JP2008525680A - ガスタービン中間構造および該中間構造を含むガスタービンエンジン - Google Patents

Abstract

【課題】ガスタービン中間構造がガスダクトの大きい半径方向変位量とガスダクトの大きい拡散とに対処する能力を高め、かつガスダクトをより短くすることを可能にする一方で、ガスダクトの空力機能を維持または向上させる。
【解決手段】第１の構造内のガスダクトから第２の構造内のガスダクトにガス流を案内するように構成されるガスダクト（５ｃ）からなるガスタービン中間構造（１４）において、中間構造ガスダクト（５ｃ）の入口（１９）は、中間構造ガスダクト（５ｃ）の出口（２０）に対して実質的に半径方向に変位し、少なくとも１個の案内羽根（２８、２９）が、中間構造ガスダクト（５ｃ）内に配置されて、ガス流を案内する。
【選択図】図２

Description

本発明は、ガスタービンの軸方向において第１および第２のガスタービン構造間に配置されるガスタービン中間構造であって、ガス流を前記第１の構造内のガスダクトから前記第２の構造内のガスダクトへと案内するように構成されるガスダクトからなるガスタービン中間構造に関する。本発明は、さらにまた、前記中間構造を含むガスタービンエンジンに関する。

このガスタービンエンジンは、特に航空機用ジェットエンジン用に設計される。ジェットエンジンには、相対的に低い速度で空気を取り入れて、燃焼により前記空気を加熱するとともに、はるかに高い速度で前記空気を噴射するさまざまな種類のエンジンが含まれることを意図している。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とターボファンエンジンとが含まれる。本発明は、以下では、ターボファンエンジンに関して説明されるが、当然ながらその他の種類のエンジンにも用いられうる。

ガスタービンエンジンは、取り入れられた空気を圧縮する圧縮部と、前記圧縮された空気を燃焼させる燃焼器と、燃焼ガスを膨張させるタービン部とからなる。タービン部は、複数個のタービンからなるとともに、１本または複数本のエンジン軸を介して圧縮部内の複数個の圧縮機を駆動するように構成される。

問題のガスタービン中間構造は、圧縮部内において、低圧圧縮機構造と高圧圧縮機構造との間に適用されうる。

問題のガスタービン中間構造は、さらにまた、タービン部内において、低圧タービン構造と高圧タービン構造との間に適用されうる。

いくつかのエンジン構成においては、中間構造のガスダクトが大きい半径方向変位量を有し、かつ大きい拡散／面積増加を可能にしうることが望ましい。これによってエンジンの効率と性能とが高められる。さらにまた、当然ながら、中間構造のガスダクトを軸方向に可能な限り短くして、エンジンの長さと重さとを減少させることが有効である。これらの３つの要求は、良好な空力特性を有する中間構造のガスダクトを設計することと、損失を低く維持し、かつ下流側の構造に良好な流入を与えることとを困難にする。中間構造のガスダクトは、短い軸方向の長さと大きい半径方向変位量と大きい拡散とを有するという観点において、過剰にアグレッシブであってはならない。過剰にアグレッシブなダクトは、ガス流を剥離させるとともに、大きい損失と下流側の第２の構造に流入する流れのひずみを創出する。

本発明の目的は、ガスタービン中間構造がガスダクトの大きい半径方向変位量とガスダクトの大きい拡散とに対処する能力を高め、かつ／またはガスダクトをより短くすることを可能にする一方で、ガスダクトの空力機能を維持または向上させることにある。

前記目的は、中間構造のガスダクトの入口が、実質的に、中間構造のガスダクトの出口に対して半径方向に変位せしめられることと、少なくとも１個の案内羽根が、中間構造のガスダクト内に配置されて、ガス流が案内されることとによって達成される。

１個または複数個のこのような案内羽根の設計と配置とを予め注意深く整えることにより、アグレッシブな中間構造のガスダクトから流出する流れの出口形状をさらに向上させるとともに、以って下流側の第２の構造に、ひずみが減じられたより良好な流入を与えることができる。

ひとつの好適な実施形態によれば、前記案内羽根は、ガスダクトを形成する壁部の湾曲部分に近接して配置される。このような案内羽根の存在は、隣接するガスダクト壁部からの境界層はがれを制限する条件を創出する。

前記実施形態のさらに他の開発形態によれば、外側案内羽根は、半径方向外側のガスダクト壁部から、中間構造のガスダクトの半径方向内側のガスダクト壁部からよりも小さい距離をおいて配置され、内側案内羽根は、半径方向内側のガスダクト壁部から、中間構造のガスダクトの半径方向外側のガスダクト壁部からよりも近い距離をおいて配置される。外側案内羽根を外側のガスダクト壁部の凸状湾曲に近接させ、内側案内羽根を内側のガスダクト壁部の凸状湾曲に近接させて配置することにより、下流側の第２の構造において、ひずみが減じられた特に良好な流入が達成されうる。

ある好適な実施形態によれば、前記中間構造は、負荷を伝達する複数個の半径方向支柱を含み、これらの支柱は、ガスダクトを通って延在し、前記案内羽根は、少なくとも１個の前記半径方向支柱に固定される。このような支柱を有する中間構造のガスダクトにおいて案内羽根または翼を用いることのひとつの利点は、前記案内羽根が二次流れを減少させるとともに、二次渦を、該二次渦により引き起こされる閉塞と損失とがより少ない端壁間近に維持するのに役立ちうるところにある。

以下に、図１に示される高バイパス比の航空エンジン１に関して、本発明を説明する。このエンジン１は、外側ハウジングまたはナセル２と、内側ハブ３と、前記外側ハウジングおよび前記ハブと同心であるとともに、前記ハウジングとハブとの間の間隙を、推進ガスを案内する内側一次ガス流路５とエンジンバイパスが循環する二次流路６とに分割する中間シュラウド４とからなる。これにより、各々のガス流路５、６は、エンジン１の軸方向１８に対して垂直な断面において環状となる。ファン７は、内側および外側ガス流路５、６の上流においてエンジン吸気部に配置される。

前記エンジン１は、低圧圧縮部の形態をとる第１のガスタービン構造８と、高圧圧縮部の形態をとる第２のガスタービン構造９とからなる。低圧圧縮部８と高圧圧縮部９との各々は、それぞれガスダクト５ａおよび５ｂからなる。

各々の圧縮部８、９は、複数個のロータ１０、１１とステータ１２、１３とからなる。１個おきの構成要素がステータ１２、１３であり、１個おきの構成要素がロータ１０、１１である。各々のステータ１２、１３は、ガスダクト５内の渦を巻くガス流を上流のロータから実質的に軸方向へと転換させる複数個の空力翼からなる。

軸方向中間構造１４は、第１および第２の構造８、９間に配置されるとともに、前記構造の各々に取り付けられる。このため、前記中間構造１４は、第１および第２の構造８、９のいずれにも隣接する。前記中間構造１４は、前記第１の構造のガスダクト５ａから第２の構造のガスダクト５ｂにガス流を案内して、以って前記第１、中間および第２の構造８、１４、９を介した連続的なガス流路を形成するように構成される環状ガスダクト５ｃからなる。このため、前記第１、中間および第２の構造８、１４、９のガスダクト５ａ、５ｃおよび５ｂは、前記一次ガス流路５の一部分を形成する。

これにより、ガスタービン圧縮機構造８、１４、９は、一次ガス流路５内においてガスを圧縮するように構成される圧縮システムを形成する。燃焼室１７は、高圧圧縮部９の下流に配置されて、一次ガス流路５からの圧縮ガスを燃焼させる。

前記中間構造のガスダクト５ｃは、アグレッシブな設計を有しており、すなわち短い軸方向距離において入口１９と出口２０との間で大きい半径方向の変位を有する。このため、中間構造のガスダクト５ｃの入口１９は、図２に示されるように、中間構造のガスダクト５ｃの出口２０に対して半径方向に実質的に変位せしめられる。ガスダクト５ｃは、入口１９における軸方向１８に対して実質的に平行な方向から、半径方向内方に急激に湾曲せしめられるとともに、然る後に外方に、再び軸方向１８に対して実質的に平行な方向へと湾曲せしめられる。

図２に示される実施形態において、中間構造のガスダクト５ｃの入口１９の半径方向内側壁部２１は、該中間構造のガスダクトの出口２０の半径方向外側壁部２２と略同じ半径方向距離に配置される。さらにまた、前記中間構造１４の軸方向の長さは、入口１９および出口２０におけるガスダクト中心線２３間の半径方向距離の５倍未満、好ましくは４倍未満、有利には３倍未満、特に約２倍とされる。

出口２０においてガスダクト５ｃを形成する壁部間の半径方向距離は、入口１９においてガスダクト５ｃを形成する壁部間の半径方向距離と略同じか、または前記半径方向距離より大とされる。これにより、軸方向に対して垂直な断面において入口１９と出口２０との間においてダクト５ｃの面積が大きく増加（拡散）する条件が創出される。

図２に示されるようにガスダクトが半径方向内方に曲がるときの該ガスダクトの内側壁部分３０の強い湾曲は、凸状部分３０のまわりにおいて流れが加速される内側壁部に沿った静圧の大きな降下を招く。この圧力降下は、境界層を厚くするとともに最終的に剥離させて、ダクトの性能を低くする強くて長い負の圧力勾配を生じしめる。この問題は、中間構造のガスダクト内において、ハブ３の一部分を形成する内側壁部の湾曲部分３０に近接して案内羽根または翼２９を配置することにより、解消または少なくとも緩和される。この案内羽根２９は、航空エンジン１の周方向に延在する。前記案内羽根２９は、連続的であるとともに、環状羽根を形成する。

半径方向内側の羽根２９は、中間構造のガスダクト５ｃ内に配置されるとともに、図２に示されるように、軸方向−半径方向の平面上において空力負荷を支えて、ガス流の案内と方向転換とを行なうようになっている。このため、羽根２９は、下流側の流れのひずみが抑制されるような態様に構成される。羽根２９は、肉薄かつ空力的形状とされる。前記羽根２９は、好ましくはエーロフォイル形とされる。

より詳細には、半径方向内側の案内羽根２９は、ガスダクト５ｃを形成する内側壁部の内方に凸状をなす湾曲部分３０に近接し、かつ前記湾曲部分に対して実質的に平行に配置される。このようにすると、ガスダクトの内側壁部からの境界層はがれが抑制される。

１個の半径方向外側の環状羽根または翼２８は、中間構造のガスダクト５ｃ内に配置されるとともに、図２および３に示されるように、軸方向−半径方向の平面上において空力負荷を支えて、ガス流の案内と方向転換とを行なうようになっている。この第２の環状羽根２８は、シュラウド４に対して、第１の羽根２９がハブ３に対して有する機能性と同様の機能性を有する。この第２の翼２８は、シュラウド４の一部分を形成するガスダクト外側壁部分３１の凸状湾曲に沿って流れを方向転換させるのに役立つ。このため、前記羽根２８は、下流側の流れのひずみが抑制されるような態様に構成される。この案内羽根２８は、航空エンジン１の周方向に延在する。案内羽根２８は、連続的であるとともに、環状羽根を形成する。羽根２８は、肉薄かつ空力的形状とされる。前記羽根２８は、好ましくはエーロフォイル形とされる。

ハブ３に沿って流れを方向転換させやすくするために用いられる第１の環状羽根２９は、実際には、シュラウド４の問題の凸状部分３１において負の圧力勾配を大きくする。この第２の羽根２８は、この設計では、シュラウド４上において剥離が起こる位置のすぐ上流に配置される。これにより、この領域および境界層において負の圧力勾配が減少する。このことは、ダクトの性能を大きく向上させる。

このため、半径方向外側の案内羽根２８は、ガスダクト５ｃを形成する外側壁部の内方に凸状をなす湾曲部分３１に近接し、かつ前記湾曲部分に対して実質的に平行に配置される。このようにすると、ガスダクトの外側壁部からの境界層はがれが抑制される。

中間構造１４は、図３の略図に示されるように、圧縮機の中間構造１４の周方向に互いに距離をおく複数個の半径方向アーム２７により、ハブ３とシュラウド４とを接続する。これらのアーム２７は、一般に支柱として知られている。支柱２７は、エンジン内において負荷を伝達するように設計される。さらにまた、これらの支柱は、中空とされて、油および／または空気の吸入および排出手段等の送給用構成要素や、測定された圧力および／または温度に関する情報を伝達する電気および金属ケーブル、始動エンジンの駆動軸等の器具を収容する。これらの支柱を用いて、冷却材を導くこともできる。

半径方向の支柱２７は、ガスダクト５ｃと介して延在し、半径方向外側の環状案内羽根２８は、少なくとも１個の前記半径方向の支柱に固定される。より詳細には、半径方向外側の環状案内羽根２８は、前記支柱の後縁部に接近して配置される。さらにまた、中間圧縮機構造１４内の内側の環状案内羽根２９は、少なくとも１個の前記半径方向の支柱２７の前縁部に接近して固定される。

シュラウド４とハブ３とを接続する圧縮機中間構造１４は、従来的に、中間ケース（ＩＭＣ）または中間圧縮機ケース（ＩＣＣ）と呼ばれる。

航空エンジン１は、高圧タービン部の形態をとるさらに他の第１のガスタービン構造１０８と、低圧タービン部の形態をとるさらに他の第２のガスタービン構造１０９とを含む。これらのタービン部１０８、１０９は、燃焼室１７の下流に配置される。低圧タービン部１０８および高圧タービン部１０９の各々は、それぞれガスダクト５ｄおよび５ｅを含む。

各々の圧縮部８、９は、複数個のロータ１１０、１１１とステータ１１２、１１３とからなる。１個おきの構成要素がステータ１１２、１１３であり、１個おきの構成要素がロータ１１０、１１１である。各々のステータ１１２、１１３は、ガスダクト５内の渦を巻くガス流を上流のロータから実質的に軸方向へと転換させる複数個の空力翼からなる。

軸方向中間構造１１４は、第１および第２のタービン構造１０８、１０９間に配置されるとともに、前記構造の各々に取り付けられる。前記中間構造１１４は、前記第１のタービン構造のガスダクト５ｄから第２のタービン構造のガスダクト５ｅにガス流を案内して、以って前記第１、中間および第２の構造１０８、１１４、１０９を介した連続的なガス流路を形成するように構成される環状ガスダクト５ｆからなる。このため、前記第１、中間および第２の構造１０８、１１４、１０９のガスダクト５ｄ、５ｆおよび５ｅは、前記一次ガス流路５の一部分を形成する。

これにより、ガスタービン構造１０８、１１４、１０９は、一次ガス流路５内においてガスを膨張させるように構成されるタービンシステムを形成する。

前記中間構造のガスダクト５ｆは、アグレッシブな設計を有しており、すなわち短い軸方向距離において入口１１９と出口１２０との間で大きい半径方向変位を有する（図４参照）。このため、中間構造のガスダクト５ｆの入口１１９は、中間構造のガスダクト５ｆの出口１２０に対して半径方向に実質的に変位せしめられる。ガスダクト５ｆは、入口１１９における軸方向１８に対して実質的に平行な方向から、半径方向外方に急激に湾曲せしめられるとともに、然る後に内方に湾曲せしめられて、出口１２０において再び軸方向１８に対して実質的に平行な方向になる。

図４に示される実施形態において、中間構造のガスダクト５ｆの入口１１９の半径方向外側壁部１２６は、該中間構造のガスダクトの出口１２０の半径方向内側壁部１２４と略同じ半径方向距離に配置される。さらにまた、前記中間構造１４の軸方向の長さは、入口１１９および出口１２０におけるガスダクト中心線１２３間の半径方向距離の５倍未満、好ましくは４倍未満、有利には３倍未満、特に約２倍とされる。

出口１２０においてガスダクト５ｆを形成する壁部間の半径方向距離は、入口１１９においてガスダクト５ｆを形成する壁部間の半径方向距離と略同じか、または前記半径方向距離より大とされる。これにより、軸方向に対して垂直な断面において入口１１９と出口１２０との間においてダクト５ｆの面積が大きく増加（拡散）する。

図４のガスダクト壁部分１３０に示されるように、シュラウド４が半径方向外方に曲がるときの該シュラウドの強い湾曲は、凸状部分１３０のまわりにおいて流れが加速される位置で静圧の大きな降下を招く。この圧力降下は、境界層を厚くするとともに最終的に剥離させて、ダクト５ｆの性能を低くする強くて長い負の圧力勾配を生じしめる。この問題は、中間構造のガスダクト５ｆ内において、シュラウド４の一部分を形成する外側壁部の湾曲部分１３０に近接して環状羽根または翼１２８を配置することにより、解消または少なくとも緩和される。

このため、半径方向外側の環状羽根１２８は、中間構造のガスダクト５ｆ内に配置されるとともに、図４に示されるように、軸方向−半径方向の平面上において空力負荷を支えて、ガス流の案内と方向転換とを行なうようになっている。羽根１２８は、下流側の流れのひずみが抑制されるような態様に構成される。案内羽根１２８は、航空エンジン１の周方向に延在する。この案内羽根１２８は、連続的であるとともに、環状羽根を形成する。前記羽根１２８は、肉薄かつ空力的形状とされる。前記羽根１２８は、好ましくはエーロフォイル形とされる。

半径方向外側の案内羽根１２８は、ガスダクト５ｆを形成する外側壁部の外方に凸状をなす湾曲部分１３０に近接し、かつ前記湾曲部分に対して実質的に平行に配置される。このようにすると、ガスダクトの外側壁部からの境界層はがれが抑制される。

１個の半径方向内側の環状羽根または翼１２９は、中間構造のガスダクト５ｃ内に配置されるとともに、図４に示されるように、軸方向−半径方向の平面上において空力負荷を支えて、ガス流の案内と方向転換とを行なうようになっている。この第２の環状羽根１２９は、ハブ３に対して、第１の羽根１２８がシュラウド４に対して有する機能性と同様の機能性を有する。この第２の翼１２９は、ハブ３の一部分を形成するガスダクト内側壁部分１３１の凸状湾曲に沿って流れを方向転換させるのに役立つ。このため、前記羽根１２９は、下流側の流れのひずみが抑制されるような態様に構成される。この案内羽根１２９は、航空エンジン１の周方向に延在する。案内羽根１２９は、連続的であるとともに、環状羽根を形成する。羽根１２９は、肉薄かつ空力的形状とされる。前記羽根１２９は、好ましくはエーロフォイル形とされる。

半径方向内側の案内羽根１２９は、ガスダクト５ｆを形成する内側壁部の外方に凸状をなす湾曲部分１３１に近接し、かつ前記湾曲部分に対して実質的に平行に配置される。このようにすると、ガスダクトの内側壁部からの境界層はがれが抑制される。

シュラウド４に沿って流れを方向転換させやすくするために用いられる半径方向外側の環状羽根１２８は、実際には、ハブの問題の凸状部分において負の圧力勾配を大きくする。半径方向内側の環状羽根１２９は、この設計では、ハブ３上において剥離が起こる位置のすぐ上流に配置される。これにより、この領域および境界層において負の圧力勾配が減少する。このことは、ダクトの性能を大きく向上させる。

タービン部内の中間構造１１４は、圧縮部に関してすでに説明されたのと同じ態様で、タービン中間構造１１４の周方向に互いに距離をおく複数個の半径方向支柱１２７により、ハブ３とシュラウド４とを接続する。これらの半径方向支柱は、ガスダクト５ｆを介して延在し、半径方向外側の案内羽根２８および内側の案内羽根１２９の少なくとも一方は、少なくとも１個の前記半径方向支柱に固定される。より詳細には、前記内側の環状案内羽根１２９は、前記支柱１２７の後縁部に接近して配置され、外側の案内羽根１２８は、前記支柱１２７の前縁部に接近して配置される。

凸状湾曲という表現は、ガスダクトに対して内方に凸状をなすと解釈されるべきである。

本発明は、前記に説明された実施形態に決して制限されるものではなく、逆に、以下の特許請求の範囲から逸脱することなしに、数多くの代替形態および改変が可能である。

中間構造１４、１１４のすぐ上方のガスダクトを軸方向１８に対して実質的に平行に向ける方法に代わるものとして、前記ガスダクトを軸方向に対して傾斜させてもよい。さらにまた、中間構造１４、１１４のすぐ下方のガスダクトを、軸方向１８に対して傾斜させてもよい。

図２に示され、かつ同図に関連して説明されたガスダクト構成に代わるものとして、圧縮ダクトを、入口と出口との間においていかなる面積増加（拡散）も生じないように設計してもよい。たとえば、面積は、入口と出口との間において実質的に一定にされるか、または幾分減少せしめられうる。さらに、これらの場合には、案内羽根を適用して、アグレッシブなダクト（急激に湾曲するダクト）および大きい半径方向の変位を有する短尺ダクトの条件を創出することができる。同じ態様で、図４に示されたガスダクト構成に代わるものとして、ガスダクトは、入口と出口との間においていかなる面積増加（拡散）も生じないように設計されうる。

環状羽根２８、２９、１２８、１２９は、さらにまた、支柱による以外の方法で正位置に固定され、かつ保持されうる。さらに、必ずしも全てのエンジンが支柱を有するわけではない。

前記の中間ガスダクト構成に代わるものとして、出口においてガスダクトを形成する壁部間の半径方向距離は、ガスダクトが入口と出口との大きい半径方向の変位を有して設計される場合は、入口においてガスダクトを形成する壁部間の半径方向の距離より小さくされうる。

環状ガスダクトを含むガスタービンの一部分において本発明を適用することに代わるものとして、ガスダクトは、二次流を減少させるために、非軸対称の形状、たとえば多角形または空力的形状を有しうる。さらに、前記案内羽根もまた、非軸対称の形状を有しうる。好ましくは、前記案内羽根は、ガスダクトと実質的に同じ断面形状を有する。さらにまた、前記案内羽根は、必ずしも周方向に連続的であるとは限らず、１個または複数個の中断部を有して、以って周方向に非連続的な羽根構造を形成してもよい。

中間ガスタービン構造内に２個の案内羽根を設けることに代わるものとして、前記中間ガスタービン構造は、１個の案内羽根のみを含みうる。この単一の案内羽根は、その場合は、好ましくはガスダクトのより重要な、すなわちより急激な湾曲部分に配置される。

航空機用ターボファンエンジンの側面線図である。 図１に示された中間圧縮機構造の拡大図である。 図２の中間圧縮機構造の線Ａ−Ａにおける断面線図である。 図１に示された中間タービン構造の拡大図である。

Claims (13)

1. ガスタービン（１）の軸方向（１８）に第１および第２のガスタービン構造（８、１０８および９、１０９）間において配置されるガスタービン中間構造（１４、１１４）であって、前記第１の構造（８、１０８）内のガスダクト（５ａ、５ｄ）から前記第２の構造（９、１０９）内のガスダクト（５ｂ、５ｅ）にガス流を案内するように構成されるガスダクト（５ｃ、５ｆ）からなるガスタービン中間構造（１４、１１４）において、前記中間構造ガスダクト（５ｃ、５ｆ）の入口（１９、１１９）は、前記中間構造ガスダクト（５ｃ、５ｆ）の出口（２０、１２０）に対して実質的に半径方向に変位し、少なくとも１個の案内羽根（２８、２９、１２８、１２９）が、前記中間構造ガスダクト（５ｃ、５ｆ）内に配置されて、前記ガス流を案内することを特徴とするガスタービン中間構造（１４、１１４）。
2. 前記案内羽根（２８、２９、１２８、１２９）は、前記ガスダクト（５ｃ、５ｆ）を形成する壁部の湾曲部分（３０、３１、１３０、１３１）に近接して配置されることを特徴とする請求項１に記載のガスタービン中間構造。
3. 前記案内羽根（２８、２９、１２８、１２９）は、前記ガスダクト壁部の前記湾曲部分（３０、３１、１３０、１３１）に対して実質的に平行に配置されることを特徴とする請求項２に記載のガスタービン中間構造。
4. 外側案内羽根（２８、１２８）は、前記中間構造ガスダクト（５ｃ、５ｆ）の前記半径方向外側のガスダクト壁部からの方が、前記半径方向内側のガスダクト壁部からよりも近い距離をおいて配置され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中間構造。
5. 内側案内羽根（２９、１２９）は、前記中間構造ガスダクト（５ｃ、５ｆ）の前記半径方向内側のガスダクト壁部からの方が、前記半径方向外側のガスダクト壁部からよりも近い距離に配置され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ガスタービン中間構造。
6. 負荷伝達用の複数個の半径方向支柱（２７）を含み、前記支柱は、前記ガスダクト（５ｃ、５ｆ）を介して延在し、前記案内羽根（２８、２９、１２８、１２９）は、少なくとも１個の前記半径方向支柱（２７）に固定され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中間構造。
7. ガスタービン中間構造（１４、１１４）の軸方向の長さが、前記中間構造ガスダクト（５ｃ、５ｆ）の入口（１９、１１９）および出口（２０、１２０）における中心線（２３、１２３）間の半径方向距離の３倍未満であることを特徴とする請求項１乃至６のいずれかに記載のガスタービン中間構造。
8. 前記ガスダクト（５ｃ）は、半径方向内方に湾曲せしめられて、低圧圧縮部（８）と高圧圧縮部（９）との間において配置されることを特徴とする請求項１乃至７のいずれかに記載のガスタービン中間構造。
9. 前記ガスダクト（５ｆ）は、半径方向外方に湾曲せしめられて、高圧タービン部（１０８）と低圧タービン部（１０９）との間において配置されることを特徴とする請求項１乃至７のいずれかに記載のガスタービン中間構造。
10. 請求項１乃至９のいずれかに記載のガスタービン中間構造（１４、１１４）からなるガスタービンエンジン。
11. 低圧圧縮部（８）と高圧圧縮部（９）とからなるガスタービンエンジンであって、前記ガスタービン中間構造（１４）が、前記低圧圧縮部（８）と前記高圧圧縮部（９）との間において配置される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。
12. 高圧タービン部（１０８）と低圧タービン部（１０９）とからなるガスタービンエンジンであって、前記ガスタービン中間構造（１１４）が、前記高圧タービン部（１０８）と前記低圧タービン部（１０９）との間において配置されることを特徴とする請求項１０または１１に記載のガスタービンエンジン。
13. 請求項１０乃至１２のいずれかに記載のガスタービンエンジン（１）からなる航空機用ジェットエンジン。

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