本発明は、タービンエンジンの少なくとも１つの軸ベアリング（８）をマウントするための部品によって形成され、さらには、前記マウント部品のための突起を形成する支持部品（１１）によって形成されたアセンブリに関する。前記マウント部品は、エンジンのガスが通過する少なくとも１つの流路（２）を備えると共に、さらに、前記流路をエンジンの外側構造（１０）に接続可能で、かつ、前記ベアリングを保持するハウジングに接続可能な接続部品（３、４）を備えている。接続部品の少なくとも１つは、前記流路（２）の径方向変位を可能とするように柔軟性があり、前記径方向変位の増大は、前記支持部品（１１）によって支持された突起（１２、２２）に当接するマウント部品の要素（２、３）の少なくとも１つによって制限されている。前記支持部品（１１）は、タービンエンジンのタービンホイール（６）と位置合わせして配置されるタービンシュラウド（１１ｂ）を形成するように、タービンエンジンの回転軸方向に沿って延設している。
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本発明は、少なくとも１つのタービンホイール（１８、２０）を担持する少なくとも１つのシャフト（１２、２２）を有するターボ機械（１０）に関する。シャフト（１２、２２）は、ターボ機械（１０）の通常利用状態で実質的に垂直に配向され、シャフト（１２、２２）は単一軸受（１４、２４）によって保持される。
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本発明は、ガスタービンエンジンからのガスを排出する装置に関し、この装置は、ガス流路（Ｖ）をその間に規定する外壁（１１）及び内壁（１２）を有し、内壁（１２）は、内側空洞（Ｃ）を規定する中央体（１２）を形成し、外壁（１１）は、穿孔され、且つ、音響周波数の第１範囲内の騒音を減衰させるための少なくとも１つの外側共鳴空洞（１３）との連通状態にある。本装置は、ガス流路（Ｖ）を通じて延在する、外側空洞（１３）及び内側空洞（Ｃ）を流体連通状態に配置する手段（１５）を有し、この結果、内側空洞（Ｃ）は、音響周波数の第２範囲内の騒音を減衰させるための共鳴空洞を形成することを特徴とする。本発明は、音響周波数の２つの範囲を減衰させるのに適している。
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本発明は、ガス通路（Ｖ）に沿ってガスを誘導するための管（１０）を意図した騒音減衰カバリングに関する。前記カバリングは、ガス通路（Ｖ）を画定する壁（１２）と、少なくとも１つの共鳴空洞（１３）とを備え、壁（１２）は、騒音を減衰させるために、ガス通路（Ｖ）と共鳴空洞（１３）の間の流体連通のために穴（１８）が穿孔される。本発明は、穴（１８）がほぼ同一の直径を有し、かつ前記管（１０）がガスを下流側方向に誘導するように構成されているため、壁表面単位（１２）当たりの前記開口部（１８）の数が、ガス通路（Ｖ）に沿って下流側方向に連続的に減少し、その結果前記ガス通路（Ｖ）に沿ってほぼ一定の音響抵抗を前記壁（１２）にもたらし、そのため騒音減衰がガス通路（Ｖ）に沿って最適化されることを特徴とする。
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本発明は、構造がより頑丈でより安全に使用できる低コストの燃焼室噴射装置に関する。上述の目的を達成するために、本発明は、具体的には部品を入れ子構造にしてセル部間の溶接を省くことを提案する。具体的には、燃焼／空気混合物の噴射装置（２）は、１つの軸（Ｘ’Ｘ）を中心として、少なくとも２つの環状吸気部（２２、２４）を有する渦流室（４０）と、センタリングガイドと、保持リング（２１）とを備える。環状部（２２、２４）は、軸方向内側ベンチュリ管（２６）および外側ベンチュリ管（２８）につながるセル導管（２５ａ、２５ａ’）を有する。環状部は同軸に取り付けられ、内側環状部（２４）は、軸方向壁および半径方向壁に嵌め込むことで外側環状部（２２）で自動心合わせされるのに適しており、組立後に、外側環状部（２２）は、１つの半径方向平面内で保持リング（２１）および内側環状部（２１）に溶接される。

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本発明は、特にタービンエンジン用の燃焼室（１００）であり、内側環状壁（１０２）と、外側環状壁（１０４）と、前記軸線を中心として延在する穿孔された環状チャンバ端部壁（１０６）とを有し、チャンバ端部壁には、燃料噴射器を受け入れるための少なくとも１つの開口（１１０）が設けられ、前記開口が、環状線と内側環状壁との間で半径方向に延在する第１のチャンバ端部壁部分（１０６ａ）、および環状線と外側環状壁との間で半径方向に延在する第２のチャンバ端部壁部分（１０６ｂ）を画定する環状線（１１３）上に実質的に中心を置く、燃焼室に関する。本発明は、接線方向に延在しながらチャンバ端部壁に直角な法線ベクトルに対して傾斜される第１および第２のチャネル（１１４、１１６）を含み、第１のチャネルが、第１の回転方向（ＳＧ１）に空気の流れを形成するように配置されるが、一方、第２のチャネルが、第１の回転方向と反対の第２の回転方向（ＳＧ２）に空気の流れを形成するように配置されることを特徴とする。
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本発明は、タービンエンジンのタービン（１）を冷却する方法およびシステムに関し、前記方法およびシステムは、ロータ弁の上流のステータ（７）と、ステータ（７）に隣接する下流の可動羽根ロータ（１１）の密封リング架台（９）とから成る冷却されるべき少なくとも一対の部品と、タービンケーシング（３）と、流出路（１３）とを備える。前記システムは、特に、周囲空気流（Ｆｓ）を引き込みかつ移送するように、冷却されるべき少なくとも１つの部品（７、９）に面したケーシング（３）内の少なくとも１つの開口部（１５）と、前記部品（７、９）に連絡した強制対流（１９、２４、２６、３０）を作り出す空気回路と、経路（１３）内の少なくとも１つの下流の流出路（５６）とを備える。
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本発明は、駆動部品の間のカービックカップリングにおける空気通路の封鎖を防止し、また保護要素の弱体化時の前記駆動部品の潜在的な損傷を防止することを目的とする。このために、本発明は、カービックカップリングのリングギヤによって軸方向アバットメントを形成することを考える。本発明によれば、カップリングは、２つのリング（２２、２４）を備え、各リングは、一方の駆動部品（１２、１４）の端部にあり、空気（Ｆ２、Ｆ４）がベアリング領域Ｚａの後ろをリングの歯の雄部分と雌部分との間を通過できると同時に、中心軸（Ｘ’Ｘ）を中心とする回転を前記駆動部品に伝達するように他方と係合される。リング（２２、２４）は、他方のリング（２２、２４）の上に取り付けられる駆動部品（１４、１２）を取り囲む要素（１９、１６）にそれぞれ面する外側リング延長部分（２２ｅ）および内側リング延長部分（２４ｉ）を形成するように、互いに対して少なくとも部分的に半径方向に延在される。本発明は、タービンエンジンのロータラインにて使用される。
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本発明は、飛行機の航空用タービンエンジンの適切な動作の地上管理のための方法に関する。したがって、試験が、飛行中の速度の急減速の操作の際の前記タービンエンジンの燃焼室のフレームアウト耐性を評価するために、運転中のタービンエンジンについて、所定の速度から、プログラムされた減少に従って燃料の流量の急な減少を実行することを含んでいる。
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