"ガスタービンエンジン構成要素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の間に延在する複数の円周方向に離間された要素22であって、前記要素22間に軸方向ガス流用の主要ガス流路が規定され、前記構成要素27が、ガス流入用の入口側とガス流出用の出口側とを有する要素22と、前記内側リング20の内部に位置決めされて、前記要素22と、前記構成要素27内の中心に位置決めされたタービンシャフト11用の軸受構造物24との間で負荷を伝達するための環状負荷伝達構造物23とを有し、前記環状負荷伝達構造物23が、前記内側リング20の内側の少なくとも一部分に沿って円周方向かつ前記構成要素27の半径方向内方に延在し、前記環状負荷伝達構造物23が、第1の部分23aと第2の部分23bを有し、前記第1の部分23aが、前記第2の部分23bより前記内側リング20近くにある、ガスタービンエンジン構成要素27において、前記第1の部分23aが、前記内側リング20の近くの第1の位置30と、軸方向にずらされた第2の位置31との間で半径方向に傾斜され、前記第2の部分23bが、前記第2の位置31から延在し、前記第1の部分23aに対して傾斜されており、前記環状負荷伝達構造物23は、前記第1の部分23aの前記第2の位置31の方向に軸方向に向いた側に配置された、複数の円周方向に離間された負荷伝搬部材32を有し、前記負荷伝搬部材32が、前記軸受構造物24と前記要素22との間に前記内側リング20を介して負荷伝搬接続を構成するように配置されたことを特徴とするガスタービンエンジン構成要素27。前記負荷伝搬部材32がそれぞれ、前記第1の部分23aの前記側に沿って半径方向に延在し、また前記負荷伝搬部材32がそれぞれ、前記内側リング20の前記内側に沿って軸方向にも延在す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27。前記負荷伝搬部材32がそれぞれ、皿状形状を有し、前記負荷伝搬部材32の第1の縁側が、前記第1の部分23aの前記側面に沿って延在し、前記負荷伝搬部材32の別の縁側が、前記内側リング20の前記内側に沿って軸方向に延在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構成要素27。前記負荷伝搬部材32がそれぞれ、前記内側リング20の反対の外側にある対応する要素22の半径方向内方に位置決めされ、その結果、特定の負荷伝搬部材32とその対応する要素22との間で実質的に直線の半径方向に負荷を伝達させることができ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構成要素27。前記内側リング20に沿った前記負荷伝搬部材32の前記軸方向拡張が、実質的に、前記内側リング20の前記反対側に沿った前記対応する要素22の軸方向拡張の少なくとも一部分に対応することを特徴とする、請求項4に記載のガスタービンエンジン構成要素27。前記負荷伝搬部材32が、1組の対で配置され、前記組の対がそれぞれ、前記内側リング20の反対の外側に配置された対応する要素22の半径方向内方に位置決めされ、その結果、特定対の負荷伝搬部材32と、前記対に対応する要素22との間で実質的に直線の半径方向に負荷を伝達させることができ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27。前記内側リング20に沿った前記対のそれぞれにおける前記負荷伝搬部材32の軸方向拡張が、実質的に、前記内側リング20の反対側に沿った前記対応する要素22の第1の側と第2の側のそれぞれの軸方向拡張に対応することを特徴とする、請求項6に記載のガスタービンエンジン構成要素27。前記対の前記2つの負荷伝搬部材20が、互いの方に傾斜され、その結果、前記2つの負荷伝搬部材32間の距離が、前記構成要素23の中心点に近いほど半径方向に大きくなることを特徴とする、請求項6又は7に記載のガスタービンエンジン構成要素27。前記負荷伝搬部材32が、前記第1の部分23aに沿って前記第1の位置30から前記第2の位置31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27。前記第2の位置31が、前記第1の位置30の軸方向下流にあることを特徴とする、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27。前記第2の部分23bが、前記軸方向下流位置31から前記構成要素27の前記入口側の方に半径方向に傾斜されたことを特徴とする、請求項10に記載のガスタービンエンジン構成要素27。前記負荷伝搬部材32が、前記環状負荷伝達構造物23の一体部分を構成す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構成要素27。前記軸受構造物24が、前記構成要素27内の主ガス流方向において前記要素22の前方の軸方向位置に位置決めされ、前記第2の部分23bが、前記軸受構造物24の方向に傾斜されたことを特徴とする、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構成要素27。前記第2の位置31における前記第1と第2の部分23a,23bの間の接続点が、実質的に、前記軸受構造物24によりも前記内側リング20に近いことを特徴とする、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構成要素27。前記第1の部分23aが、前記要素22の前縁近くの位置から前記第2の位置31まで延在す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構成要素27。請求項1乃至15のいずれかに記載の構成要素27を有することを特徴とするガスタービンエンジン1。ガスタービンエンジン構成要素であって、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、複数の円周方向に離間された要素であって、前記軸方向ガス流用の主要ガス流路が、前記要素間に規定され、前記構成要素が、ガス流入用の入口側とガス流出用の出口側とを有する要素と、前記要素と、前記構成要素内の中心に位置決めされたタービンシャフト用の軸受構造物との間で負荷を伝達するために前記内側リングの内部に位置決めされた環状負荷伝達構造物とを有し、前記環状負荷伝達構造物が、前記内側リングの内側の少なくとも一部分に沿って円周方向に、前記構成要素の半径方向内方に延在し、前記環状負荷伝達構造物が、第1の部分と第2の部分を有し、前記第1の部分が、前記第2の部分より前記内側リングに近くにあり、前記第1の部分が、前記内側リングの近くの第1の位置と、軸方向にずらされた第2の位置との間に半径方向に傾斜され、前記第2の部分が、前記第2の位置から延在し、前記第1の部分に対して傾斜され、前記環状負荷伝達構造物が、前記第1の部分の前記第2の位置の方向に軸方向に向いた側に配置された、複数の円周方向に離間された負荷伝搬部材を有し、前記負荷伝搬部材が、前記軸受構造物と前記要素との間に前記内側リングを介した負荷伝搬接続を構成するように配置されたことを特徴とするガスタービンエンジン構成要素。負荷伝搬部材がそれぞれ、前記第1の部分の前記側に沿って半径方向に延在し、また前記負荷伝搬部材がそれぞれ、前記内側リングの前記内側に沿って軸方向にも延在することを特徴とする、請求項17に記載のガスタービンエンジン構成要素。前記負荷伝搬部材がそれぞれ、皿状形状を有し、前記負荷伝搬部材の第1の縁側が、前記第1の部分の前記側面に沿って延在し、前記負荷伝搬部材の別の縁側が、前記内側リングの前記内側に沿って軸方向に延在することを特徴とする、請求項17又は18に記載のガスタービンエンジン構成要素。前記負荷伝搬部材がそれぞれ、前記内側リングの反対の外側にある対応する要素の半径方向内方に位置決めされ、その結果、特定の負荷伝搬部材とその対応する要素との間で実質的に直線半径方向に負荷を伝達することができることを特徴とする、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構成要素。前記内側リングに沿った前記負荷伝搬部材の軸方向拡張が、実質的に、前記内側リングの反対側に沿って前記対応する要素の軸方向拡張の少なくとも一部分に対応することを特徴とする、請求項20に記載のガスタービンエンジン構成要素。前記負荷伝搬部材が、1組の対で配置され、前記組の対がそれぞれ、前記内側リングの反対の外側にある対応する要素の半径方向内方に位置決めされ、その結果、特定対の負荷伝搬部材と前記対に対応する要素との間で実質的に直線半径方向に負荷を伝達することができることを特徴とする、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構成要素。前記内側リングに沿って前記対のそれぞれにおける前記負荷伝搬部材の軸方向拡張が、実質的に、前記内側リングの前記反対側に沿った前記対応する要素の第1と第2の側の軸方向拡張にそれぞれ対応することを特徴とする、請求項22に記載のガスタービンエンジン構成要素。前記対の前記2つの負荷伝搬部材が、互いの方に傾斜され、その結果、前記2つの負荷伝搬部材間の距離が、前記構成要素の中心点に近いほど半径方向に大きくなることを特徴とする、請求項22又は23に記載のガスタービンエンジン構成要素。前記負荷伝搬部材が、前記第1の部分に沿って前記第1の位置から前記第2の位置まで延在することを特徴とする、請求項17乃至24のいずれかに記載のガスタービンエンジン構成要素。前記第2の位置が、前記第1の位置の軸方向下流にあることを特徴とする、請求項17乃至25のいずれかに記載のガスタービンエンジン構成要素。前記第2の部分が、前記軸方向下流位置から前記構成要素の前記入口側の方に半径方向に傾斜されたことを特徴とする、請求項26に記載のガスタービンエンジン構成要素。前記負荷伝搬部材が、前記環状負荷伝達構造物の一体部分を構成することを特徴とする、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構成要素。前記軸受構造物が、前記構成要素内の主ガス流方向において前記要素の前方の軸方向位置に位置決めされ、前記第2の部分が、前記軸受構造物の方に傾斜されたことを特徴とする、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構成要素。前記第2の位置における前記第1と第2の部分との接続点が、実質的に、前記軸受構造物によりも前記内側リングに近いことを特徴とする、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構成要素。前記第1の部分が、前記要素の前縁の近くの位置から前記第2の位置まで延在することを特徴とする、請求項17乃至30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17乃至31のいずれかに記載の構成要素を有することを特徴とする、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改善された耐久性を示すガスタービンエンジン用の支持構造物を提供することである。この目的は、独立請求項1に含まれる技術的特徴によって定義された構成要素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、更には開発物及び変形物を含む。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の間に延在し複数の円周方向に離間された要素であって、要素間に軸方向ガス流用の主要ガス流路が規定され、構成要素が、ガス流入用の入口側とガス流出用の出口側とを有する要素と、構成要素内の中心に位置決めされたタービンシャフト用の軸受構造物と前記要素との間で負荷を伝達するために、内側リングの内部に位置決めされた環状負荷伝達構造物とを有するガスタービンエンジン構成要素に関し、環状負荷伝達構造物は、内側リングの内側の少なくとも一部分に沿って円周方向かつ構成要素の半径方向内方に延在し、環状負荷伝達構造物は、第1の部分と第2の部分を有し、第1の部分は、第2の部分より内側リング近くにある。本発明は、第1の部分が、内側リングの近くの第1の位置と、軸方向にずらされた第2の位置との間で半径方向に傾斜され、第2の部分が、第2の位置から延在し、第1の部分に対して傾斜され、環状負荷伝達構造物が、第1の部分の第2の位置の方向に軸方向に向いた側に配置された複数の円周方向に離間された負荷伝搬部材を有し、負荷伝搬部材は、内側リングを介して軸受構造物と前記要素との間に負荷伝搬接続を構成するように配置されることを特徴とする。環状負荷伝達構造物に傾斜部分を提供し、また第1の斜面部分を負荷伝搬部材で支持することによって、負荷を既知の開構造よりも均一に分散させることができ、それにより、耐久性が改善される。そのような既知の構造物において、内側リングに近い負荷は、大部分又は全範囲に伝達され、通常は内側にきわめて高い局部応力をもたらす環状負荷伝達構造物の第1の部分と、内側リングの反対側の外側に位置決めされた要素ストラットの内側リングに近い前方/上流部分とよって支持される。本発明の構成要素において、この負荷は、主に、負荷伝搬部材によって伝達される。第1の部分の傾斜及び負荷伝搬部材の配置のため、負荷は、第1の部分の外側部分に集中する代わりに、負荷伝搬部材の軸方向長さわたって分散され、その結果、特にストラットの内側の前方/上流部分における最大局部負荷が減少する。更に、最大局部負荷は、内側リングからある程度の半径方向距離で、第1の部分と内側リングとの接続部からある程度の軸方向距離の点になり、その点で負荷伝搬部材は第1の部分を支持しなくなる。負荷伝搬部材が、環状負荷伝達構造物の最大負荷の点を内側リングの近くから構成要素の中心の方に移動させることは、最大負荷の点が、温度が低い方の領域に移動されることを意味する。これにより、環状負荷伝達構造物の強度が向上する。更に、内側リングの内部スペースは、エアロ設計の制約に依存せず、これにより、最大負荷がストラットの一部分にある場合よりも最大負荷に晒される部分の設計が単純になる。更に、負荷伝搬部材が、環状負荷伝達構造物の補強点を構成要素の中心の方トロイド運動量の中心の方に移動させるので、トロイド変形が減少する。負荷がより均一に分散するため、内側リングとストラットとの間により均一な厚さを有するより薄い溶接境界面を形成することができる。更に、負荷伝搬部材が、負荷をストラットとの間で分散させるための主要素になるので、本発明の構成要素は、内側リングの負荷を半径方向と円周方向の両方でよりよく分散させることができる。本発明の一実施形態において、各負荷伝搬部材は、第1の部分の側面に沿って半径方向に延在し、各負荷伝搬部材は、内側リングの内側に沿って軸方向に延在する。負荷伝搬部材は、第1の部分全体に沿って延在して、その点における負荷を第2の部分に伝達できるようにすることが好ましい。負荷伝搬部材は、負荷を伝達するように内側リングに堅く接続されることが好ましい。負荷伝搬部材は、負荷を伝達するように第1の部分に堅く接続されることが好ましい。負荷伝搬部材と第1の部分との間に第1の位置から第2の位置まで連続的な接続があることが好ましい。本発明の一実施形態において、各負荷伝搬部材は皿状形状を有し、負荷伝搬部材の第1の縁側が、第1の部分の側面に沿って延在し、負荷伝搬部材の別の縁側が、内側リングの内側に沿って軸方向に延在する。負荷伝搬部材は、三角形形状を有し、内側リングにおける第2の位置と第3の位置との間に負荷伝搬部材の第3の縁側が延在することが好ましい。負荷伝搬部材と内側リングとの間に、第1の位置から第3の位置まで連続的な接続があることが好ましい。本発明の一実施形態において、各負荷伝搬部材は、内側リングの反対の外側にある対応する要素の半径方向内方に位置決めされ、その結果、特定の負荷伝搬部材とその対応する要素との間で実質的に直線の半径方向に負荷を伝達させることができる。本発明の一実施形態において、内側リングに沿った負荷伝搬部材の軸方向拡張が、実質的に、内側リングの反対側に沿った対応する要素の軸方向拡張の少なくとも一部分に対応する。本発明の一実施形態において、負荷伝搬部材は、1組の対で配置され、前記組の対はそれぞれ、内側リングの反対の外側に配置された対応する要素の半径方向内方に位置決めされ、その結果、特定対の負荷伝搬部材と前記対に対応する要素との間で実質的に直線の半径方向に負荷を伝達させることができる。本発明の一実施形態において、内側リングに沿った対のそれぞれの負荷伝搬部材の軸方向拡張は、実質的に、内側リングの反対側に沿った対応する要素の第1と第2の側面の軸方向拡張にそれぞれ対応する。本発明の一実施形態において、対の2つの負荷伝搬部材は、互いの方に傾斜され、その結果、2つの負荷伝搬部材の間の距離は、構成要素の中心点に近いほど半径方向に増大する。本発明の一実施形態において、負荷伝搬部材は、第1の部分に沿って第1の位置から第2の位置まで延在する。本発明の一実施形態において、環状負荷伝達構造物は、軸受構造物に直接又は間接的に接続される。本発明の一実施形態において、第2の位置は、第1の位置の軸方向下流にある。本発明の一実施形態において、第2の部分は、構成要素の軸方向下流位置から入口側の方に半径方向に傾斜される。本発明の一実施形態において、負荷伝搬部材は、環状負荷伝達構造物の一体部分を構成する。本発明の一実施形態において、軸受構造物は、構成要素内の主ガス流方向における要素の前方の軸方向位置に位置決めされ、第2の部分は、軸受構造物の方に傾斜される。本発明の一実施形態において、環状負荷伝達構造物の第1の部分は、軸方向断面が実質的に直線経路を示す実質的に円錐形である。本発明の一実施形態において、環状負荷伝達構造物の第2の部分は、軸方向断面が実質的に直線経路を示す実質的に円錐形である。本発明の一実施形態において、前記第2の位置における第1と第2の部分間の接続点が、実質的に、軸受構造物より内側リングに近い。本発明の一実施形態において、第1の部分は、要素の前縁近くの位置から前記軸方向下流位置まで延在する。本発明の一実施形態において、前記第2の位置は、要素の後縁によりも要素の前縁に近い。本発明は、また、上記タイプの支持構造物を含むガスタービンエンジンに関する。本発明の更に他の実施形態において、ガスタービンの発明は、航空機を推進させるように構成される。図1は、本発明の構成要素による支持構造物27及び37を有するアキシャルフロー航空機ガスタービンエンジン1の概略図である。一般に、図1に示されたガスタービンエンジン1は、吸気口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、軸流直列に含む従来構造のものである。動作中、高圧圧縮機5は、第1の中空シャフト高圧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1のタービンシャフト10内に同軸で配置された第2の中空シャフト低圧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も示される。ガスタービンエンジン1は、一般に、従来の方式で動作し、それにより、吸気口3から流れ込んだ空気が、低圧圧縮機4によって圧縮され、その後で高圧圧縮機5に通されてそこで更に圧縮される。次に、圧縮空気は、燃焼装置6に流れ込み、そこで燃料と混合され、混合物が燃焼される。次に、生じた高温燃焼生成物が、高圧及び低圧タービン7,8内で膨張し、その後で排気口9から大気に排出される。エンジン1は、更に、駆動シャフトを支持しエンジンを航空機に取り付けるための前記後方支持構造物27及び前方支持構造物37を有する。以下に、本発明を主に後方支持構造物27について述べる。そのような支持構造物は、一般に、タービン後方フレームTRF、タービン排気ケース、又はテール軸受ハウジングと呼ばれる。一般に、ジェットエンジンの後方支持構造物は、1本又は2本のシャフトをころ軸受によって支持し、即ち、半径方向の負荷だけが、構造物によって伝達される軸方向の負荷はシャフト前方軸受のみ。負荷は、内側支持構造物支持コーンを介して、半径方向のスポークによって外側構造物シュラウドに接続された内側ハブに伝達され、更にエンジンマウントに伝達される。空力抵抗を減らすか又は低圧タービンから出る主ガス流の流出角を真っすぐにするため、これらのスポークは、通常、エーロフォイル構造物で覆われるか、構造に一体的に作成される。一体化されたエーロフォイル又は羽根は、ここでストラットと呼ばれる。ストラットは、空気力学的負荷と、構造的負荷と熱誘導負荷の組み合わせの両方を支持することができる。最新のジェットエンジンのほとんどは、そのようなストラットを、後方支持構造物27などのリング-ストラット-リング構成要素内で利用する。図2と図3はそれぞれ、本発明の構成要素の一実施形態の前面図と後面図を示し、後方支持構造物27は、第2のタービン駆動シャフト11を収容する内側ハウジング又はハブの形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とを有し、2つの環状部材20,21は、共通軸2のまわりに同心で配置される。支持構造物27は、更に、半径方向に延在し内側環状部材20と外側環状部材21を接続する、複数の円周方向に離間されたストラット22を有する。ストラット22は、ガス流路を規定し、示された例では、各半径方向要素22は、断面がエアフォイル形状を有し、支持構造物27に構造的に一体化される。図2は、構成要素27のガス入口側を示し、図3は、ガス出口側を示す。環状負荷伝達構造物23は、ストラット22と、構成要素27内の中心に配置されたタービンシャフト11用の軸受構造物24との間で負荷を伝達するために、内側リング20の内部に配置される。図2と図3に示されたように、環状負荷伝達構造物23は、内側リング20の内側に沿って円周方向、かつ構成要素27の半径方向の内方に延在する。また、環状負荷伝達構造物23は、構成要素27内で主ガス流方向のストラット22の前方/上流の軸方向位置に配置された軸受構造物24の方に軸方向に延在する。図3及び図4乃至図5で分かるように、各ストラットの下側の中心部分25は、内側リング20の内側から突出する。図2乃至図3にはエンジンマウント19も示されている。図4と図5は、図2の表示による構成要素27の部分の様々な様子を示す。図4に明らかに示されたように、環状負荷伝達構造物23は、第1の部分23aと第2の部分23b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の近くに配置される。両方の部分23a,23bは、実質的にまっすぐであり即ち、これらの断面は、図4乃至図5に示されたように実質的に直線である、第1の部分23aは、内側リング20における第1の位置30と、第1と第2の部分23a,23bが湾曲部分で繋がっている軸方向下流の第2の位置31との間で半径方向に傾斜されている。第2の部分23bは、第2の位置31から、構成要素27の入口側の軸受構造物24の方に半径方向に傾斜した方向に延在する。したがって、第2の部分23bは、第1の部分23aに対しても傾斜される。第1の部分23aは、ストラット22の前縁即ち、ストラット22の上流縁の近くの位置から、ストラットの後縁即ち、ストラット22の下流縁によりもストラット22の前縁に近い軸方向下流位置31の方に延在する。環状負荷伝達構造物23には、複数の円周方向に離間された負荷伝搬部材32が提供され、この複数の負荷伝搬部材32は、第1の部分23aの出口側に第2の位置31の方向に向いて軸方向に配置され、また内側リング20を介して第1の部分23aとストラット22との間に負荷伝搬接続を構成するように配置される。図4乃至図5で分かるように、各負荷伝搬部材32は、皿状形状を有し、第1の縁側が、半径方向に第1の部分23aの出口側に沿って第1の位置30から第2の位置31まで延在し、別の縁側が、軸方向に内側リング20の内側に沿って第2の位置31の下流の点まで延在する。ここに示された例では、負荷伝搬部材32は、対で配置され、各対及びそれに対応するスラット22は、内側リング20の両側それぞれ内側と外側に位置決めされ、それにより、特定対の負荷伝搬部材32と前記対に対応するストラット22との間で実質的に直線半径方向に負荷を伝達することができる。内側リング20に沿った各対の負荷伝搬部材32の軸方向拡張は、実質的に、内側リング20の反対側に沿った対応するストラット22の第1及び第2の側壁の軸方向拡張にそれぞれ対応する。ストラット22は中空であり、その結果、負荷はその側面により伝達される。更に、各対の2つの負荷伝搬部材32は、互いの方に傾斜され、その結果、2つの負荷伝搬部材32間の距離は、構成要素27の中心点に近いほど半径方向に大きくなる。負荷伝搬部材32は、負荷の大部分をストラット22と環状負荷伝達構造物23の第2の部分23bとの間で直接伝達し、したがって、第1の部分23aが、大きな負荷を伝達しなくてもよい。更に、負荷伝搬部材32によって伝達された負荷は、負荷伝搬部材32の軸方向長さに沿って分散される。これにより局所最大応力が減少する。また、対になった2つの負荷伝搬部材32間の傾斜によって、負荷が円周方向に向きを変えられ好都合である。この場合、負荷伝搬部材32は、環状負荷伝達構造物23の一体部分を構成するが、代替として、内側リング20に固定された別個の部分又は対を構成してもよい。独立した負荷伝搬部材32が、半径方向と軸方向かつ円周方向ではなくに延在するので、環状負荷伝達構造物23は、検査が可能な開構造を構成する。用語皿状は、負荷伝搬部材32が、縁側を有する壁構造を構成することを意味する。そのような部材の厚さ即ち、縁側の幅は、負荷を保持するのに十分である。上に示されたように、皿状負荷伝搬部材32は、互いにストラット22の側壁の平面に対して傾斜される。皿状負荷伝搬部材32は、少なくとも僅かに湾曲され十分な剛性のものでよい。本発明は、前述の実施形態によって限定されず、特許請求の範囲内の様々な方法で改良され得る。例えば、本発明は、上に例示したような後方フレーム構造TEC/TRF27に限定されない。また、本発明は、前方フレーム入口フレーム37、中間ケースIMC、タービン中央構造TMF,TMSなどのガスタービンエンジン構造における他の支持構造にも適用される。更に、本発明は、飛行ジェットエンジンだけでなく定置ガスタービン発電機にも適用可能である。負荷伝搬部材32は、必ずしも対で配置されなくてもよい。しかしながら、要素/ストラットが、前述した例のように中空壁構造を構成するとき、負荷は、その側壁を介して、内側リングとの間で伝達される。そのような場合、内側リングの内側に沿った拡張が内側リングの外側の羽根の2つの側壁の拡張に対応する、対応するストラットの半径方向内方に配置された対の皿状負荷伝搬部材を使用して、負荷を効率的に伝達させることができ、それにより、内側リングの内側の対の負荷伝搬部材の占有領域が、内側リングの外側上の2つの羽根側壁の占有領域に対応する。円周方向にも延在する固体の負荷伝搬部材即ち、皿ではなくブロックが、そのような負荷を適切に伝達させることができるが、1組の皿より重量を増やすことになる。したがって、皿状負荷伝搬部材は、羽根の湾曲側壁と対応して内側リングの内側に沿った曲線に沿って延在してもよい。環状負荷伝達構造内の円周方向に負荷を分散させるため、皿状負荷伝搬部材は、羽根側壁の半径方向に対して傾斜されてもよい。負荷伝搬部材は、少なくとも部分的に湾曲されてもよい。環状負荷伝達構造23などの部分が、一方向例えば、半径方向に延在するということは、その部分が別の方向例えば、軸方向にも延在することを除外しない。内側リング20に沿った各対の負荷伝搬部材32の軸方向拡張が、実質的に、内側リング20の反対側に沿った対応する要素/ストラット22の第1及び第2の側面の軸方向拡張にそれぞれ対応するということは、負荷伝搬部材32が、要素22の側面の軸方向長さ全体に沿って延在することを意味しない。即ち、負荷伝搬部材32は、ストラット22の側壁の軸方向長さの少なくとも一部分を構成する長さにわたって軸方向に延在し、この長さにわたって、負荷伝搬部材32の上側外縁が、実質的に、負荷伝搬部材32の上の外方に配置されたストラット側壁の下側内縁の形状に対応する形状を有し、それにより、負荷を実質的に直線半径方向に伝達することができる。したがって、負荷伝搬部材32は、この長さにわたって対応するストラット側壁と同じ湾曲又は軸方向傾きを正確に有する必要がない。"