側リング20の内側に沿って周方向に延び、且つ前記コンポーネント27の径方向内側にも延び、前記環状の負荷伝達構造23が第1の部分23aと第2の部分23bとを有し、前記第1の部分23aが前記第2の部分23bよりも前記内側リング20の近傍に位置するガスタービンエンジンコンポーネント27において、前記第1の部分23aが周の少なくとも一部に沿って前記第2の部分23bに対して径方向に傾斜し、前記傾斜した2つの部分23a、23bが傾斜部分23a、23bの間の接続ゾーン26で接続され、前記第1の前記要素22aに周方向で対応する位置、すなわち第1の周方向位置Aにある前記接続ゾーン26の前記径方向/軸方向位置が、前記第1の要素22aと、隣接する前記第2の要素22bとの間の前記径方向/軸方向位置、すなわち前記第2の周方向位置Bにある前記接続ゾーン26の前記径方向/軸方向位置と径方向及び/又は軸方向で異なるように、前記接続ゾーン26の径方向及び/又は軸方向位置が周に沿って変化することを特徴とするガスタービンエンジンコンポーネント。前記接続ゾーン26の径方向位置が、前記第2の周方向位置Bからよりも前記第1の周方向位置Aにある前記コンポーネントの中心ポイントから大きく離間してい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コンポーネント27。前記第1の周方向位置Aにある前記接続ゾーン26が、前記第2の周方向位置Bにある前記接続ゾーン26の軸方向下流に位置す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コンポーネント27。前記接続ゾーン26が、前記第1の周方向位置と前記第2の周方向位置A、Bとの間の実質的な直線に沿って延在することを特徴とする請求項1乃至3のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント27。前記第2の要素22bに周方向で対応する位置にある前記接続ゾーン26の前記径方向/軸方向位置が、前記第1の要素22aに周方向で対応する位置にある前記接続ゾーン26の前記径方向/軸方向位置と同様であ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コンポーネント27。前記シャフトの軸受構造24が、前記コンポーネント27を通る前記一次ガス流の方向で前記要素22の前方の軸方向位置に配置され、前記第2の部分23bが前記軸受構造24に向かって径方向に傾斜す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コンポーネント27。前記第1の部分と第2の部分23a、23bとの間の前記接続ゾーン26が、前記軸受構造24よりも前記内側リング20に実質的に近接する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コンポーネント27。前記環状の負荷伝達構造23には、該環状の負荷伝達構造23の前記第1の部分23aの出口側に配置された周方向に離間された複数の負荷担持部材32が設けられて、前記環状の負荷伝達構造23と前記要素22との間に負荷担持接続部を形成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コンポーネント27。前記負荷担持部材32が、対の集合で配置され、前記対の集合は各々が、前記内側リング20の反対側の外側に位置する対応するベーン22の径方向内側に位置しているため、負荷はある特定の対の前記負荷担持部材32と、前記対に対応する前記要素22との間で実質的に真直に径方向に伝達されることを特徴とする請求項8に記載のガスタービンエンジンコンポーネント27。前記内側リング20に沿った前記各対内の前記負荷担持部材32の軸方向の延伸が、前記内側リング20の反対側に沿った対応する前記要素22の第1の側面と第2の側面のそれぞれの軸方向延伸に実質的に対応するように配置されることを特徴とする請求項9に記載のガスタービンエンジンコンポーネント27。前記環状の負荷伝達構造23が壁構造であ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コンポーネント27。前記第1と前記第2の周方向位置A、B間の前記接続ゾーン26の前記径方向/軸方向位置の差異41、42が、前記接続ゾーン26での前記環状の負荷伝達構造23の平均的な厚さの少なくとも半分であることを特徴とする請求項1乃至11のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント27。前記第1と前記第2の周方向位置A、B間の前記接続ゾーン26の前記径方向/軸方向位置の差異41,42が、前記接続ゾーン26での前記環状の負荷伝達構造23の平均的な厚さと少なくとも等しいことを特徴とする請求項1乃至12のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント27。前記接続ゾーン26が、前記コンポーネント27の前記軸方向に対して垂直な面に投影すると多角形を形成することを特徴とする請求項1乃至13のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント27。コンポーネント27を備えることを特徴とする請求項1乃至14のいずれかに記載のガスタービンエンジン1。前記ガスタービンエンジン1が航空機の推進用に配置されることを特徴とする請求項15に記載のガスタービンエンジン1。ガスタービンエンジンコンポーネントであって、外側リングと、内側リングと、前記内側リングと前記外側リングとの間に延在する周方向に離間された複数の要素とを備え、軸方向のガス流用の一次ガス流路が前記要素間に画成され、前記コンポーネントがガス流入用の入口側と、ガス流出用の出口側とを有し、前記要素と前記コンポーネントの内の中心に位置するタービンシャフト用の軸受構造との間で負荷を伝達するための環状の負荷伝達構造と、を有し、前記環状の負荷伝達構造が前記内側リングの内側に沿って周方向に延び、且つ前記コンポーネントの径方向内側にも延び、前記環状の負荷伝達構造が第1の部分と第2の部分とを有し、前記第1の部分が前記第2の部分よりも前記内側リングの近傍に位置し、前記第1の部分が少なくとも周の一部に沿って前記第2の部分に対して径方向に傾斜し、2つの傾斜部分が該傾斜部分間の接続ゾーン内で接続されると共に、第1の前記要素に周方向で対応する位置、すなわち第1の周方向位置にある前記接続ゾーンの前記径方向/軸方向位置が、前記第1の要素と、隣接する第2の要素との間の前記径方向/軸方向位置、すなわち前記第2の周方向位置にある接続ゾーンの径方向/軸方向位置と径方向及び/又は軸方向において異なるように、前記接続ゾーンの前記径方向及び/又は軸方向位置が前記周に沿って変化することを特徴とするガスタービンエンジンコンポーネント。前記接続ゾーンの径方向位置が、前記第2の周方向位置からよりも前記第1の周方向位置にある前記コンポーネントの中心ポイントから大きく離間している請求項17に記載のガスタービンエンジンコンポーネント。前記第1の周方向位置にある前記接続ゾーンが、前記第2の周方向位置にある前記接続ゾーンの軸方向下流に位置する請求項17又は18に記載のガスタービンエンジンコンポーネント。前記接続ゾーンが前記第1の周方向位置と第2の周方向位置との間の実質的な直線に沿って延在する請求項17乃至19のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント。前記第2の要素に周方向で対応する位置にある前記接続ゾーンの前記径方向/軸方向位置が、前記第1の要素に周方向で対応する位置にある前記接続ゾーンの前記径方向/軸方向と同様である請求項17乃至20のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント。前記シャフトの軸受構造が、前記コンポーネントを通る前記一次ガス流の方向で前記要素の前方の軸方向位置に配置され、前記第2の部分が前記軸受構造に向かって径方向に傾斜する請求項17乃至21のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント。前記第1の部分と第2の部分との間の前記接続ゾーンが実質的に、前記軸受構造よりも前記内側リングに近接する請求項17乃至22のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント。前記環状の負荷伝達構造には、該環状の負荷伝達構造の前記第1の部分の出口側に配置された周方向に離間された複数の負荷担持部材が設けられて、前記環状の負荷伝達構造と前記要素との間に負荷担持接続部を形成する請求項17乃至23のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント。前記負荷担持部材が対の集合で配置され、前記対の集合は各々が、前記内側リングの反対側の外側に位置する対応する要素の径方向内側に位置しているため、負荷がある特定の対の負荷担持部材と、前記対に対応する要素との間で実質的に真直に径方向に伝達される請求項24に記載のガスタービンエンジンコンポーネント。前記内側リングに沿った各対内の前記負荷担持部材の軸方向の延伸が、前記内側リングの反対側に沿った対応する要素の第1の側面と第2の側面のそれぞれの軸方向延伸に実質的に対応する請求項25に記載のガスタービンエンジンコンポーネント。前記環状の負荷伝達構造が壁構造である請求項17乃至26のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント。前記第1と第2の周方向位置間の前記接続ゾーンの径方向/軸方向位置の差異が、前記接続ゾーンでの前記環状の負荷伝達構造の平均的な厚さの少なくとも半分である請求項17乃至27のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント。前記第1と第2の周方向位置間の前記接続ゾーンの径方向/軸方向位置の差異が、前記接続ゾーンでの前記環状の負荷伝達構造の平均的な厚さと少なくとも等しい請求項17乃至28のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント。前記接続ゾーンが、前記コンポーネントの前記軸方向に対して垂直な平面に投影されると多角形を形成する請求項17乃至29のいずれかに記載のガスタービンエンジンコンポーネント。請求項17乃至30のいずれかに記載のコンポーネントを備えるガスタービンエンジン。前記ガスタービンエンジンが航空機の推進用に配置される請求項31に記載のガスタービンエンジン。本発明の目的は、従来の構造と比較して高い耐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、特許請求の範囲第1項に含まれる技術的特徴で定義されるコンポーネントによって達成される。従属請求項は、本発明の有利な実施形態、更なる改良及び変形形態を含んでいる。本発明は、外側リングと、内側リングと、内側リングと外側リングとの間に延在する周方向に離間された複数の要素とを備え、軸方向のガス流用の一次ガス流路が要素間に画成され、コンポーネントがガス流入用の入口側と、ガス流出用の出口側とを有し、前記要素とコンポーネント内の中心に位置するタービンシャフト用の軸受構造間で負荷を伝達するための環状の負荷伝達構造と、を有し、環状の負荷伝達構造が内側リングの内側に沿って周方向に延び、且つコンポーネントの径方向内側にも延び、前記環状の負荷伝達構造が第1の部分と第2の部分とを有すると共に、第1の部分が第2の部分よりも内側リングの近傍に位置するガスタービンエンジンコンポーネントに関する。本発明は、第1の部分が周の少なくとも一部に沿って第2の部分に対して径方向に傾斜し、傾斜した2つの部分が傾斜部分の間の接続ゾーンにおいて接続され、第1の前記要素に周方向で対応する位置、すなわち第1の周方向位置にある接続ゾーンの径方向及び/又は軸方向位置が、第1の要素と、隣接する第2の要素との間の径方向/軸方向位置、すなわち第2の周方向位置にある接続ゾーンの径方向/軸方向位置と径方向及び/又は軸方向において異なるように、接続ゾーンの径方向及び/又は軸方向位置が周に沿って変化することを特徴とする。このように設計された環状の負荷伝達ハブ部は、例えば従来の構造軸受円錐体と比較して、それ以上に広い領域にわたって要素/ベーンからの径方向負荷を分散でき、且つ径方向負荷の一部を接線方向に方向転換できることによって、径方向負荷の周方向での分散を増進する極めて強固な壁構造を形成できる、輪郭形状、波形形状又は波目形状を得る。このようにして、極めて高い局部的負荷を回避することができ、それによってコンポーネント全体の耐性が高まる。接続ゾーンの詳細な設計は用途に左右される。すなわち、ある用途では周方向位置間だけの軸方向の相違を利用することが好ましく、別の用途では別のベーン間で異なる不規則な径方向/軸方向位置の相違を利用することが好ましいことなどがある。特定用途で周方向にわたって接続ゾーンをどのように設計するかは、例えば、軸受位置と内側リングとの角度、並びにコンポーネントを経て伝達される力の方向と大きさによって左右される。更に、負荷伝達構造の第2の部分は通常は、シャフトの軸受けに接続するための別のより中心に位置する部分に溶接され、このような溶接では材料は均等な厚さを有する必要がある。このような材料片の最小厚さは最大局部応力によって決定され、負荷の分散を改善することによって厚さを大幅に低減することができる。したがって、本発明によって更に、壁形部品により薄い材料を使用する高い可能性が生じる。ひいては、それによってコンポーネントが軽量化される。本発明の有利な実施形態では、接続ゾーンの径方向位置は、第2の周方向位置からよりも第1の周方向位置にあるコンポーネントの中心ポイントから大きく離間している。本発明の有利な実施形態では、第1の周方向位置にある接続ゾーンは、第2の周方向位置にある接続ゾーンの軸方向下流に位置している。上記の2つの実施形態を組み合わせると、例えばコンポーネントの要素/ベーンがシャフトの軸受けの下流に位置している場合に有利な負荷分散が得られる。本発明の有利な実施形態では、接続ゾーンは第1の周方向位置と第2の周方向位置との間の実質的な直線に沿って延在している。これにより、有利な制御された負荷分散が得られる。本発明の有利な実施形態では、第2の要素に周方向で対応する位置にある接続ゾーンの径方向/軸方向位置は、第1の要素に周方向で対応する位置にある接続ゾーンの径方向/軸方向位置と同様である。これにより、これら2つの要素間の対称的な領域が得られる。本発明の有利な実施形態では、シャフトの軸受構造は、コンポーネントを通る一次ガス流の方向で要素の前方の軸方向位置に配置され、第2の部分は軸受構造の方向に径方向に傾斜している。好ましくは、第1の部分と第2の部分との間の接続ゾーンは実質的に、軸受構造よりも内側リングに近接している。このような設計は例えば、タービンの後部フレームに適している。本発明の有利な実施形態では、環状の負荷伝達構造には、環状の負荷伝達構造の第1の部分の出口側に配置された周方向に離間された複数の負荷担持部材が設けられて、内側リングを介して環状の負荷伝達構造と要素との間に負荷担持接続部を形成する。第1の部分を負荷担持部材で支持することによって、公知の開構造よりも均一に負荷を分散することができる。このようにして、負荷は負荷担持部材の軸方向長さのいくらかにわたって分散され、又、少なくとも一部は接続ゾーンを介して第2の部分に直接伝達される。このような負荷分散及び伝達の全体的な効果は、負荷担持部材が、接続ゾーンの径方向/軸方向変位によって達成される有利な効果に役立つことである。本発明の有利な実施形態では、接続ゾーンは、コンポーネントの軸方向に対して垂直な面に投影すると多角形を形成する。これにより対称的で強固な装置が得られる。本発明は、上記のタイプのコンポーネントを備えるガスタービンエンジンにも関するものである。本発明の更なる実施形態では、本発明のガスタービンは航空機の推進用に構成される。図1は、本発明のコンポーネントによる支持構造27、37を備える航空機の軸流ガスタービンエンジン1の概略図を示す。一般に、図1に示すガスタービンエンジン1は従来型のものであり、軸流方向に直列に、空気入口3、低圧圧縮機4、高圧圧縮機5、燃焼装置6、高圧タービン7、低圧タービン8、及び排気口9を備えている。動作中、高圧圧縮機5は第1の中空シャフト、すなわち高圧HPタービンシャフト10を介して高圧タービン7によって駆動される。同様に、低圧圧縮機4は、第2の中空シャフト、すなわち第1のタービンシャフト10内に同軸に配置された低圧LPタービンシャフト11を介して低圧タービン8によって駆動される。共通軸2も示されている。ガスタービンエンジン1は一般に従来の態様で動作し、吸気口3を通って引き込まれた空気はそれが更に圧縮される高圧圧縮機5に流入する前に低圧圧縮機4によって圧縮される。圧縮空気は次いで燃焼装置6に流入し、そこで燃料と混合され、混合気が燃焼される。その結果生じた高温の燃焼生成物は次いで、排気出口9を通して大気へと排気される前に高圧及び低圧タービン7、8を通って膨張する。エンジン1は更に、後部支持構造27と、駆動シャフトを支持し、且つエンジンを航空機に実装するための前部支持構造37とを備えている。以下に主として後部支持構造27を参照して本発明を説明する。このような支持構造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ている。一般に、ジェットエンジン内の後部支持構造は、ころ軸受によって1本又は2本のシャフトを支持する。すなわち、径方向負荷のみシャフトの前方軸受では軸方向負荷のみが該構造を通して伝達される。負荷は、内側の支持構造支持円錐体を通して、径方向要素によって外側構造シュラウドに接続された内ハブに伝達される。空気抵抗を低減し、又は低圧タービンから流出する主ガス流の流出角度を真直にするため、これらの要素は通常はエアフォイル構造でカバーされ、又は構造と一体化される。一体化されたエアフォイル又はベーンはストラットと呼ばれることがある。以下に記載する実施例では、構造ベーンという用語が用いられる。構造ベーンは、空力負荷と、構造的負荷及び熱誘発負荷の両方を支持することが可能である。現代のほとんどのジェットエンジンは、後部支持構造27のようなリング-ベーン-リングコンポーネント内の、このようなベーンを使用している。図2及び3は、本発明のコンポーネントの実施形態、すなわち、第2のタービン駆動シャフト11を受けるための内側ハウジンフ又はハブの形態の内側環状部材、又はリング20と、外側環状部材、又はリング21とを備え、2つの環状部材20、21が共通軸2を中心に同心に配置されている、後部支持構造27の前面図と後面図をそれぞれ示している。支持構造27は更に、径方向に延在し、内側と外側の環状部材20、21を接続する周方向に離間された複数の構造ベーン22を備えている。ベーン22は、リング20と21との間にガス流通路を画成し、図示した実施例では、各径方向要素22は、断面がエアフォイルの形状を有し、支持構造27内に構造的に一体化されている。図2はコンポーネント27のガス入口側を示し、一方、図3はガス出口側を示している。図2は更に、第2の要素/ベーン22bの近傍の第1の要素/ベーン22aを示している。環状の負荷伝達構造23は、ベーン22と、コンポーネント27の中心に位置するタービンシャフト11用の軸受構造24との間で負荷を伝達するために内側リング20の内部に位置している。図2及び3に示すように、環状の負荷伝達構造23は、内側リング20の内側に沿って、コンポーネント27の径方向内側に周方向に延在している。環状の負荷伝達構造23は又、コンポーネント27を通る一次ガス流方向でベーン22の前方/上流の軸方向位置にあるシャフトの軸受構造24の方向に向かって軸方向にも延在している。図3は、環状の負荷伝達構造23に、周方向に離間した複数の負荷担持部材32を設けたことを示している。これらの部材、及び環状の負荷伝達構造23は以下に更に記載する。図3及び例えば図5~6に見られるように、各ベーンの下側の中央部25は、内側リング20の内側を通って突出している。図2、3及び8に示すように、外側リング21にはエンジンマウント19が設けられている。図4~8は、環状の負荷伝達構造23をより詳細に示している。図4は、コンポーネント27のガス入口側の上部を示している。図5は、図4に示す第1の周方向位置Aの軸断面A-Aを示している。図6は、図4に示す第2の周方向位置Bの軸断面B-Bを示している。図7は、断面A-AとB-Bとの間の環状の負荷伝達構造23の基本的な相違を示している。図8は断面A-Aの別の図を示している。図4~8に示すように、環状の負荷伝達構造23は第1の部分23aと第2の部分23bとを有し、第1の部分23aは第2の部分23よりも内側リング20に近接して位置している。第1の部分23aは、ポイント/位置30図6を参照で内側リング20に接続されている。2つの部分、23a、23bは実質的に真直な軸断面を示し、第1の部分23aは第2の部分23bに対して径方向に傾斜している図5~8を参照。2つの傾斜部分23a、23bは、傾斜部分23a、23bの間に延び、環状の負荷伝達構造23の屈曲部を形成する接続ゾーン26で接続されている。図4の矢印29は、エンジンマウント19からベーン22を経て環状の負荷伝達構造23の方向に、更に軸断構造24の方向に径方向に伝達される負荷を示している。接続ゾーン26で、負荷は径方向内側に軸受構造24に更に伝達される前に接線/周方向に分散される。この分散効果が達成されるのは、第1のベーン22に周方向で対応する位置、すなわち図4のA-Aに対応する第1の周方向位置Aにある接続ゾーン26の径方向/軸方向位置が、同じベーン22と隣接する第2のベーンとの間の径方向/軸方向位置、すなわち図4のB-Bに対応する第2の周方向位置Bにある接続ゾーン26の径方向/軸方向位置と径方向/軸方向で異なるように、接続ゾーン26の径方向及び軸方向の位置が周囲に沿って変化するからである。特に、接続ゾーン26の径方向位置は、第2の周方向位置Bからよりも第1の周方向位置Aのコンポーネント27の中心ポイントから大きく離間している。更に、第1の周方向位置Aにある接続ゾーン26は、第2の周方向位置Bにある接続ゾーン26の軸方向下流に位置している。記載の実施形態では、接続ゾーン26は、第1の周方向位置Aと第2の周方向位置Bとの間に実質的に直線に沿って延在している。更に、第2のベーン/要素、すなわち第1のベーンの近傍のベーンに周方向で対応する位置にある接続ゾーン26の径方向/軸方向位置は、第1のベーン/要素に周方向で対応する位置にある接続ゾーン26の径方向/軸方向位置と同様である。これは、接続ゾーン26が、隣接する2つのベーンの領域で対称であることを意味する。例えば図5~6に見られるように、シャフトの軸受構造24はコンポーネント27を通る一次ガス流の方向に対してベーン22の前方/上流の軸方向位置にあり、第2の部分23bが軸受構造24に向かって径方向に傾斜している。例えば図8に示すように、第1の部分23aと23bとの間の接続ゾーン26は、軸受構造24よりも内側リング20に実質的に近接している。図8は又、ベーン22が中空であり、したがってベーン22は側壁を介して負荷を伝達することも示している。本明細書に記載の実施形態では、第2の周方向位置Bは、隣接する2つのベーン22の中間にあり、環状の負荷伝達構造23は周方向で対称であるため、図4に示すベーン22は、全てのベーン22がエンジンマウント19の内側で真直に位置決めされていないとしても任意のベーン22でもよいであろう。本発明の発明的概念の原理が図7に示されており、この図ではベーン22に周方向で対応する位置にある接続ゾーン26の位置は26Aで示され、一方、同じベーン22と、隣接する第2のベーンとの間の接続ゾーン26の位置は26Bで示されている。ベーン22と周方向で対応する位置にある環状の負荷伝達構造23の第1及び第2の部分23a、23bの設計は断面部分として示され、隣接する2つのベーンの間の第1及び第2の部分23a、23bの設計が示されている。図7に示すように、接続ゾーン26の2つの位置26A、26B、すなわちそれぞれベーン22の内側と、隣接する2つのベーン22の中間の2つの位置の間には径方向シャフト41と軸方向シャフト42の両方がある。第2の周方向位置B、すなわちベーン22の間では、接続ゾーン2626Bが第1の周方向位置A、すなわちベーン22の真直な内側で接続ゾーン2626Aの内側、上流に位置している。負荷はコンポーネント27の内側、上流向きの接続ゾーン26を部分的に辿るため、ベーン/要素22から環状の負荷伝達構造23に伝達される負荷は、傾斜部分23a、23bの間の接続ゾーン26すなわち接続ゾーン26のポイント26Aに達すると、接線方向図4を参照に部分的に方向転換される。この実施例では、接続ゾーン26は、コンポーネント27の軸方向に対して垂直な平面に投影されると多角形を形成する。これは図4~8と共に図2で見ることができる。図5は、例えば傾斜部分及び接続ゾーン26の他に第1の部分23aの出口側に周方向に離間して配置された幾つかの負荷担持部材32を示している。負荷担持部材32は、内側リング20を介して環状の負荷伝達構造23とベーン/要素22との間の負荷担持接続を形成する。負荷担持部材32は対の集合で配置され、前記対の集合は各々が、内側リング20の反対側の外側に位置する対応するベーン22の径方向内側に位置しているため、負荷はある特定の対の負荷担持部材32と、前記対に対応する要素22との間で実質的に真直に径方向に伝達される。これは図4に見ることができる。この場合、要素22は中空であるため、負荷担持部材32は、内側リング20に沿った各対内の負荷担持部材32の軸方向の延伸が、内側リング20の反対側に沿った対応する要素22の第1の側面と第2の側面のそれぞれの軸方向延伸に実質的に対応するように配置されている。これは、負荷を要素22の側面と対応する負荷担持部材32との間で径方向に真直に伝達可能であることを意味する。しかし、それは負荷担持部材32が要素の側面の長さ全体に沿って軸方向に延在することを意味するものではなく、プレート状の個々の負荷担持部材32が実質的に要素の側面の一部を辿ることを意味する。図4に見られるように、図5に示す断面A-Aは、対の1つを形成する2つの負荷担持部材32の間で断面化されている。ベーン22と環状の負荷伝達構造23との間で伝達される負荷の大部分は、負荷担持部材32を介して直接接続ゾーン26及び第2の部分23bに伝達される。図5は又、第1の部分23aがベーン22の前縁の近傍位置から、すなわちベーン22の上流の縁部から、ベーンの後縁、すなわちベーン22の下流の縁部よりもベーン22の前縁に近接している接続ゾーン26へと延在していることも示している。図6は、図4に示す断面B-Bを示している。図5と6とを比較することによって、接続ゾーン26の位置が異なることが分かる。図5では、第1の部分23aは下流方向に傾斜しているのに対して、図6では、実質的に真直に径方向に延びている。したがって、第1の部分23aは、接続ライン26の位置の変化に対応して変化する径方向の傾斜を有している。例えば図6に見られるように、環状の負荷伝達構造23は壁構造、すなわち実質的に二次元に延びる比較的薄い構造であるしかし勿論円錐体などの三次元部品を形成してもよい。しかし、厚さは実質的な負荷を担持するのに十分な厚さであり、壁構造はより立体的な構造よりも重量を軽減する。負荷担持部材32も壁構造である。図8は、環状の負荷伝達構造23の第1及び第2の部分23a、23bの上流側側面の一部をも示す視角で断面A-Aを示している。本発明は上記の実施形態に限定されるものではなく、特許請求の範囲内で多様に修正可能である。例えば、記載の実施形態では、接続ゾーン26の位置は、第1の部分23aの傾斜、及び第1の部分23aと第2の部分23bの両方の径方向/軸方向長さを変更することによって変化する。しかし、用途によっては、それに加えて、又はその代わりに第2の部分23bの傾斜を変更することが有用であることがある。環状の負荷伝達構造23の厚さを変更することによって、接続ゾーン26の位置を変化させてもよい。接続ゾーン26の中心が壁構造の中心にあることを考慮して、接続ゾーン26の中心点は壁構造の一側面に追加の材料を付与することによって変位する。これは少なくとも、接続ゾーン26の軸方向変位を生じるために利用されてもよい。しかし、材料を追加すると重量も加わるので通常は望ましくない。その補足、又は代替として、第1の部分23aと内側リング20との間の接続ポイント30図6を軸方向に変更することによって、第1の部分23aの軸方向位置を変更して、周方向に沿って接続ゾーン26の位置を変更することができる。例えば、接続ポイント30を上流下流方向、すなわち図6の左右に移動することによって、第1の部分23aの傾斜が保たれていれば、接続ゾーン26も上流下流方向に移動する。接続ゾーン26の軸方向移動は、第1の部分23aの傾斜をある程度変更することによっても行うことができる。第1の部分23a全体のこのような上流又は下流への移動時の接続ゾーン26の径方向位置は、第2の部分23bの傾斜及び長さを適応させることによって保持することができ、又は2つの部分23a、23bのいずれか又は両方の長さ及び傾斜を適応させることによって変更することができる。十分な効果を達成するために、接続ゾーン26がその内側と外側との位置の間で、又はその下流側と上流側との位置の間でどの程度変更されるべきであるかは用途によって左右される。第1と第2の周方向位置A、B間の接続ゾーン26の径方向/軸方向位置の差異が、接続ゾーン26での環状の負荷伝達構造23の平均的な厚さの少なくとも半分であると、通常は相当の効果が達成される。幾つかの用途では、この差異を接続ゾーン26での環状の負荷伝達構造23の平均的厚さと少なくとも等しくする必要がある。図7から推測できるように、この差異、すなわち径方向と軸方向の変位41、42は記載の実施例では接続ゾーン26での環状の負荷伝達構造23の平均的厚さの約2倍である。更に、本発明は、上に例示した後部フレーム構造TEC/TRF27に限定されない。本発明は、前部フレーム入口フレーム37、中間ケースIMC、又はタービンの中間構造TMF、TMSなどのガスタービンエンジンのその他の支持構造にも応用できる。更に、本発明は、静止型ガスタービン発電機、並びに航空機ジェットエンジンにも応用できる。ベーンの位置に周方向で対応する位置などと言う場合は、各ベーンがエアフォイル形であるためコンポーネント27の軸方向に沿って変化するある一定の周方向延伸を有し、又、各ベーンが更に屈曲し、軸方向にやや傾斜しているため、その位置がベーンの位置とほぼ対応することを意味する。壁形部品壁構造と言う用語は、一般に2つの次元、この場合は部位によって周方向と径方向に延伸する部品を記載するために用いられるが、この部品が三次元構造を形成してもよい。上に例示したように、壁形部品は極めて曲がり易く、異なる方向に延びる部分を有し、さまざまな他の部品を備えるなどしてもよい。環状の負荷伝達構造などの部品が一方向、例えば径方向に延在すると言う場合、それが例えば軸方向などの別の方向にも延在することを除外するものではない。"