軸受支持構造体、及び軸受支持構造体を有するガスタービンエンジン
本発明は、ガスタービンエンジン内で、それぞれ第１及び第２ロータ（１５、１７）を回転可能に支持するようになっている半径方向内側の第１及び第２軸受（２８、２９）と、半径方向外側のエンジンフレーム（２２）との間に設置される軸受支持構造体（３０）において、第１環状板形部分（３１）、及びその第１端部に第１軸受を支持するための手段（３２）と、第２環状板形部分（３３）、及びその第１端部に第２軸受を支持するための手段（３４）とを有する軸受支持構造体（３０）であって、第１及び第２板形部分（３１、３３）は、互いに結合されて、ガスタービンエンジン内に設置される一体型ユニットを形成することに関する。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジン内で、それぞれ第１及び第２ロータを回転可能に支持するようになっている半径方向内側の第１及び第２軸受と、半径方向外側のエンジンフレームとの間に設置される軸受支持構造体であって、第１環状板形部分、及びその第１端部に第１軸受を支持するための手段と、第２環状板形部分、及びその第１端部に第２軸受を支持するための手段とを有する軸受支持構造体に関する。本発明はまた、軸受支持構造体を有するガスタービンエンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
軸受支持構造体は、定置ガスタービンエンジン内に使用されることができるが、航空機ジェットエンジン用に特に有利である。ジェットエンジンは、比較的低速の空気を受け入れ、それを燃焼によって加熱し、それをはるかに高速で放出するさまざまな形式のエンジンを含むものとする。ジェットエンジンという用語には、たとえばターボジェットエンジン及びターボファンエンジンが含まれる。本発明をターボファンエンジンについて以下に説明するが、もちろん他のエンジン形式にも使用されるであろう。
【０００３】
ターボファン形式の航空機ガスタービンエンジンは一般的に、前方ファン及びブースタコンプレッサ、中間コアエンジン、及び機尾低圧出力タービンを有する。コアエンジンは、高圧コンプレッサ、燃焼器、及び高圧タービンを直列関係に備える。コアエンジンの高圧コンプレッサ及び高圧タービンは、高圧シャフトによって相互連結されている。高圧コンプレッサ、タービン及びシャフトは実質的に、高圧ロータを形成している。高圧コンプレッサは、回転可能に駆動され、それにより、コアエンジンに流入する空気を圧縮してかなりの高圧にする。この高圧空気が次に、燃焼器内で燃料と混合されて点火され、それにより、高エネルギーガス流を形成する。ガス流は、機尾方向に流れ、高圧タービンを通り抜けて、それと高圧シャフトとを回転可能に駆動し、高圧シャフトが次に、高圧コンプレッサを回転可能に駆動する。
【０００４】
高圧タービンを出たガス流は、第２の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及びブースタコンプレッサを回転可能に駆動し、これら全体が、低圧ロータを形成している。低圧シャフトは、高圧ロータを貫通している。発生する推力のほとんどが、ファンによって発生する。エンジンフレームを使用して、軸受の支持及び担持が行われ、軸受はロータを回転可能に支持する。従来型ターボファンエンジンは、ファンフレーム、中間フレーム及び機尾タービンフレームを有する。
【０００５】
エンジンは、ファンフレーム上の前方位置のファンフレーム前側取り付け部、及びタービンフレーム上の後方位置のタービンフレーム機尾取り付け部の位置で航空機に取り付けられる。
【０００６】
本発明は特に、エンジンの機尾部分に、またより詳しくは、エンジンフレームの機尾部分が高圧タービン及び低圧タービン間に位置して、タービンフレーム機尾取り付け部の位置から半径方向内向きに延出する部分に関する。半径方向において、それぞれ第１及び第２ロータを回転可能に支持する内側の第１及び第２軸受と、エンジンフレームの半径方向外側の機尾部分との間に配置されて、それらに連結された軸受支持構造体の既知の解決策がある。そのような１つの解決策では、軸受支持構造体は、両方の軸受を支持する鋳造軸受ハウジングであって、溶接又はボルトのいずれかにより、いわゆるトーションボックスにしっかり固定された鋳造軸受ハウジングを有する。トーションボックスは、エンジンフレームにしっかり固定されている。そのような鋳造軸受ハウジングは、多くの場合に複雑な形状を有し、一体型に鋳造される。そのような軸受ハウジングを製造して、それをエンジン内に取り付ける工程には時間がかかる。
【０００７】
従来型航空機エンジンのさらなる一例が、特許文献１に記載されている。エンジンフレームの機尾部分が、高圧タービン及び低圧タービン間に配置されて、タービンフレーム機尾取り付け部の位置から半径方向内向きに延出している。軸受支持構造体が、それぞれ第１及び第２ロータを回転可能に支持する第１及び第２軸受を支持している。軸受支持構造体は、２つの個別の板形部分を有し、その各々が第１及び第２軸受の一方からエンジンフレームまで延在している。２つの個別の板形部分は、エンジンの長手方向中心軸の方向においてエンジンフレームの両側からエンジンフレームにボルトで留め付けられている。軸受の位置及び軸受支持構造体の構造により、エンジン内への構造体の設置及びエンジンからのそれの取り外しが面倒になる。
【０００８】
さらに、後方位置のタービンフレーム機尾取り付け部を前方に移動させ、それにより、低圧タービンの全体又は少なくとも一部分がオーバーハングを受け取るようにする傾向がある。このような展開の１つの理由は、重量の削減である。その場合、従来型航空機エンジンのタービン後フレーム（ＴＲＦ）は、トレール軸受ハウス（ＴＢＨ）又はタービンイグゾーストケース（ＴＥＣ）とも呼ばれるが、低圧タービンの全体又は少なくとも一部分の前方の軸受支持構造体と置き換えられる、又はそれで補完されるであろう。いわゆるタービン中央フレーム（ＴＣＦ）又はタービン中間フレーム（ＴＭＦ）であるこの軸受支持構造体は、少なくとも２つの異なるシャフトから軸受荷重を伝達するであろう。軸受支持構造体及び関連の機尾エンジンフレームには、同一方向に回転する、又は逆回転することができるこれらのシャフト間の動的相互作用のために、高い剛性要求が課せられる。
【０００９】
【特許文献１】米国特許第6,708,482号明細書(US 6,708,482)
【発明の開示】
【００１０】
本発明の１つの目的は、２つのロータを備えるガスタービンエンジン用の軸受支持構造体であって、設置が容易であるとともに、軸受荷重を伝達するのに十分な剛性を有し、また、半径方向において２つのロータ用の軸受及びエンジンフレーム間に配置されなければならない軸受支持構造体を達成することである。軸受支持構造体は、好ましくは軽量でなければならない。軸受支持構造体はさらに、後方位置のタービンフレーム機尾取り付け部を前方に配置し、それにより、低圧タービンの全体又は少なくとも一部分がオーバーハングを受け取るようにしたガスタービンエンジンに特に適していなければならない。
【００１１】
この目的は、請求項１に記載の軸受支持構造体で達成される。
【００１２】
２つの軸受を支持するために２つの板形部分を使用することにより、複雑な従来型鋳造軸受ハウジングが不必要になる。さらに、この解決策は、従来型トーションボックスをなくす状況を作り出す。したがって、一体型軸受支持構造体が、鋳造軸受ハウジング及びトーションボックスに取って替わる。さらに、本発明は、軸受支持構造体においてより強力な材料を使用する状況を作り出し、また、それを従来型鋳造品より軽量にすることができる。
【００１３】
ガスタービンエンジンの１つの要件は、それが、ファン又はタービンブレード、あるいはその一部が何らかの理由で緩んだときに発生しうる回転の大きな不均衡に耐えなければならないことである。本発明の解決策は、軸受の一方に加わる不均衡の影響を２つの板形部分を介して他方の軸受に伝達することができるという点で、大きい可能性を有する。これは、結果的にエンジン取り付け部内の反力を小さくし、このことは、エンジンフレームを軽量化する状況を作り出す。
【００１４】
板形部分の軸受支持手段の各々は、それぞれの板形部分に組み込まれた、又は結合された軸受ホルダ又はレースを有する。軸受は、支持部分内のそれぞれの軸受ホルダ又はレース内に取り付けられる。
【００１５】
本発明の好適な実施形態によれば、軸受支持構造体は、環状中央部材を有し、第１及び第２板形部分は、環状中央部材にしっかり固定されている。これは、軸受及びエンジンフレーム間で荷重を伝達するのに十分に剛直な構造にする状況を作り出す。第１及び第２板形部分は好ましくは円錐形であって、中央環状部材からそれぞれの軸受まで発散する。
【００１６】
最後に述べた実施形態のさらなる展開によれば、構造体は、エンジンフレームに連結するための手段を備えた第３環状板形部分を有する。また、第３板形部分は好ましくは、環状中央部材にしっかり固定される。そのような構造は、構造体の剛性をさらに向上させる。
【００１７】
軸受支持構造体は好ましくは、エンジンフレームに連結するための手段を備えた第４環状板形部分も有する。４つの円錐板形部分の各々の第１端部を中央部材に結合し、それらの部分が異なる方向に延出して、エンジンの長手方向中心軸を横切る断面がＸ字形を形成するように配置することにより、軸受及びエンジンフレーム間の半径方向剛性が達成される。さらに、２つの軸受間が相対運動するための可撓性が達成される。さらに、エンジンフレームに対するねじりモーメントが最小限に抑えられ、これは、この部品をより軽量化し、且つ複雑さを減らす状況を作り出す。
【００１８】
さらに、各円錐板形部分の傾き及び厚さを変化させ、それにより、軸受荷重を伝達するたわみシステムを達成することができる。
【００１９】
従来の既知の解決策に伴う１つの問題は、２つの軸受の位置が、ロータ動的要件から設定されることである。そのため、軸受の一方（又は両方の軸受）が、荷重及びねじりモーメントに関して最も好ましい位置からはるかに遠い位置になり、垂直方向においてエンジン取り付け部の下方にあるであろう。本発明の解決策に伴う１つの利点は、円錐板形部分の一方を、異なる傾き及び／又は長さ及び／又は材料を有する別の部分と交換することにより、軸受支持構造体の構造を容易に補正することができることである。
【００２０】
本発明のさらなる目的は、それぞれ第１及び第２ロータを回転可能に支持するようになっている半径方向内側の第１及び第２軸受と、半径方向外側のエンジンフレームとの間の軸受支持構造体であって、軸受荷重を伝達するのに十分な剛性を有し、またエンジンへの設置及びそれからの取り外しが容易である軸受支持構造体を備えるガスタービンエンジンを達成することである。軸受支持構造体は好ましくは、エンジンの長手方向中心軸の方向において高圧タービン及び低圧タービン間に配置される。
【００２１】
この目的は、請求項１３に記載のガスタービンエンジンで達成される。
【００２２】
本発明のさらなる有利な実施形態及びさらなる利点は、以下の詳細な説明及び特許請求の範囲から明らかになる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２３】
次に、添付図面に示された実施形態を参照しながら、本発明を説明する。
【００２４】
ターボファンガスタービン航空機エンジン１について、本発明を以下に説明し、図１ではこれが、エンジンの長手方向中心軸２の周りに描かれている。エンジン１は、外側ケーシング又はナセル３、内側ケーシング４（ロータ）、及び中間ケーシング５を有し、中間ケーシング５は、最初の２つのケーシングに対して同心状であり、また、その間のギャップを、空気の圧縮用の内側主ガスチャネル６と、エンジンバイパス空気を流す補助チャネル７とに分割する。したがって、ガスチャネル６、７の各々は、エンジンの長手方向中心軸２に対して垂直な断面において環状である。
【００２５】
エンジン１は、周囲の空気９を受け取るファン８と、ブースタ又は低圧コンプレッサ（ＬＰＣ）１０と、主ガスチャネル６内に配置された高圧コンプレッサ（ＨＰＣ）１１と、燃焼器１２とを有し、燃焼器１２は、燃料を高圧コンプレッサ１１によって加圧された空気と混合し、それにより、燃焼ガスを発生することができ、燃焼ガスは高圧タービン（ＨＰＴ）１３及び低圧タービン（ＬＰＴ）１４を通って下流へ流れて、それから燃焼ガスはエンジンから排出される。
【００２６】
次に、図２を参照しながら、エンジン１をさらに説明する。第１の高圧シャフト１５が、高圧タービン１３を高圧コンプレッサ１１に結合し、それにより、第１の高圧ロータを実質的に形成している。第２の低圧シャフト１７が、低圧タービン１４を低圧コンプレッサ１０に結合し、それにより、第２の低圧ロータを実質的に形成している。高圧コンプレッサ１１、燃焼器１２及び高圧タービン１３は、集合的にコアエンジン１９と呼ばれる。第２の低圧シャフト１７は少なくとも部分的に、第１の高圧ロータに対して同軸的、且つその半径方向内側に回転可能に配置されている。
【００２７】
エンジンは、中間ケーシング５によって機尾エンジンフレーム又はタービンフレーム２２に連結された前側のファンフレーム２１を備えるフレーム構造体２０を有する。エンジンは、航空機翼から下方に延出するパイロン（図示せず）などにより、航空機に取り付けられる。タービンフレーム２２は、外側構造リング２３を有し、これは、中心線２の周りに同軸的に配置されたケーシングであることができる。タービンフレーム２２は、第１構造リング２３に対して同軸的、且つそれから半径方向内側に離して配置された内側構造リング２４を有する。タービンフレーム２２はさらに、外側及び内側構造リング２３、２４間でエンジンの半径方向に延在してそれらにしっかり固定された複数のストラット２５を円周方向に間隔をおいて有する。
【００２８】
エンジンは、ファンフレーム２１上の前方位置のファンフレーム前側取り付け部と、タービンフレーム２２上の後方位置のタービンフレーム機尾取り付け部２７との位置で航空機に取り付けられている。例示的な実施形態では、機尾取り付け部は、Ｕ字形クレビスを有する。クレビスは、１組のピンによって１組のリンクに連結されるように構成されている。もちろん、クレビス以外の任意の形式の取り付け手段を使用して、エンジン１を航空機に取り付けることもできる。タービンフレーム機尾取り付け部２７は、ストラット２５の半径方向外側でタービンフレーム２２にしっかり固定されている。
【００２９】
ガスタービンエンジン１は、第１シャフト１５を回転可能に支持する第１軸受２８と、エンジン１の機尾領域で第２シャフト１７を回転可能に支持する第２軸受２９とを有する。第２軸受２９は、第１軸受２８より軸方向機尾側で、且つエンジンの長手方向中心軸２からの半径方向距離が第１軸受２８より遠い位置に配置されている。
【００３０】
軸受支持構造体３０が、半径方向において軸受２８、２９とエンジンフレーム２２との間に配置されている。軸受支持構造体３０は、ボルト１６、１８によってエンジンフレーム２２に堅固に連結されている。軸受支持構造体３０は、第１軸受２８を支持するための軸受支持手段３２を備えた第１環状板形部分３１と、第２軸受２９を支持するための軸受支持手段３４を備えた第２環状板形部分３３とを有する。第１及び第２板形部分３１、３３は互いに結合されて、ガスタービンエンジン１内に一体型ユニットを形成している。軸受２８、２９は、転がり軸受によって形成される。軸受支持手段３２、３４は、それぞれ軸受レースを有する。
【００３１】
軸受支持手段３２、３４は、複数の相互連結部材によって形成されてもよい。それぞれ板形部分３１及び３３に連結された部材は、鋳造又は鍛造部品によって形成されることができる。
【００３２】
軸受支持構造体３０は、環状の中央部材３５を有し、第１及び第２板形部分３１、３３は、環状中央部材３５にしっかり固定されている。環状中央部材３５は好ましくは、鍛造によって製造される。代替例では、それは鋳造によって製造される。環状中央部材３５は、軸受支持構造体を安定させる機能を有し、容易に製造される構造であることができる。第１環状板形部分３１及び第２環状板形部分３３は、環状中央部材３５から異なる方向へ、２つの軸受２８、２９に向かって延出している。第１環状板形部分３１及び第２環状板形部分３３は、円錐台形状を有する。
【００３３】
軸受支持構造体３０は、エンジンフレーム２２に連結するための連結手段３７を備えた第３環状板形部分３６をさらに有する。第３板形部分３６は、環状中央部材３５にしっかり固定されている。エンジンフレームに連結するための連結手段３７は、リングによって形成され、本例では、第３板形部分３６の端部分から半径方向内側に向いている。
【００３４】
軸受支持構造体３０は、エンジンフレーム２２に連結するための連結手段３９を備えた第４環状板形部分３８をさらに有する。第４板形部分３８も、環状中央部材３５にしっかり固定されている。エンジンフレームに連結するための連結手段３９は、本例ではリングによって形成されており、これは、第４板形部分３８の半径方向外側の端部分に連結されている。
【００３５】
４つの円錐板形部分３１、３３、３６、３８の各々は好ましくは、軸受支持構造体をエンジン内に設置する前に、溶接によって中央部材にしっかり固定される。さらに、連結手段３７、３９は好ましくは、ボルト連結部の一部を形成している。さらに、エンジンフレームに連結するための連結手段３７、３９は、所望の形状及び／又は機能用に加工される鋳造又は鍛造部品によって形成されてもよい。第３環状板形部分３６及び第４環状板形部分３８の各々は、円錐台形状を有する。
【００３６】
第１板形部分３１及び第４板形部分３８は、環状中央部材３５の対向側から延出して、ほぼ同一の傾きを有する。第２板形部分３３及び第３板形部分３６は、環状中央部材３５の対向側から延出して、ほぼ同一の傾きを有する。そのような構造は、ねじりモーメントの局部集中を最小限に抑える。したがって、軸受支持構造体３０は、断面がＸ字形であり、板形部分３１、３３、３６、３８の各々が、Ｘ字の１つの脚部を形成している。
【００３７】
環状中央部材３５は、第１及び第２環状板形部分３１、３３間に面する開口部４０を有し、これは、環状中央部材の、第３及び第４板形部分３６、３８間に面する反対側に通じる通路を形成している。開口部は、たとえば、軸受２８、２９に対する空気及び／又は油の導入及び排出を行うためにホース又はパイプ用の接続部を配置するための状況を作り出す。
【００３８】
本発明は、実施形態に決して制限されることはなく、添付の特許請求の範囲から逸脱しない限り、多くの代替及び変更が可能である。
【００３９】
軸受支持構造体３０の形状は、図２及び図３に示されたＸ字形構造体と異なってもよい。たとえば、それは、軸受を支持するために、各々が環状中央部材から半径方向内向きに延出する２つの板形部分を有するだけでもよい。この場合、環状中央部材は、直接的にエンジンフレームに締着される。この場合の軸受支持構造体は、断面がほぼＶ字形である。さらなる代替として、軸受支持構造体は、２つの半径方向内向きに延出する板形部分に加えて、環状中央部材から半径方向外向きに延出する第３板形部分を有することができる。この場合、第３板形部分がエンジンフレームに締着されるであろう。この代替例による軸受支持構造体は、断面がほぼＹ字形である。本発明の概念を提示されれば、当業者にはこれらの形状の多くの代替例が明らかである。
【００４０】
２つの軸受２８、２９を支持するための軸受支持手段３２、３４は、任意の形状をとることができ、図２及び図３に示された実施形態は、非制限的な例に過ぎないと見なされるべきである。さらに、軸受支持構造体をエンジンフレーム２２に連結するための連結手段３７、３９は任意の形状をとることができ、図２及び図３に示された実施形態は、非制限的な例に過ぎない。
【図面の簡単な説明】
【００４１】
【図１】航空機ターボファンガスタービンエンジンの例示的な実施形態の概略的な長手方向断面図である。
【図２】図１のエンジン内で高圧タービン及び低圧タービン間の機尾エンジンフレームに連結された軸受支持構造体の第１実施形態の拡大図である。
【図３】図２の軸受支持構造体の拡大側面図である。
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジン内で、それぞれ第１及び第２ロータを回転可能に支持するようになっている半径方向内側の第１及び第２軸受と、半径方向外側のエンジンフレームとの間に設置される軸受支持構造体であって、第１環状板形部分、及びその第１端部に第１軸受を支持するための手段と、第２環状板形部分、及びその第１端部に第２軸受を支持するための手段とを有する軸受支持構造体に関する。本発明はまた、軸受支持構造体を有するガスタービンエンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
軸受支持構造体は、定置ガスタービンエンジン内に使用されることができるが、航空機ジェットエンジン用に特に有利である。ジェットエンジンは、比較的低速の空気を受け入れ、それを燃焼によって加熱し、それをはるかに高速で放出するさまざまな形式のエンジンを含むものとする。ジェットエンジンという用語には、たとえばターボジェットエンジン及びターボファンエンジンが含まれる。本発明をターボファンエンジンについて以下に説明するが、もちろん他のエンジン形式にも使用されるであろう。
【０００３】
ターボファン形式の航空機ガスタービンエンジンは一般的に、前方ファン及びブースタコンプレッサ、中間コアエンジン、及び機尾低圧出力タービンを有する。コアエンジンは、高圧コンプレッサ、燃焼器、及び高圧タービンを直列関係に備える。コアエンジンの高圧コンプレッサ及び高圧タービンは、高圧シャフトによって相互連結されている。高圧コンプレッサ、タービン及びシャフトは実質的に、高圧ロータを形成している。高圧コンプレッサは、回転可能に駆動され、それにより、コアエンジンに流入する空気を圧縮してかなりの高圧にする。この高圧空気が次に、燃焼器内で燃料と混合されて点火され、それにより、高エネルギーガス流を形成する。ガス流は、機尾方向に流れ、高圧タービンを通り抜けて、それと高圧シャフトとを回転可能に駆動し、高圧シャフトが次に、高圧コンプレッサを回転可能に駆動する。
【０００４】
高圧タービンを出たガス流は、第２の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及びブースタコンプレッサを回転可能に駆動し、これら全体が、低圧ロータを形成している。低圧シャフトは、高圧ロータを貫通している。発生する推力のほとんどが、ファンによって発生する。エンジンフレームを使用して、軸受の支持及び担持が行われ、軸受はロータを回転可能に支持する。従来型ターボファンエンジンは、ファンフレーム、中間フレーム及び機尾タービンフレームを有する。
【０００５】
エンジンは、ファンフレーム上の前方位置のファンフレーム前側取り付け部、及びタービンフレーム上の後方位置のタービンフレーム機尾取り付け部の位置で航空機に取り付けられる。
【０００６】
本発明は特に、エンジンの機尾部分に、またより詳しくは、エンジンフレームの機尾部分が高圧タービン及び低圧タービン間に位置して、タービンフレーム機尾取り付け部の位置から半径方向内向きに延出する部分に関する。半径方向において、それぞれ第１及び第２ロータを回転可能に支持する内側の第１及び第２軸受と、エンジンフレームの半径方向外側の機尾部分との間に配置されて、それらに連結された軸受支持構造体の既知の解決策がある。そのような１つの解決策では、軸受支持構造体は、両方の軸受を支持する鋳造軸受ハウジングであって、溶接又はボルトのいずれかにより、いわゆるトーションボックスにしっかり固定された鋳造軸受ハウジングを有する。トーションボックスは、エンジンフレームにしっかり固定されている。そのような鋳造軸受ハウジングは、多くの場合に複雑な形状を有し、一体型に鋳造される。そのような軸受ハウジングを製造して、それをエンジン内に取り付ける工程には時間がかかる。
【０００７】
従来型航空機エンジンのさらなる一例が、特許文献１に記載されている。エンジンフレームの機尾部分が、高圧タービン及び低圧タービン間に配置されて、タービンフレーム機尾取り付け部の位置から半径方向内向きに延出している。軸受支持構造体が、それぞれ第１及び第２ロータを回転可能に支持する第１及び第２軸受を支持している。軸受支持構造体は、２つの個別の板形部分を有し、その各々が第１及び第２軸受の一方からエンジンフレームまで延在している。２つの個別の板形部分は、エンジンの長手方向中心軸の方向においてエンジンフレームの両側からエンジンフレームにボルトで留め付けられている。軸受の位置及び軸受支持構造体の構造により、エンジン内への構造体の設置及びエンジンからのそれの取り外しが面倒になる。
【０００８】
さらに、後方位置のタービンフレーム機尾取り付け部を前方に移動させ、それにより、低圧タービンの全体又は少なくとも一部分がオーバーハングを受け取るようにする傾向がある。このような展開の１つの理由は、重量の削減である。その場合、従来型航空機エンジンのタービン後フレーム（ＴＲＦ）は、トレール軸受ハウス（ＴＢＨ）又はタービンイグゾーストケース（ＴＥＣ）とも呼ばれるが、低圧タービンの全体又は少なくとも一部分の前方の軸受支持構造体と置き換えられる、又はそれで補完されるであろう。いわゆるタービン中央フレーム（ＴＣＦ）又はタービン中間フレーム（ＴＭＦ）であるこの軸受支持構造体は、少なくとも２つの異なるシャフトから軸受荷重を伝達するであろう。軸受支持構造体及び関連の機尾エンジンフレームには、同一方向に回転する、又は逆回転することができるこれらのシャフト間の動的相互作用のために、高い剛性要求が課せられる。
【０００９】
【特許文献１】米国特許第6,708,482号明細書(US 6,708,482)
【発明の開示】
【００１０】
本発明の１つの目的は、２つのロータを備えるガスタービンエンジン用の軸受支持構造体であって、設置が容易であるとともに、軸受荷重を伝達するのに十分な剛性を有し、また、半径方向において２つのロータ用の軸受及びエンジンフレーム間に配置されなければならない軸受支持構造体を達成することである。軸受支持構造体は、好ましくは軽量でなければならない。軸受支持構造体はさらに、後方位置のタービンフレーム機尾取り付け部を前方に配置し、それにより、低圧タービンの全体又は少なくとも一部分がオーバーハングを受け取るようにしたガスタービンエンジンに特に適していなければならない。
【００１１】
この目的は、請求項１に記載の軸受支持構造体で達成される。
【００１２】
２つの軸受を支持するために２つの板形部分を使用することにより、複雑な従来型鋳造軸受ハウジングが不必要になる。さらに、この解決策は、従来型トーションボックスをなくす状況を作り出す。したがって、一体型軸受支持構造体が、鋳造軸受ハウジング及びトーションボックスに取って替わる。さらに、本発明は、軸受支持構造体においてより強力な材料を使用する状況を作り出し、また、それを従来型鋳造品より軽量にすることができる。
【００１３】
ガスタービンエンジンの１つの要件は、それが、ファン又はタービンブレード、あるいはその一部が何らかの理由で緩んだときに発生しうる回転の大きな不均衡に耐えなければならないことである。本発明の解決策は、軸受の一方に加わる不均衡の影響を２つの板形部分を介して他方の軸受に伝達することができるという点で、大きい可能性を有する。これは、結果的にエンジン取り付け部内の反力を小さくし、このことは、エンジンフレームを軽量化する状況を作り出す。
【００１４】
板形部分の軸受支持手段の各々は、それぞれの板形部分に組み込まれた、又は結合された軸受ホルダ又はレースを有する。軸受は、支持部分内のそれぞれの軸受ホルダ又はレース内に取り付けられる。
【００１５】
本発明の好適な実施形態によれば、軸受支持構造体は、環状中央部材を有し、第１及び第２板形部分は、環状中央部材にしっかり固定されている。これは、軸受及びエンジンフレーム間で荷重を伝達するのに十分に剛直な構造にする状況を作り出す。第１及び第２板形部分は好ましくは円錐形であって、中央環状部材からそれぞれの軸受まで発散する。
【００１６】
最後に述べた実施形態のさらなる展開によれば、構造体は、エンジンフレームに連結するための手段を備えた第３環状板形部分を有する。また、第３板形部分は好ましくは、環状中央部材にしっかり固定される。そのような構造は、構造体の剛性をさらに向上させる。
【００１７】
軸受支持構造体は好ましくは、エンジンフレームに連結するための手段を備えた第４環状板形部分も有する。４つの円錐板形部分の各々の第１端部を中央部材に結合し、それらの部分が異なる方向に延出して、エンジンの長手方向中心軸を横切る断面がＸ字形を形成するように配置することにより、軸受及びエンジンフレーム間の半径方向剛性が達成される。さらに、２つの軸受間が相対運動するための可撓性が達成される。さらに、エンジンフレームに対するねじりモーメントが最小限に抑えられ、これは、この部品をより軽量化し、且つ複雑さを減らす状況を作り出す。
【００１８】
さらに、各円錐板形部分の傾き及び厚さを変化させ、それにより、軸受荷重を伝達するたわみシステムを達成することができる。
【００１９】
従来の既知の解決策に伴う１つの問題は、２つの軸受の位置が、ロータ動的要件から設定されることである。そのため、軸受の一方（又は両方の軸受）が、荷重及びねじりモーメントに関して最も好ましい位置からはるかに遠い位置になり、垂直方向においてエンジン取り付け部の下方にあるであろう。本発明の解決策に伴う１つの利点は、円錐板形部分の一方を、異なる傾き及び／又は長さ及び／又は材料を有する別の部分と交換することにより、軸受支持構造体の構造を容易に補正することができることである。
【００２０】
本発明のさらなる目的は、それぞれ第１及び第２ロータを回転可能に支持するようになっている半径方向内側の第１及び第２軸受と、半径方向外側のエンジンフレームとの間の軸受支持構造体であって、軸受荷重を伝達するのに十分な剛性を有し、またエンジンへの設置及びそれからの取り外しが容易である軸受支持構造体を備えるガスタービンエンジンを達成することである。軸受支持構造体は好ましくは、エンジンの長手方向中心軸の方向において高圧タービン及び低圧タービン間に配置される。
【００２１】
この目的は、請求項１３に記載のガスタービンエンジンで達成される。
【００２２】
本発明のさらなる有利な実施形態及びさらなる利点は、以下の詳細な説明及び特許請求の範囲から明らかになる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２３】
次に、添付図面に示された実施形態を参照しながら、本発明を説明する。
【００２４】
ターボファンガスタービン航空機エンジン１について、本発明を以下に説明し、図１ではこれが、エンジンの長手方向中心軸２の周りに描かれている。エンジン１は、外側ケーシング又はナセル３、内側ケーシング４（ロータ）、及び中間ケーシング５を有し、中間ケーシング５は、最初の２つのケーシングに対して同心状であり、また、その間のギャップを、空気の圧縮用の内側主ガスチャネル６と、エンジンバイパス空気を流す補助チャネル７とに分割する。したがって、ガスチャネル６、７の各々は、エンジンの長手方向中心軸２に対して垂直な断面において環状である。
【００２５】
エンジン１は、周囲の空気９を受け取るファン８と、ブースタ又は低圧コンプレッサ（ＬＰＣ）１０と、主ガスチャネル６内に配置された高圧コンプレッサ（ＨＰＣ）１１と、燃焼器１２とを有し、燃焼器１２は、燃料を高圧コンプレッサ１１によって加圧された空気と混合し、それにより、燃焼ガスを発生することができ、燃焼ガスは高圧タービン（ＨＰＴ）１３及び低圧タービン（ＬＰＴ）１４を通って下流へ流れて、それから燃焼ガスはエンジンから排出される。
【００２６】
次に、図２を参照しながら、エンジン１をさらに説明する。第１の高圧シャフト１５が、高圧タービン１３を高圧コンプレッサ１１に結合し、それにより、第１の高圧ロータを実質的に形成している。第２の低圧シャフト１７が、低圧タービン１４を低圧コンプレッサ１０に結合し、それにより、第２の低圧ロータを実質的に形成している。高圧コンプレッサ１１、燃焼器１２及び高圧タービン１３は、集合的にコアエンジン１９と呼ばれる。第２の低圧シャフト１７は少なくとも部分的に、第１の高圧ロータに対して同軸的、且つその半径方向内側に回転可能に配置されている。
【００２７】
エンジンは、中間ケーシング５によって機尾エンジンフレーム又はタービンフレーム２２に連結された前側のファンフレーム２１を備えるフレーム構造体２０を有する。エンジンは、航空機翼から下方に延出するパイロン（図示せず）などにより、航空機に取り付けられる。タービンフレーム２２は、外側構造リング２３を有し、これは、中心線２の周りに同軸的に配置されたケーシングであることができる。タービンフレーム２２は、第１構造リング２３に対して同軸的、且つそれから半径方向内側に離して配置された内側構造リング２４を有する。タービンフレーム２２はさらに、外側及び内側構造リング２３、２４間でエンジンの半径方向に延在してそれらにしっかり固定された複数のストラット２５を円周方向に間隔をおいて有する。
【００２８】
エンジンは、ファンフレーム２１上の前方位置のファンフレーム前側取り付け部と、タービンフレーム２２上の後方位置のタービンフレーム機尾取り付け部２７との位置で航空機に取り付けられている。例示的な実施形態では、機尾取り付け部は、Ｕ字形クレビスを有する。クレビスは、１組のピンによって１組のリンクに連結されるように構成されている。もちろん、クレビス以外の任意の形式の取り付け手段を使用して、エンジン１を航空機に取り付けることもできる。タービンフレーム機尾取り付け部２７は、ストラット２５の半径方向外側でタービンフレーム２２にしっかり固定されている。
【００２９】
ガスタービンエンジン１は、第１シャフト１５を回転可能に支持する第１軸受２８と、エンジン１の機尾領域で第２シャフト１７を回転可能に支持する第２軸受２９とを有する。第２軸受２９は、第１軸受２８より軸方向機尾側で、且つエンジンの長手方向中心軸２からの半径方向距離が第１軸受２８より遠い位置に配置されている。
【００３０】
軸受支持構造体３０が、半径方向において軸受２８、２９とエンジンフレーム２２との間に配置されている。軸受支持構造体３０は、ボルト１６、１８によってエンジンフレーム２２に堅固に連結されている。軸受支持構造体３０は、第１軸受２８を支持するための軸受支持手段３２を備えた第１環状板形部分３１と、第２軸受２９を支持するための軸受支持手段３４を備えた第２環状板形部分３３とを有する。第１及び第２板形部分３１、３３は互いに結合されて、ガスタービンエンジン１内に一体型ユニットを形成している。軸受２８、２９は、転がり軸受によって形成される。軸受支持手段３２、３４は、それぞれ軸受レースを有する。
【００３１】
軸受支持手段３２、３４は、複数の相互連結部材によって形成されてもよい。それぞれ板形部分３１及び３３に連結された部材は、鋳造又は鍛造部品によって形成されることができる。
【００３２】
軸受支持構造体３０は、環状の中央部材３５を有し、第１及び第２板形部分３１、３３は、環状中央部材３５にしっかり固定されている。環状中央部材３５は好ましくは、鍛造によって製造される。代替例では、それは鋳造によって製造される。環状中央部材３５は、軸受支持構造体を安定させる機能を有し、容易に製造される構造であることができる。第１環状板形部分３１及び第２環状板形部分３３は、環状中央部材３５から異なる方向へ、２つの軸受２８、２９に向かって延出している。第１環状板形部分３１及び第２環状板形部分３３は、円錐台形状を有する。
【００３３】
軸受支持構造体３０は、エンジンフレーム２２に連結するための連結手段３７を備えた第３環状板形部分３６をさらに有する。第３板形部分３６は、環状中央部材３５にしっかり固定されている。エンジンフレームに連結するための連結手段３７は、リングによって形成され、本例では、第３板形部分３６の端部分から半径方向内側に向いている。
【００３４】
軸受支持構造体３０は、エンジンフレーム２２に連結するための連結手段３９を備えた第４環状板形部分３８をさらに有する。第４板形部分３８も、環状中央部材３５にしっかり固定されている。エンジンフレームに連結するための連結手段３９は、本例ではリングによって形成されており、これは、第４板形部分３８の半径方向外側の端部分に連結されている。
【００３５】
４つの円錐板形部分３１、３３、３６、３８の各々は好ましくは、軸受支持構造体をエンジン内に設置する前に、溶接によって中央部材にしっかり固定される。さらに、連結手段３７、３９は好ましくは、ボルト連結部の一部を形成している。さらに、エンジンフレームに連結するための連結手段３７、３９は、所望の形状及び／又は機能用に加工される鋳造又は鍛造部品によって形成されてもよい。第３環状板形部分３６及び第４環状板形部分３８の各々は、円錐台形状を有する。
【００３６】
第１板形部分３１及び第４板形部分３８は、環状中央部材３５の対向側から延出して、ほぼ同一の傾きを有する。第２板形部分３３及び第３板形部分３６は、環状中央部材３５の対向側から延出して、ほぼ同一の傾きを有する。そのような構造は、ねじりモーメントの局部集中を最小限に抑える。したがって、軸受支持構造体３０は、断面がＸ字形であり、板形部分３１、３３、３６、３８の各々が、Ｘ字の１つの脚部を形成している。
【００３７】
環状中央部材３５は、第１及び第２環状板形部分３１、３３間に面する開口部４０を有し、これは、環状中央部材の、第３及び第４板形部分３６、３８間に面する反対側に通じる通路を形成している。開口部は、たとえば、軸受２８、２９に対する空気及び／又は油の導入及び排出を行うためにホース又はパイプ用の接続部を配置するための状況を作り出す。
【００３８】
本発明は、実施形態に決して制限されることはなく、添付の特許請求の範囲から逸脱しない限り、多くの代替及び変更が可能である。
【００３９】
軸受支持構造体３０の形状は、図２及び図３に示されたＸ字形構造体と異なってもよい。たとえば、それは、軸受を支持するために、各々が環状中央部材から半径方向内向きに延出する２つの板形部分を有するだけでもよい。この場合、環状中央部材は、直接的にエンジンフレームに締着される。この場合の軸受支持構造体は、断面がほぼＶ字形である。さらなる代替として、軸受支持構造体は、２つの半径方向内向きに延出する板形部分に加えて、環状中央部材から半径方向外向きに延出する第３板形部分を有することができる。この場合、第３板形部分がエンジンフレームに締着されるであろう。この代替例による軸受支持構造体は、断面がほぼＹ字形である。本発明の概念を提示されれば、当業者にはこれらの形状の多くの代替例が明らかである。
【００４０】
２つの軸受２８、２９を支持するための軸受支持手段３２、３４は、任意の形状をとることができ、図２及び図３に示された実施形態は、非制限的な例に過ぎないと見なされるべきである。さらに、軸受支持構造体をエンジンフレーム２２に連結するための連結手段３７、３９は任意の形状をとることができ、図２及び図３に示された実施形態は、非制限的な例に過ぎない。
【図面の簡単な説明】
【００４１】
【図１】航空機ターボファンガスタービンエンジンの例示的な実施形態の概略的な長手方向断面図である。
【図２】図１のエンジン内で高圧タービン及び低圧タービン間の機尾エンジンフレームに連結された軸受支持構造体の第１実施形態の拡大図である。
【図３】図２の軸受支持構造体の拡大側面図である。
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン内で、それぞれ第１及び第２ロータ（１５、１７）を回転可能に支持するようになっている半径方向内側の第１及び第２軸受（２８、２９）と、半径方向外側のエンジンフレーム（２２）との間に設置される軸受支持構造体（３０）において、第１環状板形部分（３１）、及びその第１端部に第１軸受を支持するための手段（３２）と、第２環状板形部分（３３）、及びその第１端部に第２軸受を支持するための手段（３４）とを有する軸受支持構造体（３０）であって、
第１及び第２板形部分（３１、３３）は、互いに結合されて、ガスタービンエンジン内に設置される一体型ユニットを形成することを特徴とする、軸受支持構造体。
【請求項２】
第１環状板形部分（３１）及び第２環状板形部分（３３）は、結合点から異なる方向に延出することを特徴とする、請求項１に記載の軸受支持構造体。
【請求項３】
構造体（３０）は、環状中央部材（３５）を有し、また、第１及び第２板形部分（３１、３３）は、環状中央部材に固定されていることを特徴とする、請求項１又は２に記載の軸受支持構造体。
【請求項４】
環状中央部材（３５）は、前記第１及び第２板形部分（３１、３３）間に面して環状中央部材の反対側に通じる通路を形成する開口部（４０）を有することを特徴とする、請求項３に記載の軸受支持構造体。
【請求項５】
構造体（３０）は、エンジンフレームに連結するための手段（３７）を備えた第３環状板形部分（３６）を有す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軸受支持構造体。
【請求項６】
第３板形部分（３６）は、環状中央部材（３５）に固定されていることを特徴とする、請求項３乃至４及び５のいずれかに記載の軸受支持構造体。
【請求項７】
第２板形部分（３３）及び第３板形部分（３６）は、軸受支持構造体の中心軸（２）に対してほぼ同一の傾きで延出することを特徴とする、請求項５又は６に記載の軸受支持構造体。
【請求項８】
構造体（３０）は、エンジンフレームに連結するための手段（３９）を備えた第４環状板形部分（３８）を有することを特徴とする、請求項５乃至７のいずれかに記載の軸受支持構造体。
【請求項９】
第４板形部分（３８）は、環状中央部材（３０）に固定されていることを特徴とする、請求項３乃至４及び８のいずれかに記載の軸受支持構造体。
【請求項１０】
第２板形部分（３３）及び第３板形部分（３６）は、軸受支持構造体の中心軸（２）に対してほぼ同一の傾きで延出することを特徴とする、請求項８又は９に記載の軸受支持構造体。
【請求項１１】
第３環状板形部分（３６）及び第４環状板形部分（３８）は、異なる方向に延出することを特徴とする、請求項８乃至１０のいずれかに記載の軸受支持構造体。
【請求項１２】
軸受支持構造体（３０）は、断面がほぼＸ字形であり、第１及び第２板形部分（３１、３３）は、それぞれＸ字の１つの脚部を形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軸受支持構造体。
【請求項１３】
前記環状板形部分（３１、３３、３６、３８）の少なくとも１つが、円錐形であることを特徴とする、請求項１乃至１２のいずれかに記載の軸受支持構造体。
【請求項１４】
第１及び第２ロータと、それぞれ該第１及び第２ロータ（１５、１７）を回転可能に支持する第１及び第２軸受（２８、２９）と、エンジンフレーム（２２）と、半径方向において前記軸受及び前記エンジンフレーム間に配置された軸受支持構造体（３０）とを備え、軸受支持構造体（３０）は、第１環状板形部分（３１）、及びその第１端部に前記第１軸受２８を支持するための手段（３２）と、第２環状板形部分（３３）、及びその第１端部に前記第２軸受２９を支持するための手段（３４）とを有する、ガスタービンエンジン（１）であって、前記第１及び第２板形部分（３１、３３）は、互いに結合されて、ガスタービンエンジン内に一体型ユニットを形成することを特徴とする、ガスタービンエンジン。
【請求項１５】
第１環状板形部分（３１）及び第２環状板形部分（３３）は、結合点から異なる方向に延出することを特徴とする、請求項１４に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１６】
軸受支持構造体（３０）は、環状中央部材（３５）を有し、また、第１及び第２板形部分（３１、３３）は、環状中央部材に固定されていることを特徴とする、請求項１３乃至１５のいずれかに記載のガスタービンエンジン。
【請求項１７】
環状中央部材（３５）は、前記第１及び第２環状板形部分（３１、３３）間に面して環状中央部材の反対側に通じる通路を形成する開口部（４０）を有することを特徴とする、請求項１６に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１８】
軸受支持構造体（３０）は、エンジンフレームに連結するための手段（３７）を備えた第３環状板形部分（３６）を有することを特徴とする、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。
【請求項１９】
第３板形部分（３６）は、環状中央部材（３５）に固定されていることを特徴とする、請求項１６乃至１７及び１８のいずれかに記載のガスタービンエンジン。
【請求項２０】
構造体（３０）は、エンジンフレーム２２に連結するための手段（３９）を備えた第４環状板形部分（３８）を有することを特徴とする、請求項１８又は１９に記載のガスタービンエンジン。
【請求項２１】
第４板形部分（３８）は、環状中央部材（３５）に固定されていることを特徴とする、請求項１６乃至１７及び２０のいずれかに記載のガスタービンエンジン。
【請求項２２】
第３環状板形部分（３６）及び第４環状板形部分（３８）は、異なる方向に延出することを特徴とする、請求項２０又は２１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項２３】
前記環状板形部分（３１、３３、３６、３８）の少なくとも１つが、円錐形であることを特徴とする、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。
【請求項２４】
軸受支持構造体（３０）は、高圧タービン（１３）及び低圧タービン（１４）間に位置するエンジン機尾フレーム（２２）に連結されていることを特徴とする、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。
【請求項２５】
後方位置のタービンフレーム機尾取り付け部（２７）が、前記エンジンフレーム（２２）に締着されていることを特徴とする、請求項１４乃至２４のいずれかに記載のガスタービンエンジン。
【請求項１】
ガスタービンエンジン内で、それぞれ第１及び第２ロータ（１５、１７）を回転可能に支持するようになっている半径方向内側の第１及び第２軸受（２８、２９）と、半径方向外側のエンジンフレーム（２２）との間に設置される軸受支持構造体（３０）において、第１環状板形部分（３１）、及びその第１端部に第１軸受を支持するための手段（３２）と、第２環状板形部分（３３）、及びその第１端部に第２軸受を支持するための手段（３４）とを有する軸受支持構造体（３０）であって、
第１及び第２板形部分（３１、３３）は、互いに結合されて、ガスタービンエンジン内に設置される一体型ユニットを形成することを特徴とする、軸受支持構造体。
【請求項２】
第１環状板形部分（３１）及び第２環状板形部分（３３）は、結合点から異なる方向に延出することを特徴とする、請求項１に記載の軸受支持構造体。
【請求項３】
構造体（３０）は、環状中央部材（３５）を有し、また、第１及び第２板形部分（３１、３３）は、環状中央部材に固定されていることを特徴とする、請求項１又は２に記載の軸受支持構造体。
【請求項４】
環状中央部材（３５）は、前記第１及び第２板形部分（３１、３３）間に面して環状中央部材の反対側に通じる通路を形成する開口部（４０）を有することを特徴とする、請求項３に記載の軸受支持構造体。
【請求項５】
構造体（３０）は、エンジンフレームに連結するための手段（３７）を備えた第３環状板形部分（３６）を有す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軸受支持構造体。
【請求項６】
第３板形部分（３６）は、環状中央部材（３５）に固定されていることを特徴とする、請求項３乃至４及び５のいずれかに記載の軸受支持構造体。
【請求項７】
第２板形部分（３３）及び第３板形部分（３６）は、軸受支持構造体の中心軸（２）に対してほぼ同一の傾きで延出することを特徴とする、請求項５又は６に記載の軸受支持構造体。
【請求項８】
構造体（３０）は、エンジンフレームに連結するための手段（３９）を備えた第４環状板形部分（３８）を有することを特徴とする、請求項５乃至７のいずれかに記載の軸受支持構造体。
【請求項９】
第４板形部分（３８）は、環状中央部材（３０）に固定されていることを特徴とする、請求項３乃至４及び８のいずれかに記載の軸受支持構造体。
【請求項１０】
第２板形部分（３３）及び第３板形部分（３６）は、軸受支持構造体の中心軸（２）に対してほぼ同一の傾きで延出することを特徴とする、請求項８又は９に記載の軸受支持構造体。
【請求項１１】
第３環状板形部分（３６）及び第４環状板形部分（３８）は、異なる方向に延出することを特徴とする、請求項８乃至１０のいずれかに記載の軸受支持構造体。
【請求項１２】
軸受支持構造体（３０）は、断面がほぼＸ字形であり、第１及び第２板形部分（３１、３３）は、それぞれＸ字の１つの脚部を形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軸受支持構造体。
【請求項１３】
前記環状板形部分（３１、３３、３６、３８）の少なくとも１つが、円錐形であることを特徴とする、請求項１乃至１２のいずれかに記載の軸受支持構造体。
【請求項１４】
第１及び第２ロータと、それぞれ該第１及び第２ロータ（１５、１７）を回転可能に支持する第１及び第２軸受（２８、２９）と、エンジンフレーム（２２）と、半径方向において前記軸受及び前記エンジンフレーム間に配置された軸受支持構造体（３０）とを備え、軸受支持構造体（３０）は、第１環状板形部分（３１）、及びその第１端部に前記第１軸受２８を支持するための手段（３２）と、第２環状板形部分（３３）、及びその第１端部に前記第２軸受２９を支持するための手段（３４）とを有する、ガスタービンエンジン（１）であって、前記第１及び第２板形部分（３１、３３）は、互いに結合されて、ガスタービンエンジン内に一体型ユニットを形成することを特徴とする、ガスタービンエンジン。
【請求項１５】
第１環状板形部分（３１）及び第２環状板形部分（３３）は、結合点から異なる方向に延出することを特徴とする、請求項１４に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１６】
軸受支持構造体（３０）は、環状中央部材（３５）を有し、また、第１及び第２板形部分（３１、３３）は、環状中央部材に固定されていることを特徴とする、請求項１３乃至１５のいずれかに記載のガスタービンエンジン。
【請求項１７】
環状中央部材（３５）は、前記第１及び第２環状板形部分（３１、３３）間に面して環状中央部材の反対側に通じる通路を形成する開口部（４０）を有することを特徴とする、請求項１６に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１８】
軸受支持構造体（３０）は、エンジンフレームに連結するための手段（３７）を備えた第３環状板形部分（３６）を有することを特徴とする、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。
【請求項１９】
第３板形部分（３６）は、環状中央部材（３５）に固定されていることを特徴とする、請求項１６乃至１７及び１８のいずれかに記載のガスタービンエンジン。
【請求項２０】
構造体（３０）は、エンジンフレーム２２に連結するための手段（３９）を備えた第４環状板形部分（３８）を有することを特徴とする、請求項１８又は１９に記載のガスタービンエンジン。
【請求項２１】
第４板形部分（３８）は、環状中央部材（３５）に固定されていることを特徴とする、請求項１６乃至１７及び２０のいずれかに記載のガスタービンエンジン。
【請求項２２】
第３環状板形部分（３６）及び第４環状板形部分（３８）は、異なる方向に延出することを特徴とする、請求項２０又は２１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項２３】
前記環状板形部分（３１、３３、３６、３８）の少なくとも１つが、円錐形であることを特徴とする、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。
【請求項２４】
軸受支持構造体（３０）は、高圧タービン（１３）及び低圧タービン（１４）間に位置するエンジン機尾フレーム（２２）に連結されていることを特徴とする、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。
【請求項２５】
後方位置のタービンフレーム機尾取り付け部（２７）が、前記エンジンフレーム（２２）に締着されていることを特徴とする、請求項１４乃至２４のいずれかに記載のガスタービンエンジン。
【図１】
【図２】
【図３】
【図２】
【図３】
【公表番号】特表２００８−５１６１４３（Ｐ２００８−５１６１４３Ａ）
【公表日】平成２０年５月１５日（２００８．５．１５）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００７−５３５６２８（Ｐ２００７−５３５６２８）
【出願日】平成１７年９月１３日（２００５．９．１３）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＳＥ２００５／００１３３１
【国際公開番号】ＷＯ２００６／０３８８４２
【国際公開日】平成１８年４月１３日（２００６．４．１３）
【出願人】（５００２０４２６７）ボルボ エアロ コーポレイション (26)
【公表日】平成２０年５月１５日（２００８．５．１５）
【国際特許分類】
【出願日】平成１７年９月１３日（２００５．９．１３）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＳＥ２００５／００１３３１
【国際公開番号】ＷＯ２００６／０３８８４２
【国際公開日】平成１８年４月１３日（２００６．４．１３）
【出願人】（５００２０４２６７）ボルボ エアロ コーポレイション (26)
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