JP2015502495A - ガスタービンエンジンの支持構造物 - Google Patents

Abstract

本発明は、ガスタービンエンジン（１）の支持構造物（１６）に関する。前記支持構造物（１６）は、軸方向（Ａ）の軸方向拡張と円周方向（Ｃ）の周囲拡張部を有する。前記支持構造物（１６）はさらに、前記円周方向（Ｃ）に順に配列された第１の材料タイプの複数の管状部材（１８，２０）を有する。各管状部材（１８，２０）が、前記軸方向（Ａ）に少なくとも部分的に延在する流れ案内路を少なくとも部分的に画定する。前記支持構造物（１６）は、前記軸方向（Ａ）に前端部分（２２）と後端部分（２４）を有する。さらに前記支持構造物（１６）は、第２の材料タイプの前縁部材（２６）を有し、前記前縁部材（２６）が、前記前端部分（２２）にある。前記管状部材（１８，２０）のうちの少なくとも２つが、前縁部材（２６）に固定式に取り付けられる。本発明によれば、前記第１の材料タイプが、前記第２の材料タイプと異なる。【選択図】図２ｃ

Description

本開示は、請求項１のプリアンブルによる支持構造物に関する。更に、本開示は、請求項１２のプリアンブルによるガスタービンエンジン及び請求項１４のプリアンブルによる航空機に関する。更に、本開示は、支持構造物を構成する方法に関する。

ガスタービンエンジンは、当該技術分野で既知である。表現「ガスタービンエンジン」は、空気を比較的低速で取り入れ、その空気を燃焼によって加熱してより高速で放出する様々なタイプのエンジンを含むものである。用語「ガスタービンエンジン」には、例えば、ターボジェットエンジン、ターボファンエンジン、及びオープンロータターボジェットエンジンが含まれる。

ガスタービンエンジンは、一般に、１つ又は複数の支持構造物を含み、各支持構造物は、少なくとも１つの流れ案内路を提供するように適応される。更に、支持構造物は、一般に、内側ハウジングと外側ハウジングとの間に延在する１つ又は複数の負荷伝達部材を有することがある。支持構造物は、ガスタービンエンジンの他の部分に対して移動可能（例えば、回転可能）か又は固定されるように適応されてもよい。

従来、支持構造物は、最初に内側ハウジングと外側ハウジングを提供し、次に負荷伝達部材（例えば、ストラット）を取り付けることによって製造され、各負荷伝達部材が、内側ハウジングと外側ハウジングとの間に延在する。内側リングの一部分、外側リングの一部分、及び隣接ストラットによって画定された空間は、流れ案内路と見なされることがある。従来の製造方法は、一般に、複数の製造工程を必要とするため、時間がかかり、コスト高である。

上記の製造手順を改善するため、特許文献１は、２つのステータ部分を提供し、互いに隣接した部分をステータの円周方向に向け、２つの部分をカバー壁によって相互接続してステータユニットの一部分にすることによって製造されたステータユニットを提案している。

特許文献１の製造手順によって、一般に、適切な特性を有する構成要素が得られるが（例えば、構造的及び／又は温度的な視点から）、特許文献１の製造手順には改善が必要なことがある。

米国特許出願公開第２００４／０１０３５３４号明細書

本開示の１つの目的は、適切な構造及び／又は温度特性を有するが適切なコストで製造することができる支持構造物を提供することである。

この目的は、請求項１に記載の支持構造物によって達成される。

したがって、本開示は、ガスタービンエンジンの支持構造物に関する。支持構造物は、軸方向の軸方向拡張と円周方向の周囲拡張とを有する。更に、支持構造物は、円周方向に順に配置された第１の材料タイプの複数の管状部材を有する。各管状部材は、軸方向に少なくとも部分的に延在する流れ案内路を少なくとも部分的に画定する。支持構造物は、軸方向に前端部分と後端部分を有し、支持構造物は、第２の材料タイプの前縁部材を有する。前縁部材は、前端部分に配置される。管状部材の少なくとも２つは、前縁部材に固定式に取り付けられる。

本開示によれば、第１の材料タイプは、第２の材料タイプと異なる。

上記の支持構造物は、大きい構造及び／又は熱負荷を有する場所に、例えば大きい構造及び／又は熱容量を有する材料タイプが選択的に使用されることがあることを示す。例えば、支持構造物が、エンジンの一部分で使用され、その部分が、エンジンの燃焼領域の下流にある場合、前縁は、管状部材に与えられる負荷よりも大きい構造的及び／又は熱的負荷を受けることがある。そのような実施態様では、前縁の材料タイプは、管状部材の材料タイプの対応容量より高い構造的及び／又は熱的容量を有することがある。

本明細書で使用されるとき、表現「材料タイプ」は、材料自体並びにその製造方法に関する。したがって、第１の材料タイプが第２の材料タイプと異なるという特徴は、第１の材料タイプが第１の材料によって構成されること、第２の材料タイプが第２の材料によって構成されること、及び第１の材料が第２の材料と異なることを包含する。しかしながら、第１の材料タイプが第２の材料タイプと異なるという特徴は、また、第１と第２の材料タイプが同じ材料又は少なくとも類似の材料によって構成されるが、第１の材料タイプが、第２の材料タイプと異なる方法で製造されて、それにより異なる材料タイプ特性が与えられることを包含する。

必要に応じて、前縁部材は、内側前縁区分、外側前縁区分、及び内側前縁区分と外側前縁区分の間に延在する少なくとも１つの前縁羽根部分を有する。

必要に応じて、管状部材の少なくとも２つが、前縁部材に固定式に取り付けられ、その結果、前縁羽根部分が、少なくとも２つの管状部材を分離する前縁を構成する。

必要に応じて、内側前縁リング区分と外側前縁リング区分の少なくとも一方が、閉リングを構成する。

必要に応じて、支持構造物は、第３の材料タイプの後縁部材を含み、第１の材料タイプは、第３の材料タイプと異なる。

必要に応じて、後縁部材は、内側後縁リング区分、外側後縁リング区分、及び内側後縁リング区分と外側後縁リング区分との間に延在する少なくとも１つの後縁羽根部分を有する。管状部材の少なくとも２つは、後縁部材に固定式に取り付けられ、その結果、後縁部材の後縁羽根部分が、少なくとも２つの流体案内路を分離する後縁を構成する。

必要に応じて、内側後縁リング区分と外側後縁リング区分の少なくとも一方が、閉リングを構成する。

必要に応じて、第２の材料タイプは、第３の材料タイプと同じである。

必要に応じて、第１の材料タイプは、シートメタル又はシートメタル合金である。

必要に応じて、第２の材料タイプは、鋳造金属、鋳造金属合金、鍛造金属、又は鍛造金属合金である。

必要に応じて、支持構造物は、回転支持構造物である。

本開示の第２の態様は、本開示の第１の態様による支持構造物を含むガスタービンエンジンに関する。

必要に応じて、エンジンは、オープンロータエンジンである。

本開示の第３の態様は、本開示の第２の態様によるガスタービンエンジンを含む航空機に関する。

本開示の第４の態様は、ガスタービンエンジンの支持構造物を構成する方法に関し、支持構造物が、軸方向の軸方向拡張部と円周方向の周囲拡張部とを有し、方法が、
・ 円周方向の別個の位置に第１の材料タイプの２つの管状部材を提供する段階であって、管状部材がそれぞれ、支持構造物の流体案内路の一部を構成するように適応された段階と、
・ 第２の材料タイプの第１の前縁部分を提供する段階であって、第１の材料タイプが第２の材料タイプと異なり、第１の前縁部分が、前縁部材の一部を構成するように適応された段階と、
・ 管状部材を前縁部分に固定式に取り付ける段階とを含む。

必要に応じて、第１の前縁部分が、前縁羽根部分と前縁リング部分とを有し、前縁リング部分が、前縁部材の内側前縁リング区分又は外側前縁リング区分の一部を構成するように適応され、方法が、更に、
・ 管状部材を前縁部分に固定式に取り付けて、前縁羽根部分が管状部材の羽根前縁を構成するようにする段階を含む。

必要に応じて、方法は、更に、
・ 第２の前縁部分を提供する段階であって、第２の前縁部分が、第２の前縁羽根部分と第２の前縁リング部分を有し、第２の前縁リング部分が、前縁部材の内側前縁リング区分又は外側前縁リング区分の一部を構成するように適応された段階と、
・ 第２の前縁部分を第１の前縁部分に固定式に取り付けて、前縁部材の内側リング区分及び／又は外側リング区分の一部を構成する段階とを含む。

必要に応じて、方法が、更に、
・ 第３の材料タイプの第１の後縁部分を提供する段階であって、第３の材料タイプが、第１の材料タイプと異なり、第１の後縁部分が、後縁部材の一部を構成するように適応された段階と、
・ 管状部材を後縁部分に固定式に取り付ける段階とを含む。

必要に応じて、第１の後縁部分が、後縁羽根部分と後縁リング部分を有し、後縁リング部分が、後縁部材の内側後縁リング区分又は外側後縁リング区分の一部を構成するように適応され、方法が、
・ 管状部材を後縁部分に固定式に取り付けて、後縁羽根部分が、管状部材の羽根後縁を構成するようにする段階とを含む。

必要に応じて、方法は、更に、
・ 第２の後縁部分を提供する段階であって、第２の後縁部分が、第２の後縁羽根部分と第２の後縁リング部分とを有し、第２の後縁リング部分が、後縁部材の内側後縁リング区分又は外側後縁リング区分の一部を構成するように適応された段階と、
・ 第２の後縁部分を第１の後縁部分に固定式に取り付けて、後縁部材の内側リング区分及び／又は外側リング区分の一部を構成するようにする段階とを含む。

必要に応じて、管状部材は、溶接によって第１の前縁部分に固定式に取り付けられる。

必要に応じて、第１の前縁部分は、溶接によって第２の前縁部分に固定式に取り付けられる。

必要に応じて、管状部材は、溶接によって後縁部分に固定式に取り付けられる。

必要に応じて、第１の後縁部分は、溶接によって第２の後縁部分に固定式に取り付けられる。

本発明は、以下に、非限定的な例により、添付図面に関してより詳細に説明される。

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縦断面図である。 本発明の一実施形態による支持構造物の概略図である。 図２ａの支持構造物の分解図である。 図２ｂの図の一部分を示す図である。 本発明の構成方法の一実施形態を示す概略図である。 本発明の構成方法の一実施形態を示す概略図である。 図３ａと図３ｂの方法の更に他の順序を示す概略図である。 図３ａと図３ｂの方法の更に他の順序を示す概略図である。 本発明の構成方法の別の実施形態を示す概略図である。 本発明の構成方法の別の実施形態を示す概略図である。 図５ａと図５ｂの方法の別の順序を示す概略図である。 支持構造物の別の実施形態の概略図である。 支持構造物の別の実施形態の概略図である。 支持構造物の別の実施形態を示す概略図である。

添付図面が、必ずしも一律の縮尺で描かれておらず、本発明の幾つかの特徴の寸法が、分かり易いように誇張されている場合があることに注意されたい。

以下に、本発明が、実施形態によって例示される。しかしながら、実施形態は、本発明の原理を説明するために含まれ、添付の特許請求の範囲によって定義された本発明の範囲を限定しないことを理解されたい。

図１は、エンジン縦中心軸２を取り囲む２軸ターボファンガスタービン航空エンジン１を示す。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を含む。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であり、それらのケーシングの隙間を、空気を圧縮するための内側主ガスチャネル６と、エンジンバイパス空気が流れる副チャネル７とに分割する。したがって、ガスチャネル６及び７はそれぞれ、エンジン縦中心軸２に垂直な断面で環状である。

エンジン１は、周囲空気９を受け入れるファン８、主ガスチャネル６内に配列されたブースタ又は低圧圧縮機（ＬＰＣ）１０及び高圧圧縮機（ＨＰＣ）１１、高圧圧縮機１１によって加圧された空気と燃料を混合して高圧タービン（ＨＰＴ）１３内を下流に流れる燃焼ガスを生成する燃焼器１２、並びに燃焼ガスをエンジンから放出する低圧タービン（ＬＰＴ）１４を含む。

高圧軸は、高圧タービン１３を高圧圧縮機１１に接続して実質的に高圧ロータを構成する。低圧軸は、低圧タービン１４を低圧圧縮機１０に接続して実質的に低圧ロータを構成する。低圧軸は、高圧ロータの半径方向内側に、高圧ロータと同軸に少なくとも部分的に回転可能に配置される。

図１のエンジン１は、更に、高圧タービン１３の下流に配置されたタービン排気ケーシング１５を有する。タービン排気ケーシング１５は、支持構造物１６を含む。

図２ａは、図１の支持構造物１６を示す。図２ａから分かるように、構造物は、軸方向Ａの軸方向拡張と円周方向Ｃの周囲拡張を有する。単なる例として、図１で分かるように、軸方向Ａは、エンジン縦中心軸２と平行でよい。更に、支持構造物１６は、軸方向Ａに前端部分２２と後端部分２４とを有する。

図２ｂは、支持構造物１６が、円周方向Ｃに順々に配列された第１の材料タイプの複数の管状部材１８，２０を有することを示す。管状部材１８，２０はそれぞれ、軸方向Ａに少なくとも部分的に延在する流れ案内路を少なくとも部分的に画定する。

更に、図２ｂは、支持構造物１６が、第２の材料タイプの前縁部材２６を有することを示す。前縁部材２６は、前端部分２２に配置される（図２ａを参照）。管状部材１８，２０のうちの少なくとも２つは、前縁部材に固定式に取り付けられる。しかしながら、分かりやすくするために、図２ｂに、支持構造物１６の分解図を示す。本発明によれば、第１の材料タイプは、第２の材料タイプと異なる。

単なる例として、第１の材料タイプは、シートメタル又はシートメタル合金である。更に、やはり単なる例として、第２の材料タイプは、鋳造金属、鋳造金属合金、鍛造金属、又は鍛造金属合金である。

第１と第２の材料タイプの実際の材料は、特に支持構造物１６の設計位置に依存することがある。単なる例として、第１と第２の材料タイプの一方の材料は、ニッケル合金、チタン、チタン合金、鋼合金、アルミニウム又はアルミニウム合金でよい。

図２ｃから分かるように、前縁部材２６は、内側前縁区分２８、外側前縁区分３０、及び内側前縁区分２８と外側前縁区分３０の間に延在する少なくとも１つの前縁羽根部分３２を有することが好ましい。少なくとも前縁羽根部分３２は、溶接継目がないことが好ましい。

図２ｃは、更に、管状部材１８，２０のうちの少なくとも２つが、好ましくは、前縁部材２６に固定式に取り付けられ、その結果、前縁羽根部分３２が、少なくとも２つの管状部材１８，２０を分離する前縁を構成することを示す。更に、前縁羽根部分３２と、管状部材１８，２０の一部分とは、例えばダクト（図示せず）及び／又はケーブル（図示せず）を収容するために使用される空洞３３を構成することが好ましい。前縁羽根部分３２は、中実でもよく、図２ｃに示されたように、管状部材１８，２０に向いた空洞３１を有してもよい。単なる例として、空洞３１の目的は、管状部材１８，２０の間の円周方向Ｃの距離を取得することである。

内側前縁区分２８と外側前縁区分３０の少なくとも一方が、閉リングを構成することが好ましい。図２ｃに示された実施形態では、内側前縁区分並びに外側前縁区分が、閉リングを構成する。したがって、図２ａ乃至図２ｃの実施形態における前縁部材２６は、複数の前縁羽根部分３２，３２’，３２”を有し、前縁羽根部分はそれぞれ、２つの管状部材１８，２０に固定式に取り付けられる。しかしながら、支持構造物１６の他の実施形態では、内側前縁区分２８と外側前縁区分３０の少なくとも一方は、開リング、即ちリング区分（図示せず）を構成してもよい。

図２ｃは、また、支持構造物１６が、好ましくは第３の材料タイプの後縁部材３４を含むことを示す。第１の材料タイプは、第３の材料タイプと異なる。単なる例として、第３の材料タイプは、第２の材料タイプと同じでもよい。更に、後縁部材３４は、支持構造物１６の後縁部分２４に配置される（図２ａを参照）。

更に、図２ｃは、後縁部材３４が、内側後縁リング区分３６、外側後縁リング区分３８、及び内側後縁リング区分３６と外側後縁リング区分３８の間に延在する少なくとも１つの後縁羽根部分４０を有することを示す。管状部材１８，２０のうちの少なくとも２つが、好ましくは後縁部材３４に固定式に取り付けられ、その結果、後縁部材３４の後縁羽根部分４０が、少なくとも２つの管状部材１８，２０を分離する後縁を構成する。後縁羽根部分４０は、中実でもよく、図２ｃに示されたように、管状部材１８，２０に向いた空洞３９を有してもよい。少なくとも後縁羽根部分４０は、溶接継目がないことが好ましい。

内側後縁区分３６と外側後縁区分３８の少なくとも一方は、閉リングを構成することが好ましい。図２ｃに示された実施形態では、内側前縁区分３６並びに外側後縁３８区分が、閉リングを構成する。したがって、図２の実施形態における後縁部材３４は、複数の後縁羽根部分４０，４０’，４０”を有し、後縁羽根部分はそれぞれ、２つの管状部材１８，２０に固定式に取り付けられる。しかしながら、支持構造物１６の他の実施形態では、内側後縁区分３６と外側後縁リング区分３８の少なくとも一方が、開リング（即ち、リング区分（図示せず））を構成してもよい。

図３ａ乃至図４ｂは、ガスタービンエンジン１のための支持構造物１６を構成する方法の一実施形態を示す。

提案された方法によれば、また図３ａに示されたように、第１の材料タイプの２つの管状部材１８，２０は、構成される支持構造物の設計円周方向Ｃの別の位置に提供される。単なる例として、管状部材１８，２０は、管状部材１８，２０が適正位置をとるようにするため、固定具（図示せず）内に配置されてもよい。管状部材１８，２０はそれぞれ、支持構造物の流体案内路の一部を構成するように適応される。前に示されたように、第１の材料タイプは、シートメタル又はシートメタル合金であることが好ましい。

図３ａは、構成方法が、更に、第２の材料タイプの第１の前縁部分４２が提供されることを含むことを示す。第２の材料タイプは、第１の材料タイプと異なり、第２の材料タイプは、鋳造金属、鋳造金属合金、鍛造金属、又は鍛造金属合金であることが好ましい。第１の前縁部分４２は、支持構造物の前縁部材（図３に示されない）を構成するように適応される。

図３ａから分かるように、第１の前縁部分４２は、前縁羽根部分４４と前縁リング部分４６、４８を有することが好ましく、前縁リング部分４６，４８は、前縁部材の内側前縁リング区分又は外側前縁リング区分の一部を構成するように適応される。実際には、図３ａに示された第１の前縁部分４２の実施態様は、２つの前縁リング部分、即ち、内側前縁部分４６及び外側前縁部分４８を有する。内側前縁部分４６は、内側前縁リングの一部を構成するように適応され、外側前縁部分４８は、外側前縁リングの一部を構成するように適応される。第１の前縁部分４２は、前縁羽根部分４４と少なくとも１つの前縁リング部分４６，４８を含み、例えば鋳造又は鍛造によって一体的に作成されることが好ましい。

しかしながら、本発明の方法の他の実施形態では、第１の前縁部分４２は、図３ａの第１の前縁部分より多数の部分を含んでもよく少数の部分を含んでもよい。単なる例として、本発明の方法の他の実施形態において、第１の前縁部分４２は、前縁羽根部分４４だけを有してもよい。

更に、本発明の方法の他の実施形態において、第１の前縁部分４２は、好ましくは複数の前縁羽根部分（図示せず）を有する完全包囲内側前縁リング及び／又は完全包囲外側前縁リング（図示せず）を有することができ、前縁羽根部分はそれぞれ、内側又は外側リング（図示せず）の少なくとも一方から延在する。

方法のこの実施形態は、更に、管状部材１８，２０が、前縁部分４２に固定式に取り付けられることを含む。本発明の方法の図３ｂの実施形態において、管状部材１８，２０は、前縁部分４２に固定式に取り付けられ、その結果、前縁羽根部分４４が、管状部材１８，２０のための羽根前縁を構成する。更に、方法の図３ｂの実施形態において、内側前縁部分４６と外側前縁部分４８はそれぞれ、管状部材１８，２０のそれぞれの一部分に固定式に取り付けられる。好ましくは、管状部材１８，２０は、溶接によって第１の前縁部分４２に固定式に取り付けられる。しかしながら、代わりに、はんだ付け（例えば、レーザはんだ付け）やボルト締めなどの他の取り付け方法を使用してもよいことに注意されたい。

図４ａと図４ｂは、方法の一実施形態を示し、２つの管状部材１８，２０及び第１の前縁部分４２の図３ａ及び図３ｂ組立体が、互いに固定式に接続される。図３ａ乃至図４ｂの実施形態において、方法は、更に、第２の前縁部分５０が提供されることを含む。図４ａの実施形態において、第２の前縁部分５０は、第２の前縁羽根部分５２と第２の前縁リング部分５４，５６を有し、第２の前縁リング部分５４，５６は、前縁部材の内側前縁リング区分又は外側前縁リング区分の一部を構成するように適応される。

実際には、図４ａに示された第２の前縁部分５０の実施態様は、２つの第２の前縁リング部分、即ち、内側第２前縁部分５４と外側第２前縁部分５６を有する。内側第２前縁部分５４は、内側前縁リング（図４ａに示されていない）の一部を構成するように適応されるが、外側第２前縁部分５６は、外側前縁リング（図３に示されていない）の一部を構成するように適応される。

図４ａの方法は、更に、第２の前縁部分５０が、第１の前縁部分４２に固定式に取り付けられて、前縁部材の内側リング区分及び／又は外側リング区分の一部を構成することを提案する。好ましくは、第２の前縁部分５０は、第１の前縁部分４２に溶接によって固定式に取り付けられる。更に、第２の前縁部分５０は、好ましくは、やはり第１の前縁部分４２に取り付けられた管状部材１８，２０の少なくとも一方に固定式に取り付けられる。更に、第２の前縁部分５０は、２つの管状部材１８，２０の一方と隣接して配置されて第１の前縁部分４２と組立体を構成するように適応された少なくとも１つの追加管状部材５７に固定式に取り付けられることが好ましい。

追加管状部材５７は、例えば、別個の管状部材５７でよく、その結果、管状部材組立体は、第２の前縁部分５０が追加管状部材５７と第１の２つの管状部材１８，２０の組立体とに固定式に取り付けられた後、３つの管状部材１８，２０，５７を有する。

しかしながら、追加管状部材５７は、また、図３に示された組立体１８，２０，４２と同一か少なくとも類似の２つの管状部材を含む組立体の一部を構成してもよく、その結果、２対の管状部材は、第２の前縁部分５０によって互いに固定式に接続される。

図３ａ乃至図４ｂは、本発明の方法の実施形態が、第３の材料タイプの第１の後縁部分５８を提供することを含むことを示す。第３の材料タイプは、第１の材料タイプと異なる。第３の材料タイプは、好ましくは第２の材料タイプと同じでよい。更に、単なる例として、第３の材料タイプは、鋳造金属、鋳造金属合金、鍛造金属又は鍛造金属合金でよい。

第１の後縁部分５８は、構成される支持構造物の後縁部材の一部を構成するように適応される。本発明の方法の実施形態では、管状部材１８，２０は、好ましくは溶接によって、第１の後縁部分５８に固定式に取り付けられてもよい。更に、図４ａに示したように、本発明の方法の実施形態では、第２の後縁部分６６は、第１の後縁部分５８に固定式に取り付けられてもよい。

第１及び第２の前縁部分４２，５０に関して以上述べた全ての特徴は、第１及び第２の後縁部分５８，６６に等しく適用可能な選択肢であることに注意されたい。したがって、第１の前縁部分５８は、例えば、第１の後縁羽根部分６０、第１の後縁リング部分６２、及び／又は第２の後縁リング部分６４を有してもよい。同じように、第２の前縁部分６６は、例えば、第２の後縁羽根部分６８、第１の後縁リング部分７０、及び第２の後縁リング部分７２を有してもよい。

図３ａ乃至図４ｂと関連して提案された方法の代わりとして、図５ａ乃至図６は、支持構造物１６を構成する発明的方法の別の実施形態を示す。

図５ａ乃至図６に示された方法では、複数の前縁部分４２，５０は、内側前縁区分２８及び／又は外側前縁区分３０を有する前縁部材２６を構成するように互いに接続される。図５ａ乃至図６の実施形態では、複数の前縁部分４２，５０が、閉じた内側前縁区分２８並びに閉じた外側前縁区分３０を構成するように互いに接続されてもよい。しかしながら、構成方法の他の実施形態では、前縁部分４２，５０が、開いた内側前縁区分２８及び／又は開いた外側前縁区分３０（図示せず）を構成するように互いに接続されてもよい。

管状部材（図５ａにも図５ｂにも示されていない）の接続前に内側前縁区分２８及び／又は外側前縁区分３０が所望の形状となるように、前縁部分４２，５０を接続する手順において、複数の前縁部分４２，５０の相対変位が防止されることが好ましい。

単なる例として、前縁部分４２，５０間の相対変位の防止は、前縁部分４２，５０を固定式に接続する操作を実行する前に前縁部分４２，５０を固定具（図示せず）に入れることによって達成されてもよい。固定具を使用する代わり又は追加として、前縁部分４２，５０は、最初に、例えば仮付け溶接（図示せず）によって一時的に互いに接続されてもよい。

前縁部材２６の場合と同じように、構成方法の一実施形態は、複数の後縁部分５８，６６が互いに接続されて、内側後縁区分３６及び／又は外側前縁区分３８を含む後縁部材３４が構成され、その後で管状部材が後続部材に取り付けられることを含んでもよい。前縁部材２６に場合と同じように、内側後縁区分３６と外側前縁区分３８の少なくとも一方は閉じられてもよい。

図６は、複数の接続された前縁部分４２，５０を含む前縁部材２６が得られた後、そのように得られた前縁部材２６に管状部材１８，２０が接続されることを示す。

図６は、更に、複数の接続された後縁部分５８，６６を含む、あらかじめ得られた後縁部材３４が、後で管状部材１８，２０に接続されてもよいことを示す。

好ましい実施形態に適用される本発明の基本的な新規な特徴を示し、説明し、指摘してきたが、当業者は、示された装置の形態及び詳細、並びにその操作の種々の省略、代用及び変更を行うことができることを理解されよう。

例えば、第１及び第２の前縁部分４２，５０は、実質的にＨ形要素として例示されているが、本発明の他の実施形態では、前縁部分４２，５０はそれぞれ、他の形状を有してもよい。しかしながら、実質的にＨ形の要素の１つの利点は、隣接した前縁部分４２，５０間の継目（例えば、溶接継目）が、支持構造物１６の前縁から適切な距離にあってもよいことである。これは、そのような継目が、支持構造物の最大負荷領域内にないことを意味する。

しかしながら、実質的にＨ形の要素の代わりに、第１の前縁部分４２が、前縁羽根部分４４と前縁外側リング部分４８を有し、一方第２の前縁部分５０が、第２の前縁羽根部分５２と前縁内側リング部分５４を有する、本発明の一実施形態を示す図７ａを参照する。したがって、図７に示された実施態様では、第１と第２の前縁部分４２，５０はそれぞれ、実質的にＴ形である。

換言すると、第１と第２の前縁部分４２，５０が互いに接続されたとき（図７ｂを参照）、第１の前縁部分４２の前縁外側リング部分４８は、第２の前縁部分５０の第２の前縁羽根部分５２に接している。同じように、第１と第２の前縁部分４２，５０が互いに接続されたとき、第２の前縁外側リング部分５４は、第１の前縁部分４２の前縁羽根部分４４に接している。

また、本発明の支持構造物１６の実施形態において、前縁部材２６と後縁部材３４の少なくとも一方が、支持構造物が一部を構成するように意図されたガスタービンエンジンの他の部分に接続するための１つ又は複数のフランジを有してもよいことに注意されたい。このため、外側フランジ７４と２つの内側フランジ７６，７８を有する前縁部材２６を含む支持構造物１６の一実施形態を示す図８を参照する。同じように、図８の支持構造物１６の後縁部材３４は、外側フランジ８０と内側フランジ８２を含む。図８のフランジ７４，７６，７８，８０，８２はそれぞれ、閉リングを構成するが、支持構造物１６の他の実施形態では、上記のフランジ（図示せず）の少なくとも１つは、支持構造物１６の周囲の一部分上だけに延在してもよい。

更に、実質的に同じ機能を実質的に同じ方法で実行して同じ結果を得る要素及び／又は方法段階の全ての組み合わせが、本発明の範囲内にあることは明らかである。

例えば、本発明の支持構造物１６、並びに支持構造物を構成する発明的方法は、静止支持構造物として例示されてきたが、本発明の支持構造物、並びに同じ支持構造物を構成する方法は、回転支持構造物にも等しく適用可能である。単なる例として、支持構造物１６は、ガスタービンエンジン内の、タービン中心フレーム、タービン中間フレーム、テール部軸受ハウジング、タービン排気ケース、及びタービン後方フレームのうちの少なくとも１つの位置で使用されてもよい。

更に、本発明の他の実施形態において、支持構造物１６は、別のタイプのガスタービンエンジン内に配置されてもよい。単なる例として、支持構造物１６の一実施形態は、タービンを圧縮機に接続する１つの回転軸（図示せず）だけを有するガスタービンエンジン内に配置されてもよい。

更に、やはり単なる例として、支持構造物１６の一実施形態は、３つ以上の回転軸（図示せず）を有するガスタービンエンジン内に配置されてもよい。

更に、本発明の任意の開示された形態又は実施形態に関して示されかつ／又は述べられた構造物及び／又は要素及び／又は方法段階が、設計選択の一般的内容として、他の開示され、示され又は提案された任意の形態又は実施形態で組み込まれてもよいことを理解されたい。したがって、本発明は、添付の特許請求の範囲によって示されたようにのみ限定される。

１ ガスタービンエンジン
１６ 支持構造物
１８，２０ 管状部材
２２ 前端部分
２４ 後端部分
２６ 前縁部材
Ａ 軸方向
Ｃ 円周方向

Claims (48)

1. ガスタービンエンジン（１）の支持構造物（１６）であって、前記支持構造物（１６）が、軸方向（Ａ）の軸方向拡張と円周方向（Ｃ）の周囲拡張部を有し、前記支持構造物（１６）が、前記円周方向（Ｃ）に順に配列された第１の材料タイプの複数の管状部材（１８，２０）を有し、各管状部材（１８，２０）が、前記軸方向（Ａ）に少なくとも部分的に延在する流れ案内路を少なくとも部分的に画定し、前記支持構造物（１６）が、前記軸方向（Ａ）に前端部分（２２）と後端部分（２４）を有し、前記支持構造物（１６）が、第２の材料タイプの前縁部材（２６）を有し、前記前縁部材（２６）が、前記前端部分（２２）にあり、前記管状部材（１８，２０）のうちの少なくとも２つが、前縁部材（２６）に固定式に取り付けられた、支持構造物（１６）において、前記第１の材料タイプが、前記第２の材料タイプと異なる支持構造物（１６）。
2. 前記前縁部材（２６）が、内側前縁区分（２８）、外側前縁区分（３０）、及び前記内側前縁区分（２８）と前記外側前縁区分（３０）間に延在する少なくとも１つの前縁羽根部分（３２）とを有する、請求項１に記載の支持構造物（１６）。
3. 前記管状部材（１８，２０）のうちの少なくとも２つが、前縁部材（２６）に固定式に取り付けられ、その結果、前記前縁羽根部分（３２）が、前記少なくとも２つの管状部材（１８，２０）を分離する前縁を構成する、請求項２に記載の支持構造物（１６）。
4. 前記内側前縁リング区分（２８）と前記外側前縁リング区分（３０）の少なくとも一方が、閉リングを構成する、請求項２又は３に記載の支持構造物（１６）。
5. 前記支持構造物（１６）が、第３の材料タイプの後縁部材（３４）を有し、前記第１の材料タイプが、前記第３の材料タイプと異なる、請求項１乃至４のいずれかに記載の支持構造物（１６）。
6. 前記後縁部材（３４）が、内側後縁リング区分（３６）、外側後縁リング区分（３８）、及び前記内側後縁リング区分（３６）と前記外側後縁リング区分（３８）の間に延在する少なくとも１つの後縁羽根部分（４０）を有し、前記管状部材（１８，２０）のうちの少なくとも２つが、後縁部材（３４）に固定式に取り付けられ、その結果、前記後縁部材（３４）の後縁羽根部分（４０）が、前記２つの管状部材（１８，２０）を分離する後縁を構成する、請求項５に記載の支持構造物（１６）。
7. 前記内側後縁リング区分（３６）と前記外側後縁リング区分（３８）の少なくとも一方が、閉リングを構成する、請求項６に記載の支持構造物（１６）。
8. 前記第２の材料タイプが、前記第３の材料タイプと同じである、請求項５乃至７のいずれかに記載の支持構造物（１６）。
9. 前記第１の材料タイプが、シートメタル又はシートメタル合金である、請求項１乃至８のいずれかに記載の支持構造物（１６）。
10. 前記第２の材料タイプが、鋳造金属、鋳造金属合金、鍛造金属又は鍛造金属合金である、請求項１乃至９のいずれかに記載の支持構造物（１６）。
11. 前記支持構造物（１６）が、回転支持構造物である、請求項１乃至１０のいずれかに記載の支持構造物（１６）。
12. 請求項１乃至１１のいずれかに記載の支持構造物（１６）を有するガスタービンエンジン（１）。
13. 前記エンジン（１）が、オープンロータエンジンである、請求項１２に記載のガスタービンエンジン（１）。
14. 請求項１２又は１３に記載のガスタービンエンジン（１）を含む航空機。
15. ガスタービンエンジン（１）の支持構造物（１６）を構成する方法であって、前記支持構造物（１６）が、軸方向（Ａ）の軸方向拡張と円周方向（Ｃ）の周囲拡張とを有し、
    前記方法が、
    第１の材料タイプの少なくとも２つの管状部材（１８，２０）を前記円周方向（Ｃ）の別個の位置に提供する段階であって、前記管状部材がそれぞれ、前記支持構造物（１６）の流体案内路の一部を構成するように適応された段階と、
    第２の材料タイプの第１の前縁部分（４２）を提供する段階であって、前記第１の材料タイプが、前記第２の材料タイプと異なり、前記第１の前縁部分（４２）が、前縁部材（２６）の一部を構成するように適応された段階と、
    前記管状部材（１８，２０）を前記前縁部分（４２）に固定式に取り付ける段階とを含む方法。
16. 前記第１の前縁部分（４２）が、前縁羽根部分（４４）と前縁リング部分（４６，４８）を有し、前記前縁リング部分（４６，４８）が、前記前縁部材（２６）の内側前縁リング区分（２８）又は外側前縁リング区分（３０）の一部を構成するように適応されており、前記方法が、
    前記管状部材（１８，２０）を前記前縁部分（４２）に固定式に取り付け、その結果、前記前縁羽根部分（４４）が、前記管状部材（１８，２０）の羽根前縁を構成する段階を更に含む、請求項１５に記載の方法。
17. 前記方法が、
    第２の前縁部分（５０）を提供する段階であって、前記第２の前縁部分（５０）が、第２の前縁羽根部分（５２）と第２の前縁リング部分（５４，５６）を有し、前記第２の前縁リング部分（５４，５６）が、前縁部材（２６）の内側前縁リング区分（２８）又は外側前縁リング区分（３０）の一部を構成するように適応された段階と、
    前記第２の前縁部分（５０）を前記第１の前縁部分（４２）に固定式に取り付けて、前記前縁部材（２６）の前記内側リング区分（２８）及び／又は前記外側リング区分（３０）の一部を構成する段階とを更に含む、請求項１５又は１６に記載の方法。
18. 前記方法が、
    第３の材料タイプの第１の後縁部分（５８）を提供する段階であって、前記第３の材料タイプが、前記第１の材料タイプと異なり、前記第１の後縁部分（５８）が、後縁部材の一部を構成するように適応された段階と、
    前記管状部材（１８，２０）を前記後縁部分に固定式に取り付ける段階とを更に含む、請求項１５乃至１７のいずれかに記載の方法。
19. 前記第１の後縁部分（５８）が、後縁羽根部分（６０）と後縁リング部分（６２，６４）を有し、前記後縁リング部分（６２，６４）が、前記後縁部材（３４）の内側後縁リング区分（３６）又は外側後縁リング区分（３８）の一部を構成するように適応され、
    前記方法が、
    前記管状部材（１８，２０）を前記後縁部分（５８）に固定式に取り付けて、その結果、前記後縁羽根部分（５８）が、前記管状部材（１８，２０）用の羽根後縁を構成する段階を更に含む、請求項１８に記載の方法。
20. 前記方法が、
    第２の後縁部分（６６）を提供する段階であって、前記第２の後縁部分が、第２の後縁羽根部分（６８）と第２の後縁リング部分（７０，７２）を有し、前記第２の後縁リング部分（７０，７２）が、後縁部材（３４）の内側後縁リング区分（３４）又は外側後縁リング区分（３６）の一部を構成するように適応され、
    前記第２の後縁部分（６６）を前記第１の後縁部分（５８）に固定式に取り付けて、前記後縁部材（３８）の前記内側リング区分（３８）及び／又は前記外側リング区分の一部を構成する段階とを更に含む、請求項１９に記載の方法。
21. 前記管状部材（１８，２０）が、前記第１の前縁部分（４２）に溶接によって固定式に取り付けられた、請求項１５乃至２０のいずれかに記載の方法。
22. 前記第１の前縁部分（４２）が、前記第２の前縁部分（５０）に溶接によって固定式に取り付けられた、請求項１７乃至２１のいずれかに記載の方法。
23. 前記管状部材（１８，２０）が、前記後縁部分（５８）に溶接によって固定式に取り付けられた、請求項１８乃至２２のいずれかに記載の方法。
24. 前記第１の後縁部分（５８）が、前記第２の後縁部分（６６）に溶接によって固定式に取り付けられた、請求項２０乃至２２のいずれかに記載の方法。
25. ガスタービンエンジンの支持構造物であって、前記支持構造物が、軸方向の軸方向拡張と円周方向の周囲拡張とを有し、前記支持構造物が、前記円周方向に順に配列された第１の材料タイプの複数の管状部材を有し、各管状部材が、前記軸方向に少なくとも部分的に延在する流れ案内路を少なくとも部分的に画定し、前記支持構造物が、前記軸方向に前端部分と後端部分を有し、前記支持構造物が、第２の材料タイプの前縁部材を有し、前記前縁部材が、前記前端部分に配置され、前記管状部材のうちの少なくとも２つが、前縁部材に固定式に取り付けられ、前記第１の材料タイプが、前記第２の材料タイプと異なる、支持構造物。
26. 前記前縁部材が、内側前縁区分、外側前縁区分、及び前記内側前縁区分と前記外側前縁区分の間に延在する少なくとも１つの前縁羽根部分を有する、請求項２５に記載の支持構造物。
27. 前記管状部材の少なくとも２つが、前縁部材に固定式に取り付けられ、その結果、前記前縁羽根部分が、少なくとも２つの管状部材を分離する前縁を構成する、請求項２６に記載の支持構造物。
28. 前記内側前縁リング区分と前記外側前縁リング区分の少なくとも一方が、閉リングを構成する、請求項２６又は２７に記載の支持構造物。
29. 前記支持構造物が、第３の材料タイプの後縁部材を有し、前記第１の材料タイプが、前記第３の材料タイプと異なる、請求項２５乃至２８のいずれかに記載の支持構造物。
30. 前記後縁部材が、前記内側後縁リング区分、前記外側後縁リング区分、及び内側後縁リング区分と外側後縁リング区分の間に延在する少なくとも１つの後縁羽根部分を有し、前記管状部材のうちの少なくとも２つが、後縁部材に固定式に取り付けられ、その結果、前記後縁部材の後縁羽根部分が、少なくとも２つの管状部材を分離する後縁を構成する、請求項２９に記載の支持構造物。
31. 前記内側後縁リング区分と前記外側後縁リング区分の少なくとも一方が、閉リングを構成する、請求項３０に記載の支持構造物。
32. 前記第２の材料タイプが、前記第３の材料タイプと同じである、請求項２９乃至３１のいずれかに記載の支持構造物。
33. 前記第１の材料タイプが、シートメタル又はシートメタル合金である、請求項２５乃至３２のいずれかに記載の支持構造物。
34. 前記第２の材料タイプが、鋳造金属、鋳造金属合金、鍛造金属又は鍛造金属合金である、請求項２５乃至３３のいずれかに記載の支持構造物。
35. 前記支持構造物が、回転支持構造物である、請求項２５乃至３４のいずれかに記載の支持構造物。
36. 請求項２５乃至３５のいずれかに記載の支持構造物を有するガスタービンエンジン。
37. 前記エンジンが、オープンロータエンジンである、請求項３６に記載のガスタービンエンジン。
38. 請求項３６又は３７に記載のガスタービンエンジンを有する航空機。
39. ガスタービンエンジンの支持構造物を構成する方法であって、前記支持構造物が、軸方向の軸方向拡張と円周方向の周囲拡張とを有し、前記方法が、
    第１の材料タイプの少なくとも２つの管状部材を前記円周方向の別個の位置に提供する段階であって、前記管状部材がそれぞれ、前記支持構造物の流体案内路の一部を構成するように適応された段階と、
    第２の材料タイプの第１の前縁部分を提供する段階であって、前記第１の材料タイプが、前記第２の材料タイプと異なり、前記第１の前縁部分が、前縁部材の一部を構成するように適応された段階と、
    前記管状部材を前記前縁部分に固定式に取り付ける段階とを含む方法。
40. 前記第１の前縁部分が、前縁羽根部分と前縁リング部分を有し、前記前縁リング部分が、前記前縁部材の内側前縁リング区分又は外側前縁リング区分の一部を構成するように適応され、前記方法が、
    前記管状部材を前記前縁部分に固定式に取り付けて、前記前縁羽根部分が、前記管状部材用の羽根前縁を構成するようにする段階を更に含む、請求項３９に記載の方法。
41. 前記方法が、
    第２の前縁部分を提供する段階であって、前記第２の前縁部分が、第２の前縁羽根部分と第２の前縁リング部分を有し、前記第２の前縁リング部分が、前縁部材の内側前縁リング区分又は外側前縁リング区分の一部を構成するように適応された段階と、
    前記第２の前縁部分を前記第１の前縁部分に固定式に取り付けて、前記前縁部材の前記内側リング区分及び／又は前記外側リング区分を構成する段階とを更に含む、請求項３９又は４０に記載の方法。
42. 前記方法が、
    第３の材料タイプの第１の後縁部分を提供する段階であって、前記第３の材料タイプが、前記第１の材料タイプと異なり、前記第１の後縁部分が、後縁部材の一部を構成するように適応された段階と、
    前記管状部材を前記後縁部分に固定式に取り付ける段階とを更に含む、請求項３９乃至４１のいずれかに記載の方法。
43. 前記第１の後縁部分が、後縁羽根部分と後縁リング部分を有し、前記後縁リング部分が、前記後縁部材の内側後縁リング区分又は外側後縁リング区分の一部を構成するように適応され、前記方法が、
    前記管状部材を前記後縁部分に固定式に取り付けて、前記後縁羽根部分が、前記管状部材の羽根後縁を構成するようにする段階とを更に含む、請求項４２に記載の方法。
44. 前記方法が、
    第２の後縁部分を提供する段階であって、前記第２の後縁部分が、第２の後縁羽根部分と第２の後縁リング部分を有し、前記第２の後縁リング部分が、後縁部材の内側後縁リング区分又は外側後縁リング区分の一部を構成するように適応された段階と、
    前記第２の後縁部分を前記第１の後縁部分に固定式に取り付けて、前記後縁部材の前記内側リング区分及び／又は前記外側リング区分の一部を構成する段階とを更に含む、請求項４３に記載の方法。
45. 前記管状部材が、前記第１の前縁部分に溶接によって固定式に取り付けられた、請求項３９乃至４４のいずれかに記載の方法。
46. 前記第１の前縁部分が、前記第２の前縁部分に溶接によって固定式に取り付けられた、請求項４１乃至４４のいずれかに記載の方法。
47. 前記管状部材が、前記後縁部分に溶接によって固定式に取り付けられた、請求項４２乃至４６のいずれかに記載の方法。
48. 前記第１の後縁部分が、前記第２の後縁部分に溶接によって固定式に取り付けられた、請求項４４乃至４７のいずれかに記載の方法。

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