"外側リング構造42,47と、内側リング構造41と、前記内側リング構造41と前記外側リング構造42の間に延在する複数の円周方向離隔要素46,46a,46bとを含むガスタービンエンジン構成部品37の製造方法であって、軸方向ガス流の一次ガスチャネルが前記要素46,46a,46b間に規定され、前記構成部品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方法において、前記要素46の各々の部分46bであって、前記リング構造41,42間の前記要素46の突き出し長さの一部に相当する前記部分46bと、前記要素部分46bを接続し、前記リング構造のうちの一方の一部をなすように意図されたリング状部材42とを含む一体成形部品47を形成するように一体成形金属ブランクを機械加工するステップを含むことを特徴とする、方法。前記リング状部材42は前記外側リング構造の一部をなすように意図されており、前記要素部分46bは前記リング状部材42の内側から内方に延在することを特徴とする、請求項1に記載の方法。前記一体成形部品47は、前記リング状部材42の外側から半径方向外方に延在する複数の要素延長部46cを含んでおり、各要素延長部46cは対応する要素部分46bの位置と反対側の位置に配置されて、前記要素部分46bと前記対応する要素延長部46cの間の前記リング状部材42を通って実質的に真っ直ぐ半径方向に負荷を伝達することができるようになっていることを特徴とする、請求項2に記載の方法。前記一体成形金属ブランクは鍛造リングであることを特徴とする、請求項1~3のいずれかに記載の方法。分離構造を形成するように前記外側及び内側リング構造を製造するステップと、前記要素46を介して前記内側及び外側リング構造41,42を接合するステップとを含むことを特徴とする、請求項1~4のいずれかに記載の方法。前記要素部分46bを、前記外側リング構造に接続される対応する残りの要素部分46aに溶接するステップを含むことを特徴とする、請求項5に記載の方法。前記対応する残りの要素部分46aは他方のリング状部材41の一部をなすことを特徴とする、請求項6に記載の方法。前記要素部分46bは、前記リング構造41,42間の前記要素46の突き出し長さの、少なくとも30~40、多くても60~70が与えられることを特徴とする、請求項1~7のいずれかに記載の方法。請求項1~8のいずれかに従って製造された構成部品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たことを特徴とする、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の間に延在する複数の円周方向離隔要素とを含むガスタービンエンジン構成部品の製造方法であって、軸方向ガス流の一次ガスチャネルが前記要素間に規定され、前記構成部品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方法において、前記要素の各々の部分であって、前記リング構造間の前記要素の突き出し長さの一部に相当する前記部分と、前記要素部分を接続し、前記リング構造のうちの一方の一部をなすように意図されたリング状部材とを含む一体成形部品を形成するように一体成形金属ブランクを機械加工するステップを含む、方法。前記リング状部材は前記外側リング構造の一部をなすように意図されており、前記要素部分は前記リング状部材の内側から内方に延在する、請求項11に記載の方法。前記一体成形部品は、前記リング状部材の外側から半径方向外方に延在する複数の要素延長部を含んでおり、各要素延長部は対応する要素部分の位置と反対側の位置に配置されて、前記要素部分と前記対応する要素延長部の間の前記リング状部材を通って実質的に真っ直ぐ半径方向に負荷を伝達することができるようになっている、請求項12に記載の方法。前記一体成形金属ブランクは鍛造リングである、請求項11~13のいずれかに記載の方法。分離構造を形成するように前記外側及び内側リング構造を製造するステップと、前記要素を介して前記内側及び外側リング構造を接合するステップとを含む、請求項11~14のいずれかに記載の方法。前記要素部分を、前記外側リング構造に接続される対応する残りの要素部分に溶接するステップを含む、請求項15に記載の方法。前記対応する残りの要素部分は他方のリング状部材の一部をなす、請求項16に記載の方法。前記要素部分は、前記リング構造間の前記要素の突き出し長さの、少なくとも30~40、多くても60~70が与えられる、請求項11~17のいずれかに記載の方法。請求項11~18のいずれかに従って製造された構成部品を含む、ガスタービンエンジン。航空機の推進用に構成された、請求項19に記載のガスタービンエンジン。本発明の目的は、既製部品の組み立てを伴うが、それにもかかわらず費用効果が高く、自動化に適しているガスタービンエンジン構成部品の製造方法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規定される方法によって実現される。従属請求項は、本発明の有利な実施形態、更なる発展形態及び変形形態を含む。本発明は、外側リング構造と、内側リング構造と、該内側リング構造と該外側リング構造の間に延在する複数の円周方向離隔要素とを含むガスタービンエンジン構成部品の製造方法であって、軸方向ガス流の一次ガスチャネルが該要素間に規定され、該構成部品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方法に関する。本発明は、本方法が、該要素の各々の部分であって、該リング構造間の該要素の突き出し長さの一部に相当する該部分と、該要素部分を接続し、該リング構造のうちの一方の一部をなすように意図されたリング状部材とを含む一体成形部品を形成するように一体成形金属ブランクを機械加工するステップを含むことを特徴とする。該金属ブランクの適切な材料及び形状を選択することによって、上記のタイプの一体成形部品の機械加工はそのような部品の鋳造よりもより費用効果が高くなり得る。更に、機械加工、好ましくはフライス加工によって、十分に低い公差が達成される。更に、該一体成形部品は該要素支柱の各々の長さの一部を含むので、該支柱の末端部を該外側又は内側リング構造に接合する必要がない。支柱とリング部材の間で溶接されるT継手は該構成部品のクラック形成や耐久性の制限を招く傾向があるので、これは利点である。その代わりに、突合せ継手を使用して、対応する支柱部分を各ベーンの長さに沿ったある点、例えば該外側及び内側リング構造の中間点で接続することができる。これらの対応する支柱部分は、該支柱の残りの部分を形成するのが好ましく、両リング構造上での支柱のT継手の溶接を避けることができるように対応するリング部材に取り付ける又は取り付け可能であるのが好ましい。該支柱部分の該突合せ継手は実質的にガス流の方向に延在するので、そのような継手を溶接した後に機械加工する必要がない。本発明の有利な実施形態において、該リング状部材は該外側リング構造の一部をなすように意図されており、該要素部分は該リング状部材の内側から内方に延在する。従来の組み立て技術に従うと、多数の要素部分を、該要素部分を分離する対応する数の曲面板と溶接することによって、そのような構成部品を製造することができる。しかしながら、これには多くの溶接接合が必要であり、組み立て中にかなりの熱量が誘導されて、前述の問題を引き起こす可能性がある。その代わりに一体成形金属ブランクからこの部品を機械加工することによって、溶接が省略され、該部品の正確な寸法を実現することができる。更に、鋳造のコストが節減される。本発明の有利な実施形態において、該一体成形部品は、該リング状部材の外側から半径方向外方に延在する複数の要素延長部を含んでおり、各要素延長部は対応する要素部分の位置と反対側の位置に配置されて、該要素部分と該対応する要素延長部の間の該リング状部材を通って実質的に真っ直ぐ半径方向に負荷を伝達することができるようになっている。このように、最終構成部品の該要素支柱からの/への主負荷を該リング状部材の半径方向外方に位置する更なる部分を介して伝達することができ、この更なる部分はこの目的のために特別に設計されるのが好ましい。従って、該支柱部分を接続する該リング状部材は、大きな負荷を支える必要がなく、そのため該支柱を接続するため、且つガス流を案内するためだけに設計することができる。これにより、該リング状部材を極めて薄くすることが可能になる。本発明の有利な実施形態において、該一体成形金属ブランクは鍛造リングである。これにより、効率的な方法が提供される。好ましくは、この材料はマルテンサイト析出硬化ステンレス鋼である。本発明の有利な実施形態において、本方法は、分離構造を形成するように該外側及び内側リング構造を製造するステップと、該要素を介して該内側及び外側リング構造を接合するステップとを含む。好ましくは、本方法は、該要素部分を、該外側リング構造に接続される対応する残りの要素部分に溶接するステップを含む。本発明の有利な実施形態において、該対応する残りの要素部分は別のリング状部材の一部をなす。このように、該要素を介して2つのリング状部材を接続するのに1回の溶接が必要なだけである。本発明は、上記の方法に従って製造された構成部品からなるガスタービンエンジンにも関する。本発明の更なる実施形態において、このガスタービン発明は航空機の推進用に構成される。図1は、本発明の構成部品による支持構造37を備えた軸流航空機用ガスタービンエンジン1を概略図で示す。図1は、更なる支持構造27も示す。概して、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り、軸流順序で、空気入口3と、低圧圧縮機4と、高圧圧縮機5と、燃焼装置6と、高圧タービン7と、低圧タービン8と、排気出口9とを備えている。動作中、高圧圧縮機5は、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のタービン軸10内に同軸上に配置された第2の中空軸である、低圧LPタービン軸図示せずを介して低圧タービン8によって駆動される。第3の同軸上に配置された軸図示せずは、ガスタービンエンジンケーシング内及び周囲に空気を送り込むファン12に接続される。共通軸2も示されている。ガスタービンエンジン1は、概して、空気入口3を通して引き込まれた空気がまずファン12によって圧縮され、その後低圧圧縮機4によって圧縮されてから、高圧圧縮機5に入って、そこで更に圧縮される従来方式で作動する。その後、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て混合気が燃焼される。その後、得られた高温燃焼生成物が高圧及び低圧タービン7,8を通過して膨張してから、排気出口9を通して大気に排出される。エンジン1は、駆動軸を支持するため、且つエンジンを航空機に取り付けるための後部支持構造27及び前部支持構造37を更に備えている。前部支持構造は、低圧及び高圧圧縮機4,5の間に配置され、一般に中間圧縮機ケースICCと呼ばれるものを形成する。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テール軸受ハウジングと呼ばれるものである。一般に、ジェットエンジンの支持構造は、ころ軸受によって1つ又は複数の軸を支持する。負荷は、半径方向スポークによって外側構造シュラウドに接続された内側ハブに内側支持構造支持円錐を介して伝達される。空力抵抗を削減するため、又はガス流を案内するため、これらのスポークは、通常は翼形構造で覆われるか、又はその構造と一体化される。一体型翼形又はベーンは、しばしば支柱と呼ばれる。支柱は、空力負荷と、構造的及び熱的誘導負荷の組み合わせとの両方を支持することが可能である。最新のジェットエンジンの多くは、リング支柱リング構成部品のそのような支柱、例えば前部支持構造37を利用している。図2は、組み立てられた状態の構成部品37を示し、図3は、組み立てられた構成部品37の部分断面図を示し、図4は、構成部品37の分解図を示す。従って、図4は、接合された時に構成部品37を形成する既製部品を示している。図2~4に示すように、本発明の方法に従って製造されたガスタービンエンジン構成部品37の実施形態は、ハブ41の形態の内側リング構造と、リング状部材42を含む環状一体成形部品47ベーンリングによって主に形成された外側リング構造とを含む。ハブ41は、その内部に、軸の軸受座に接続される環状支持構造41aを含む。外側リング構造は、エンジンケーシングの支持部に接続されるように意図されている。例示した構成部品は、前部ケース43と、前部フランジ44と、後部ケース45とを更に含む。内側及び外側リング構造は、共通軸2の周囲に同心状に配置される。支柱46以下で更に説明するように部分46a,46bによって形成されるの形態の複数の円周方向離隔要素は、ハブ41とリング状部材42の間に半径方向に延在しており、軸方向ガス流の一次ガスチャネルが支柱46間並びに内側及び外側リング構造間に規定される。従って、支柱46は、ハブ41及びリング状部材42のそれぞれにしっかりと接続される。支柱46は、構成部品の半径方向に延在する。図面における構成部品37の左側はガスが流入する入口側を形成し、右側はガスが流出する出口側を形成する。この例では、ハブ41は鋳造されるが、リング状部材42を含む部品47は以下で更に説明するように一体成形金属ブランクから機械加工される。前部ケース43、前部フランジ44、及び後部ケース45は、既知の手段によって製造される。これらの全ての主要部分は、構成部品37を形成するように溶接される。本発明の方法は、上記支柱46の各々の部分46bを含む一体成形部品47を形成するように一体成形金属ブランクを機械加工するステップを含む。この部分46bはリング構造間の支柱46の突き出し長さの一部に相当するものであり、即ち、部分46bは支柱46の半径方向長さ及びガスチャネル規定長さの一部に相当するものである。機械加工された一体成形部品47は、支柱部分46bを接続し、且つリング構造のうちの一方、この場合は外側リング構造の一部をなすリング状部材42を更に含む。この場合リング状部材42は外側リング構造の一部をなすように意図されているので、支柱部分46bはリング状部材42の内側から内方に延在する。ハブ41は、一体成形リング状部材42の一部をなす部分46bに溶接することによって他方のリング構造に接続される、対応する残りの要素/支柱部分46aを含む。ここで説明する実施形態では、接合される2つの支柱部分46a,46bは同じ半径方向長さを有しており、即ち、2つの部分を接合した溶接部は、ハブ41の外周側とリング状部材42の内側の間のガスチャネルの中央に半径方向に位置決めされる。ガスチャネルの中央に溶接部を位置決めすることには、溶接を実施するのにより多くの空間が与えられるという利点と、応力、張力等がこの位置はリング構造の近くよりも小さいという利点がある。一体成形部品47は、リング状部材42の外側から半径方向外方に延在する複数の支柱延長部46cを更に含む。これらの延長部46cの各々は対応する支柱部分46bの位置と反対側の位置に配置されて、支柱部分46bと対応する支柱延長部46cの間のリング状部材42を通って実質的に真っ直ぐ半径方向に負荷を伝達することができるようになっている。板部材48は、構成部品37を外側支持部に固定するために支柱延長部46cの外端部に配置される。板部材48は、前部ケース43の切り欠きに嵌合する。一体成形部品47を機械加工するために使用される一体成形ブランクは、高強度ステンレス鋼製の鍛造リングである。適切な材料の例としては、17-4PH及びカスタム465等のマルテンサイト析出硬化ステンレス鋼が挙げられる。被加工物は、例えば熱処理によって機械加工した後に硬化させるのが好ましい。当業者であれば、どの材料が適切であってそれらの材料をどのように処理/硬化するかという原則を知っている。そのような材料の機械加工、例えばフライス加工もそのようなものとして当業者に知られている。なお、一般的に、鍛造リングブランクの重量は300kgであるのに対して、一体成形部品47の重量は12kgである。本発明の方法は自動化に適しているため、また比較的安価な材料を利用することが可能であるためまた取り除いた材料を溶解して再利用することができるため、本発明の方法に従って製造された構成部品は、従来の鋳造構成部品よりも低コストになり得る。本発明の方法は、分離構造を形成するように外側及び内側リング構造を製造するステップと、要素/支柱46を介して内側及び外側リング構造を接合するステップとを含む。従って、本方法は、様々な既製部品を接合して最終構成部品を形成する製作方法といわれている。本実施形態において、本方法は、外側支柱部分46bを対応する残りの内側支柱部分46aに溶接して2つのリング構造を接続する特定のステップを更に含む。この特定の例では、内側及び外側リング構造間のガス流チャネルの半径方向高さ、即ち、ハブ41とリング状部材42の間の距離は、ほんの45mmである。これは、溶接するための空間はあまりないが、同じ半径方向長さの支柱部分46a,46bを使用し、それによって溶接部をガスチャネルの中央に位置付けることによって、溶接を実施する余地が残されることを意味している。支柱部分46a、46bは既にリング構造の一部をなしているので、支柱46につき1つの溶接部のみが必要とされる。本発明は、上記の実施形態によって限定されるものではなく、特許請求の範囲内で様々な形で修正することができる。例えば、代替又は補足として、一体成形金属ブランクから機械加工された一体成形部品は内側リング構造の一部をなすこともできる。従って、ハブ部分41は、上記した外側で機械加工されたリング状部材42の代わりに、又はこれを補完するものとして、支柱部分を備えた機械加工リング状部材を形成することができる。更に、構成部品37は、本発明の方法に従って接合された支柱の他に更なる支柱を含んでもよい。また、内側及び外側リング構造は更なる構成部品を含んでもよい。更に、全く同じ半径方向長さの支柱部分46a,46bを使用する必要はなく、そのためガスチャネルのちょうど中央に溶接部を位置付ける必要もない。好ましくは、各支柱部分46a,46bは、接合溶接部が少なくともガスチャネルの中央の比較的近くに位置することになるように、半径方向長さの少なくとも30~40が与えられる。従って、要素部分46bは、上記リング構造41,42間の要素46の突き出し長さの、好ましくは少なくとも30~40、多くても60~70が与えられる。更に、本発明は、上記で例示したICC37に限定されるものではない。本発明は、ガスタービンエンジンのその他の支持構造、例えば、前部フレーム入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にも適用可能である。しかしながら、エンジンのタービン部品の温度は、容易に機械加工可能な材料を使用するには高過ぎることがある。更に、本発明は、飛行用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。"