JP2003193803A - タービン間エンジンフレームを有する航空機エンジン - Google Patents

タービン間エンジンフレームを有する航空機エンジン

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JP2003193803A JP2002344850A JP2002344850A JP2003193803A JP 2003193803 A JP2003193803 A JP 2003193803A JP 2002344850 A JP2002344850 A JP 2002344850A JP 2002344850 A JP2002344850 A JP 2002344850A JP 2003193803 A JP2003193803 A JP 2003193803A
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 本発明は、エンジンを航空機に取り付けるた
めに用いられるフレームに関する。 【解決手段】 周方向に間隔を離して配置された複数の
ストラット90が、第１構造リング86と第２構造リング88
との間を延びる。前部中心ボア84を有する前部サンプ部
材104、及び後部中心ボア85を有する後部サンプ部材106
が、それぞれタービンフレーム60の前部108及び後部110
に固定的に接合される。フレーム連結手段が、第１構造
リング86上に設けられる。フレーム連結手段は、Ｕ形状
クレビス122を含むことができる。フレーム60は、第１
ロータ29の第１タービン24と第２ロータ31の第２タービ
ン26との間に軸方向に配置されたタービン間フレーム60
とすることができる。第２タービン26の軸線方向重心CG
は、後部サンプ部材106により支持された第２タービン
フレーム軸受76近くを通る。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、航空機用ガスター
ビンエンジンに関し、具体的には、ロータを軸受におい
て支持し、エンジンを航空機に取り付けるために用いら
れるフレームを有するエンジンに関する。
【０００２】
【従来の技術】ターボファン型のガスタービンエンジン
は、通常、前部ファン及びブースタ圧縮機と、中間コア
エンジンと、後部低圧出力タービンとを含む。コアエン
ジンは、高圧圧縮機と、燃焼室と、高圧タービンとを直
列流通関係で含む。コアエンジンの高圧圧縮機と高圧タ
ービンは、高圧シャフトにより相互連結される。高圧圧
縮機と、タービンと、シャフトとが、実質的に高圧ロー
タを形成する。高圧圧縮機は、回転駆動されて、コアエ
ンジンに流入する空気を比較的高圧まで加圧する。次
に、高圧の空気は、燃焼器において燃料と混合され、点
火されて高エネルギーのガス流を生成する。ガス流は後
方へ流れ、高圧タービンを通り、該高圧タービンと高圧
シャフトを回転駆動し、次に高圧シャフトが圧縮機を回
転駆動する。
【０００３】高圧タービンを出たガス流は、第２タービ
ンすなわち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とブースタ圧縮機を
回転駆動し、これらの全てが低圧ロータを形成すること
になる。低圧シャフトは、高圧ロータを通って延びる。
生み出される推力の大部分が、ファンにより生成され
る。エンジンフレームが、軸受を支持し、保持するため
に用いられ、該軸受は、次いでロータを回転可能に支持
する。従来のターボファンエンジンは、ファンフレーム
と、中間フレームと、後部タービンフレームとを有す
る。軸受支持フレームは、重量があり、エンジンの重
量、長さ、及び費用を増加させる。
【０００４】現代の大型商業用ターボファンエンジン
は、高いバイパス比構造と、低圧タービンと高圧タービ
ンとの間の大きな移行ダクトを備え、高い作動効率を有
するものである。フレーム、特にエンジンの高温部に配
置されたフレームは、複雑で高価である。他の中型ター
ボファンエンジンは、差動軸受構成を介するＨＰロータ
支持体を設けることにより、一つのフレームを無くして
おり、そこでは、高圧ロータと低圧ロータとの間に軸間
軸受すなわち差動軸受を有し、該高圧ロータが該低圧ロ
ータの上に乗っている。新しい商業用エンジンの設計
は、タービンの効率を向上させるために、逆回転ロータ
を組み入れている。逆回転ロータは、特に高温部におい
て、燃料効率を良くするために厳格な間隙制御を要する
高圧力比の部品間隙に悪影響を与えることがある。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】従って、上述の欠点を
回避し、エンジンの長さ、重量、及び費用を減少させ、
先端の間隙の性能を向上させる代替的な軸受支持組立体
への必要性が存在する。
【０００６】
【課題を解決するための手段】航空機用ガスタービンエ
ンジンのタービンフレームが、第１構造リングと、中心
軸線の周りに第１構造リングと同軸に配置され、かつそ
の半径方向内方に間隔をおいて配置された第２構造リン
グと、第１構造リングと第２構造リングとの間を半径方
向に延びる、周方向に間隔を離して配置された複数のス
トラットとを含む。前部中心ボアを有する前部サンプ部
材、及び、後部中心ボアを有する後部サンプ部材が、そ
れぞれタービンフレームの前部及び後部に固定的に接合
される。エンジンを航空機に連結するためのフレーム連
結手段が、第１構造リング上に配置される。前部及び後
部中心ボアは、円筒形とすることができ、フレーム連結
手段は、少なくとも１つのＵ形状クレビスを含むことが
できる。
【０００７】本発明の一実施形態は、ガスタービンエン
ジン組立体であり、この組立体においては、フレーム
が、第１ロータの第１タービンと第２ロータの第２ター
ビンとの間に軸方向に配置されたタービン間フレームで
ある。第1タービンは、第２タービンの前方に配置さ
れ、第２ロータは、第１ロータと同軸に、かつその半径
方向内方に、少なくとも一部が回転できるように配置さ
れた第２シャフトを含む。第２ロータは、後部サンプ部
材の後部中心ボア内に取り付けられた最後方の第２ター
ビンフレーム軸受により支持され、第１ロータは、前部
サンプ部材の前部中心ボアに取り付けられた第１タービ
ンフレーム軸受により一部が支持される。第２タービン
の軸線方向重心は、第２タービンフレーム軸受又はその
極めて近くを通る。本発明のより具体的な実施形態にお
いて、第２タービンは、構造ディスクの前部スペーサア
ーム及び後部スペーサアームによりそれぞれ相互連結さ
れた、軸方向に隣接するロータディスクを有するタービ
ンディスク組立体を含む。このタービンディスク組立体
は、軸線方向重心又はその近くで第２シャフトに連結さ
れる。タービンディスクを第２シャフトに駆動連結する
ために、円錐形のシャフト延長部を用いることができ
る。この円錐形のシャフト延長部は、軸線方向重心又は
その近くでタービンディスク組立体に連結される。ロー
タディスクは、そこから半径方向外方に延びるウェブに
よってリムに連結されるハブを有し、各々のロータディ
スクは、ディスクリムにおいて支持されたブレードの列
を支持する。
【０００８】後部サンプ部材は、前部サンプ部材の第２
の半径よりも実質的に大きい、エンジンの中心軸線から
測定された第１の半径を有することができる。第１の半
径は、第２の半径の１５０パーセントから２５０パーセ
ントまでの範囲の大きさにすることができる。
【０００９】本発明は、タービンの後部フレームを外側
案内羽根組立体で置き換えるものであり、タービン移行
ダクト間隙を、ＨＰ及びＬＰロータの双方を回転可能に
支持するタービン間フレームを組み入れるために用いる
ことにより、費用及び重量の減少という利点をもたらす
ものである。ＬＰシャフトの臨界速度がＨＰロータ速度
の影響から切り離されることにより、間隙性能の向上が
得られる。低圧タービン軸受をタービン間に取り付ける
ことにより、低圧タービン軸受の直径が増加され、それ
により低圧タービン支持体の剛性が増すため、間隙性能
が向上する。低圧タービン軸受の直径の増加はまた、低
圧タービンシャフトのＬＰシャフトのコーンの長さの減
少をもたらす。
【００１０】
【発明の実施の形態】本発明の上述の態様及び他の特徴
は、添付の図面に関連してなされる以下の記述において
説明される。
【００１１】図１及び図２に概略的に示されるのは、エ
ンジンの中心軸線８の周りを囲む第１の例示的なターボ
ファン型ガスタービンエンジン１０であり、このエンジ
ンは、周囲空気１４を受けるファン１２と、ブースタす
なわち低圧圧縮機（ＬＰＣ）１６と、高圧圧縮機（ＨＰ
Ｃ）１８と、ＨＰＣ１８により加圧された空気１４と燃
料を混合して燃焼ガスを生成し、該燃焼ガスを高圧ター
ビン（ＨＰＴ）２４に通して下流に流れさせる燃焼器２
０と、該燃焼ガスをエンジン１０から排出させる低圧タ
ービン（ＬＰＴ）２６とを有する。第１すなわち高圧シ
ャフト２８が、ＨＰＴ２４をＨＰＣ１８に接合して、第
１すなわち高圧ロータ２９を実質的に形成する。第２す
なわち低圧シャフト３０が、ＬＰＴ２６をファン１２と
低圧圧縮機１６の双方に接合して、第２すなわち低圧ロ
ータ３１を実質的に形成する。高圧圧縮機（ＨＰＣ）１
８、燃焼器２０、及び高圧タービン（ＨＰＴ）２４は、
まとめてコアエンジン２５と呼ばれ、このコアエンジン
には、本特許の目的のために、高圧シャフト２８が含ま
れる。第２すなわち低圧シャフト３０は、第１すなわち
高圧ロータ２９と同軸に、かつその半径方向内方に、少
なくとも一部が回転できるように配置される。
【００１２】エンジン１０は、エンジンケーシングによ
り中間エンジンすなわちタービン間フレーム６０に連結
された、前部すなわちファンフレーム３４を含むフレー
ム構造体３２を有する。エンジン１０は、航空機の翼か
ら下方に延びるパイロン（図示せず）などにより、航空
機の内部又は航空機に取り付けられる。タービンフレー
ム６０は、中心軸線８の周りに同軸に配置された第１構
造リング８６を含むが、この第１構造リングはケーシン
グであってもよい。タービンフレーム６０は、中心軸線
８の周りに第１構造リング８６と同軸に、かつ、その半
径方向内方に間隔をおいて配置された第２構造リング８
８を更に含む。第２構造リング８８はまた、ハブと呼ぶ
こともできる。周方向に間隔を離して配置された複数の
ストラット９０が、第１リング８６と第２リング８８と
の間を半径方向に延び、該第１及び第２リングに固定的
に接合される。ここに示される本発明の例示的な実施形
態においては、ストラット９０は中空であるが、他の実
施形態においては、ストラットを中空にしなくてもよ
い。エンジンは、前方に配置された、ファンフレーム３
４上にあるファンフレーム前部取付部１１８、及び、後
方に配置された、タービンフレーム６０上にあるタービ
ンフレーム後部取付部１２０によって航空機に取り付け
られる。このエンジン１０を、前部取付部１１８及び該
前部取付部１１８から軸方向下流に間隔をおいて配置さ
れた後部取付部１２０において、パイロンにより航空機
の翼の下に取り付けることができる。後部取付部１２０
は、パイロンに固定的に接合されたプラットフォーム
に、タービンフレーム６０を固定的に接合するために用
いられる。ここに示す本発明の例示的な実施形態におい
て、後部取付部１２０は、Ｕ形状クレビス１２２を含
む。従来の取付部は、タービンフレーム６０上に周方向
に間隔を離して配置された一組のＵ形状クレビス１２２
（図の断面図においては、１つのＵ形状クレビスだけが
示される）を用いることが多い。Ｕ形状クレビス１２２
は、１組のリンクに対し１組のピンで連結されるように
設計される。このリンクは、パイロン底部のプラットフ
ォームに連結される。Ｕ形状クレビス１２２は、エンジ
ンを航空機に連結するための一つの型のフレーム連結手
段である。クレビス以外の他の型の取付手段が、航空機
産業においては公知であり、本発明のフレーム及びエン
ジンを航空機に取り付けるために、該他の型の取付手段
を利用することができる。
【００１３】低圧シャフト３０の前端６４は、第１軸受
支持構造体４４に取り付けられた前部スラスト軸受４３
と、第２軸受支持構造体４７に取り付けられた玉軸受で
ある第２軸受３６とにより、ファンフレーム３４から軸
方向及び半径方向に支持される。第１及び第２軸受支持
構造体４４、４７は、ファンフレーム３４に固定的に取
り付けられる。円錐形のシャフト延長部１０７が、低圧
シャフト３０の後端に連結される。円錐形のシャフト延
長部１０７と、これに連結された低圧シャフト３０は、
第３軸受支持構造体に取り付けられた第３軸受７６によ
り、半径方向に支持される。第３軸受支持構造体は、こ
こでは後部軸受支持構造体９７と呼ばれ、タービンフレ
ーム６０の後部１１０に取り付けられる。従って、第１
ロータ２９は、最後方の第１ロータ支持軸受である第３
軸受７６により、最後方で回転可能に支持される。本発
明のタービンフレーム６０は、ＨＰＴ２４とＬＰＴ２６
との間に軸方向に配置され、よって、低圧タービン２６
全体を実質的に支持する。タービンフレーム６０は、第
１ロータの第１タービンと第２ロータの第２タービンと
の間、すなわち高圧ロータ２９のＨＰＴ２４と低圧ロー
タ３１のＬＰＴ２６との間に軸方向に配置されるので、
タービン間フレームと呼ばれており、中間エンジンフレ
ームと呼ばれることもある。ＨＰＴ２４とＬＰＴ２６と
の間の移行ダクト１１４が、タービン間フレーム６０を
貫通する。
【００１４】高圧ロータ２９のＨＰＣ１８のＨＰＣ前端
７０は、ファンフレーム３４に取り付けられた第４軸受
支持構造体８２に取り付けられた第４軸受８０により、
半径方向に支持される。高圧ロータ２９の後端９２は、
タービン間フレーム６０の前部１０８に取り付けられ
た、ここでは前部軸受支持構造体９６と呼ばれる第５軸
受支持構造体に取り付けられた第５軸受９４により、半
径方向に支持される。前部及び後部軸受支持構造体９６
及び９７は、それぞれタービン間フレーム６０の前部及
び後部１０８、１１０に固定的に接合され、取り付けら
れる。前部及び後部サンプ部材１０４、１０６が、ター
ビン間フレーム６０に接合され、前部及び後部軸受支持
構造体９６、９７により支持される。前部サンプ部材１
０４は、サンプ部材の前部円筒形中心ボア８４内に第５
軸受９４を支持し、後部サンプ部材１０６は、サンプ部
材の後部円筒形中心ボア８５内に第３軸受７６を支持す
る。本特許の目的のため、前部サンプ部材１０４の第５
軸受９４、及び後部サンプ部材１０６の第３軸受７６
は、それぞれ前部すなわち第１タービンフレーム軸受、
及び、後部すなわち第２タービンフレーム軸受と呼ぶこ
とができる。
【００１５】低圧タービン（ＬＰＴ）２６は、複数のロ
ータディスク４０を含み、各々のロータディスク４０
は、ハブ４２と、該ハブ４２からロータディスク４０の
周囲を定めるリム４６まで半径方向外向きに延びるウェ
ブ４１とを有する。各々のロータディスク４０は、ブレ
ード４８の列を支持し、各々のブレード４８は、ディス
クリム４６のスロット５１内に支持されたダブテール形
状の根元部４９を含んでおり、固定羽根５２の列が、回
転ブレード４８の列の間でケース５４から半径方向内向
きに延びる。隣接するロータディスク４０は、構造ディ
スクの前部及び後部スペーサアーム３９及び３７によ
り、それぞれ相互連結され、これらスペーサアーム３９
及び３７は、リム４６又はハブ４２と単一部品として形
成されるか、或いは、リム４６又はハブ４２に堅く連結
され、隣接するディスク間の曲げモーメントを伝える。
【００１６】ここに示される本発明の例示的な実施形態
において、前部スペーサアーム３９及び後部スペーサア
ーム３７は、ディスク４０と単一部品として一体に形成
され、ボルト継手１００により互いにボルト止めされ、
図４により詳細に示すように、低圧タービン（ＬＰＴ）
２６の低圧タービンディスク組立体５０を形成する。前
部及び後部スペーサアーム３９及び３７は、ディスクリ
ム４６から離れるように、それぞれ軸方向前方及び後方
に延び、半径方向内向きに延びる連結フランジ５８をス
ペーサアーム端部に有する。隣接する前部及び後部スペ
ーサアーム３９及び３７は、連結フランジ５８内の孔１
０３を通るボルト１０２を有するボルト継手１００によ
り互いにボルト止めされる。再び図２を参照すると、低
圧タービンのシャフトコーンとも呼ばれる円錐形のシャ
フト延長部１０７が、低圧タービンディスク組立体５０
を低圧シャフト３０に駆動連結する。
【００１７】第３軸受７６の軸方向の位置は、ＨＰＴ２
４或いはタービンディスク組立体５０の軸線方向重心Ｃ
Ｇのできるだけ近くに軸方向に位置決めされる。タービ
ンディスク組立体５０の軸線方向重心ＣＧは、第３軸受
７６の軸心ＡＣ、又はその極めて近くを通るのが理想的
である。ここに示される本発明の例示的な実施形態にお
いて、軸線方向重心ＣＧは、４つのロータディスク４０
のうちの第２と第３のロータディスク間のボルト継手１
００に近接している。シャフト延長部１０７は、ＬＰＴ
２６の複数のロータディスク４０、又はＬＰＴ２６自体
の軸線方向重心ＣＧのできるだけ近くで連結される。Ｌ
ＰＴ２６の後部は、ケース５４と環状のボックス構造体
１３４との間を半径方向に延びる出口案内羽根１３２の
固定列を支持する出口案内羽根組立体１３０である。ド
ーム形状のカバープレート１３６が、環状のボックス構
造体１３４にボルト止めされる。
【００１８】後部サンプ部材１０６は、エンジンの中心
軸線８からの第１の半径Ｒ１を有し、この半径Ｒ１は、
前部サンプ部材１０４の第２の半径Ｒ２より実質的に大
きい。第１の半径Ｒ１は、第２の半径Ｒ２の１５０パー
セントから２５０パーセントまでの範囲の大きさとする
ことができる。後部サンプ部材１０６は、同じくらいの
寸法の従来エンジンにおける距離より実質的に大きい距
離だけ、エンジンの中心軸線８から半径方向に配置され
る。これにより後部中心ボア８５内の第３軸受７６が補
強される。これらの設計特性は、円錐形のシャフト延長
部１０７と、ＬＰＴ２６を回転可能に支持する第３軸受
７６の剛性が増すことにより、操作用の間隙が向上す
る。
【００１９】図３に概略的に示されるのは、タービンフ
レーム６０が該タービンフレームの後部１１０に取り付
けられた、後部軸受支持構造体９７と呼ばれる一つの軸
受支持構造体だけを有する別のターボファン型ガスター
ビンエンジンの構成である。低圧シャフト３０は、ター
ビンフレーム６０に取り付けられた後部サンプ部材１０
６内に取り付けられた第３軸受７６により、半径方向に
回転可能に支持される。高圧ロータ２９の後端９２は、
第２タービンフレーム軸受（第３軸受７６）の半径方向
内方に配置された環状の凹部１５０内に取り付けられた
差動軸受１４４（軸間軸受とも呼ばれる）により半径方
向に支持される。環状の凹部１５０は、低圧シャフト３
０の後端９２の半径方向に拡大された部分１５２の中に
軸方向後方に延びている。従って、第３軸受７６と差動
軸受１４４は、タービンフレーム６０に取り付けられた
後部サンプ部材１０６内に収容され、かつ、該後部サン
プ部材１０６内に回転可能に支持される。図２に示すタ
ーボファン型ガスタービンエンジンの構成に代わるこの
構成は、タービン間フレーム６０の後部１１０に取り付
けられた後部軸受支持構造体９７と呼ばれる一つの軸受
支持構造体だけを有する。第３軸受７６の軸方向の位置
は、ＨＰＴ２４又はタービンディスク組立体５０の軸線
方向重心ＣＧのできるだけ近くに軸方向に配置されるの
ではなく、代わりに、相当量の距離Ｄだけ離して間隔を
おいて配置される。更に別の代わりの構成では、第３軸
受７６の軸方向の位置を、ＨＰＴ２４又はタービンディ
スク組立体５０の軸線方向重心ＣＧのできるだけ近くに
軸方向に配置することができる。これにより、タービン
ディスク組立体５０の軸線方向重心ＣＧが第３軸受７６
の軸心ＡＣ又はその極めて近くを通されるようになる。
【００２０】本発明を例示の手法で説明してきた。使用
された用語は、限定的ではなく説明の性質を帯びるよう
に意図されていることを理解されたい。ここでは本発明
の好ましい例示的な実施形態であると考えられるものに
ついて説明してきたが、この実施形態に限られるもので
はない。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理
解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例
に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【図１】 低圧タービンと高圧タービンとの間に軸方向
に配置された後部フレームによってのみ支持される低圧
タービンを有する、航空機用ターボファン型ガスタービ
ンエンジンの例示的な実施形態の縦断面図。
【図２】 図１の後部フレームとロータの拡大図。
【図３】 タービン間フレームにロータを支持する差動
軸受構成を有するエンジンの第２の例示的な実施形態の
後部フレームとロータの拡大図。
【図４】 図２に示す低圧タービンのディスクのボルト
継手の拡大図。
【符号の説明】
８ 中心軸線 ２４ 高圧タービン ２６ 低圧タービン ２８ 高圧シャフト ２９ 高圧ロータ ３０ 低圧シャフト ３１ 低圧ロータ ３６、４３、７６、８０、９４ 軸受 ４０ ロータディスク ５０ タービンディスク組立体 ６０ タービン間フレーム ８４、８５ 中心ボア ８６、８８ 構造リング ９０ ストラット １０４、１０６ サンプ部材 １０７ シャフト延長部 １２２ Ｕ形状クレビス

Claims (10)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 航空機用ガスタービンエンジンのタービ
    ンフレーム（６０）であって、 第１構造リング（８６）と、 中心軸線８の周りに前記第１構造リング（８６）と同軸
    に、かつ該第１構造リング（８６）の半径方向内方に間
    隔をおいて配置された第２構造リング（８８）と、 前記第１構造リング（８６）と前記第２構造リング（８
    ８）との間を半径方向に延びる周方向に間隔を離して配
    置された複数のストラット（９０）と、 前部及び後部中心ボア（８４、８５）を有する前部及び
    後部サンプ部材（１０４、１０６）と、を備え、 該前部及び後部サンプ部材（１０４、１０６）が、それ
    ぞれ前記タービンフレーム（６０）の前部及び後部（１
    ０８、１１０）に固定的に接合され、 前記エンジンを航空機に連結するためのフレーム連結手
    段が、前記第１構造リング（８６）上に設けられた、こ
    とを特徴とするフレーム。
  2. 【請求項２】 前記前部及び後部中心ボア（８４、８
    ５）が、円筒形であることを特徴とする、請求項１に記
    載のフレーム。
  3. 【請求項３】 前記フレーム連結手段が、少なくとも一
    つのＵ形状クレビス（１２２）を含むことを特徴とす
    る、請求項１に記載のフレーム。
  4. 【請求項４】 前記前部及び後部中心ボア（８４、８
    ５）が、円筒形であることを特徴とする、請求項３に記
    載のフレーム。
  5. 【請求項５】 ガスタービンエンジン組立体であって、
    第１ロータ（２９）の第１タービン（２４）と第２ロー
    タ（３１）の第２タービン（２６）との間に軸方向に配
    置されたタービン間フレーム（６０）を備え、 前記第１タービンは、前記第２タービンの前方に配置さ
    れ、 前記第２ロータ（３１）は、前記第１ロータ（２９）と
    同軸に、かつ該第１ロータ（２９）の半径方向内方に、
    少なくとも一部が回転できるように配置された第２シャ
    フト（３０）を含み、 前記タービン間フレーム（６０）が、 第１構造リング（８６）と、 中心軸線（８）の周りに前記第１構造リング（８６）と
    同軸に、かつ該第１構造リング（８６）の半径方向内方
    に間隔をおいて配置された第２構造リング（８８）と、 前記第１構造リング（８６）と前記第２構造リング（８
    ８）との間を半径方向に延びる周方向に間隔を離して配
    置された複数のストラット（９０）と、 前部及び後部中心ボア（８４、８５）を有する前部及び
    後部サンプ部材（１０４、１０６）と、を備え、 該前部及び後部サンプ部材（１０４、１０６）が、それ
    ぞれ前記タービンフレーム（６０）の前部及び後部（１
    ０８、１１０）に固定的に接合され、 前記第２ロータ（３１）は、前記後部サンプ部材（１０
    ６）の前記後部中心ボア（８５）内に取り付けられた、
    その最後方にある第２タービンフレーム軸受（７６）に
    より支持され、 前記第１ロータ（２９）は、前記前部サンプ部材（１０
    ４）の前記前部中心ボア（８４）内に取り付けられた第
    1タービンフレーム軸受（９４）により一部が支持さ
    れ、 前記エンジンを航空機に連結するためのフレーム連結手
    段が、前記第１構造リング（８６）上に設けられた、こ
    とを特徴とする組立体。
  6. 【請求項６】 前記第２タービン（２６）の軸線方向重
    心（ＣＧ）が、前記第２タービンフレーム軸受（７６）
    を通るか、又は該第２タービンフレーム軸受（７６）の
    極めて近くを通ることを特徴とする、請求項５に記載の
    組立体。
  7. 【請求項７】 前記第２タービン（２６）が、構造ディ
    スクの前部及び後部スペーサアーム（３９、３７）によ
    りそれぞれ相互連結された、軸方向に隣接する複数のロ
    ータディスク（４０）を備えるタービンディスク組立体
    （５０）を含み、該タービンディスク組立体（５０）
    が、前記軸線方向重心（ＣＧ）又は該軸軸線方向重心
    （ＣＧ）の近くで前記第２シャフト（３０）に連結され
    ることを特徴とする、請求項５に記載の組立体。
  8. 【請求項８】 前記第２シャフト（３０）につながる前
    記タービンディスク組立体（５０）に駆動連結された円
    錐形のシャフト延長部（１０７）を更に備え、 前記円錐形のシャフト延長部（１０７）は、前記軸線方
    向重心（ＣＧ）又は該軸線方向重心（ＣＧ）の近くで前
    記タービンディスク組立体（５０）に連結され、 前記ロータディスク（４０）は、そこから半径方向外方
    に延びるウェブ（４１）によってリム（４６）に連結さ
    れた複数のハブ（４２）を有し、該ロータディスク（４
    ０）の各々が、前記ディスクリム（４６）に支持された
    ブレード（４８）の列を支持する、ことを特徴とする、
    請求項７に記載の組立体。
  9. 【請求項９】 航空機用ガスタービンエンジン組立体で
    あって、 高圧ロータ（２９）の高圧タービン（２４）と低圧ロー
    タ（３１）の低圧タービン（２６）との間に軸方向に配
    置されたタービン間フレーム（６０）を備え、 前記高圧タービン（２４）は、前記低圧タービン（２
    ６）の前方に配置され、 前記低圧ロータ（３１）は、前記高圧ロータ（２９）と
    同軸に、かつ該高圧ロータ（２９）の半径方向内方に、
    少なくとも一部が回転できるように配置された低圧シャ
    フト（３０）を含み、 前記タービン間フレーム（６０）が、 第１構造リング（８６）と、 中心軸線（８）の周りに前記第１構造リング（８６）と
    同軸に、かつ該第１構造リング（８６）の半径方向内方
    に間隔をおいて配置された第２構造リング（８８）と、 前記第１構造リング（８６）と前記第２構造リング（８
    ８）との間を半径方向に延び、周方向に間隔を離して配
    置された複数のストラット（９０）と、 前部及び後部中心ボア（８４、８５）を有する前部及び
    後部サンプ部材（１０４、１０６）と、を備え、 該前部及び後部サンプ部材（１０４、１０６）が、それ
    ぞれ前記タービンフレーム（６０）の前部及び後部（１
    ０８、１１０）に固定的に接合され、 前記低圧ロータ（３１）が、前記後部サンプ部材（１０
    ６）の前記後部中心ボア（８５）内に取り付けられた、
    その最後方にある第２タービンフレーム軸受（７６）に
    より支持され、 前記高圧ロータ（２９）が、前記前部サンプ部材（１０
    ４）の前記前部中心ボア（８４）内に取り付けられた第
    1タービンフレーム軸受（９４）により一部が支持さ
    れ、 前記エンジンを航空機に連結するためのフレーム連結手
    段が、前記第１構造リング（８６）上に設けられた、こ
    とを特徴とする組立体。
  10. 【請求項１０】 前記後部サンプ部材（１０６）が、前
    記前部サンプ部材（１０４）の第２の半径（Ｒ２）より
    実質的に大きい、前記エンジンの中心軸線（８）から測
    定された第１の半径（Ｒ１）を有し、該第１の半径（Ｒ
    １）は、前記第２の半径（Ｒ２）の１５０％から２５０
    ％までの範囲の大きさであり、前記低圧タービン（２
    ６）は、前記第２タービンフレーム軸受（７６）を通る
    か、又は該第２タービンフレーム軸受（７６）の極めて
    近くを通る軸線方向重心（ＣＧ）を有することを特徴と
    する、請求項９に記載の組立体。
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