JP2017129138A - タービンエンジン用のタービン後部フレーム - Google Patents

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Seshadri Ganesh
ラビカーンス・アバンチャ
Avancha Ravikanth
ライル・ダグラス・ダイリー
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Abstract

【課題】タービンエンジン用のタービン後部フレームを提供する。
【解決手段】ガスタービンエンジン用のタービン後部フレーム８０は、外側リングと内側リングとの間に配置された複数の支柱３５を含む。支柱３５は、外側リング内に画定された１つまたは複数の取り付け面９１に隣接して取り付けることができる。取り付け面９１は、挿入されたエンジンマウント９２の上流側に最大半径方向距離を有する外側リングの凹部９０を含むことができる。支柱３５は、タービン後部フレームの空気力学的性能を向上させるために、取り付け面の中心線からオフセットされたピッチ角と、先端部の接線方向に湾曲した後縁と、をさらに含むことができる。
【選択図】図３

Description

タービンエンジン用のタービン後部フレームを提供する。
ガスタービンエンジンは陸上および海上移動および発電のために用いられているが、例えばヘリコプターを含む飛行機などの航空用途に最も一般的に用いられる。飛行機では、ガスタービンエンジンは、航空機の推進力に用いられる。タービンエンジンは、回転ブレードと固定ベーンとのペアを含む一連の圧縮機段においてエンジンを通過し、燃焼器を通り、それから多くのタービンブレード上を通過する燃焼ガスの流れからエネルギーを抽出する回転エンジンである。ガスタービンエンジンは、通常、ガス流路内にさらなる固定ベーンを含むことができるタービン後部フレームにある複数の支柱により航空機に取り付けられる。
航空機用のガスタービンエンジンは、エンジン推力を最大にするために高温および高圧で動作するように設計されている。推力を最大にするためには、ガスタービンから出る流れ方向を軸方向状態に維持することが重要である。タービン後部フレームは、流れがエンジンから出る際に低圧タービンからの流れ方向を軸方向に向けるように働く支柱を含む。通常、支柱は、エンジンの外側ケーシングの凹部内に配置されたラグマウントに取り付けられる。
米国特許出願公開第２０１２／００９３６４２号明細書
一態様では、エンジン中心線を有するガスタービンエンジン用のタービン後部フレームは、凹部を画定する少なくとも１つのラグマウントを有する外側リングと、外側リング内に位置する内側リングであって、外側リングと内側リングとの間に環状流路を画定する内側リングと、を含む。エンジンは、ラグマウントに結合され、かつ環状流路内に位置し、かつ内側リングと外側リングとの間に延在する少なくとも１つの支柱をさらに含み、少なくとも１つの支柱は、前縁、後縁、内側リングに位置する根元部、および外側リングの凹部に位置する先端部を画定する翼形形状を有する。エンジンは、先端部の反対側の外側リングの凹部に設けられた少なくとも１つのエンジンマウントをさらに含む。ラグマウントは、軸方向に画定された支柱の翼弦方向中心の上流側に凹部の最大半径方向距離が生じるように成形されている。
別の態様では、一態様では、エンジン中心線を有するガスタービンエンジン用のタービン後部フレームは、外側リングの凹部を画定する少なくとも１つのラグマウントを有する外側リングと、外側リング内に位置する内側リングであって、外側リングと内側リングとの間に環状流路を画定する内側リングと、を含む。エンジンは、環状流路内に位置し、かつ内側リングと外側リングとの間に延在する少なくとも１つの支柱をさらに含む。エンジンは、外側リングの凹部に設けられた少なくとも１つのエンジンマウントをさらに含む。ラグマウントは、軸方向に画定された支柱の翼弦方向中心の上流側に凹部の最大半径方向距離を有するように成形されている。
さらに別の態様では、エンジン中心線を有するガスタービンエンジンのタービン後部フレームのためのベーンセグメントであって、ベーンセグメントは、外側リングと内側リングとの部分の間に位置する円周方向に離間した翼形部を含む。取り付け面は、軸方向に画定された支柱の翼弦方向中心の上流側に凹部の最大半径方向距離を有するように成形されている。
ガスタービンエンジンの概略的な軸方向断面図である。 外側ケーシングおよびタービン後部フレームを有する図１のエンジンの概略図である。 図２のタービン後部フレームの半径方向断面図である。 タービン後部フレームに結合された図１のエンジンの低圧タービン部の拡大図である。 図３のタービン後部フレームの支柱の凹部の断面を組み合わせた上面図である。 中線断面および先端部の断面を示す図５の支柱の上面図である。
本発明の記載される態様は、特にガスタービンエンジンのタービン後部フレームに関する。説明の便宜上、本発明は、航空機ガスタービンエンジンについて記載する。しかし、本発明はそのように限定されず、例えば他の移動体用途、ならびに非移動体の工業用途、商業用途、および住宅用途などの非航空機用途において一般的に適用できることが理解されよう。
本明細書では、「前方」または「上流側」という用語は、エンジン入口に向かう方向の動き、または別の構成要素と比較してエンジン入口に相対的に近い構成要素を示す。「前方」または「上流側」に関連して使用される「後方」または「下流側」という用語は、エンジン中心線に対してエンジンの後方または出口に向かう方向を示す。
さらに、本明細書では、「半径方向の」または「半径方向に」という用語は、エンジンの中心長手方向軸とエンジン外周との間に延びる寸法を示す。
すべての方向についての言及（例えば、半径方向、軸方向、近位、遠位、上部、下部、上方、下方、左、右、横方向、前部、後部、頂部、底部、上に、下に、垂直、水平、時計回り、反時計回り、上流側、下流側、後方など）は、本発明の読者の理解を助けるための識別目的のためだけに使用され、特に本発明の位置、方向、または使用に関して限定するものではない。接続についての言及（例えば、取り付ける、結合する、連結する、接合する）は広義に解釈されるべきであり、特に断らない限り、要素の集合間の中間部材および要素間の相対運動を含むことができる。このように、接続についての言及は、２つの要素が直接に接続され、互いに固定された関係にあると必ずしも推測する必要はない。例示的な図面は、例示目的のためだけであって、本明細書に添付した図面に反映された寸法、位置、順序、および相対的な大きさは、変えることができる。
図１は、航空機用ガスタービンエンジン１０の概略的な断面図である。エンジン１０は、ほぼ長手方向に延びる軸線または前方１４から後方１６へ延びる中心線１２を有する。エンジン１０は、下流方向の直列の流れ関係で、ファン２０を含むファン部１８と、ブースタもしくは低圧（ＬＰ）圧縮機２４および高圧（ＨＰ）圧縮機２６を含む圧縮機部２２と、燃焼器３０を含む燃焼部２８と、ＨＰタービン３４およびＬＰタービン３６を含むタービン部３２と、排気部３８と、を含む。
ファン部１８は、中心線１２の周りで半径方向に配置された複数のファンブレード４２を有するファンを含む。ＨＰ圧縮機２６、燃焼器３０、およびＨＰタービン３４は、エンジン１０のコア４４を形成し、それは燃焼ガスを生成する。
エンジン１０の中心線１２の周りに同軸に配置されたＨＰシャフトまたはスプール４８は、ＨＰタービン３４をＨＰ圧縮機２６に駆動連結する。ＬＰシャフトまたはスプール５０は、より大径の環状のＨＰスプール４８内にエンジン１０の中心線１２の周りに同軸に配置され、ＬＰタービン３６をＬＰ圧縮機２４およびファン２０に駆動連結する。スプール４８、５０のいずれかまたは両方に取り付けられて回転するエンジン１０の一部は、個別にまたは一括してロータ５１とも呼ばれる。
ＬＰ圧縮機２４およびＨＰ圧縮機２６は、複数の圧縮機段５２、５４をそれぞれ含み、そこでは一組の圧縮機ブレード５８が対応する一組の静止圧縮機ベーン６０、６２（ノズルとも呼ばれる）に対して回転して、その段を通過する流体の流れを圧縮または加圧する。単一の圧縮機段５２、５４では、複数の圧縮機ブレード５６、５８がリング状に設けられてもよく、ブレードプラットフォームからブレード先端部まで、中心線１２に対して半径方向外向きに延在することができ、一方、対応する静止圧縮機ベーン６０、６２は、回転ブレード５６、５８の下流側に隣接して配置される。図１に示すブレード、ベーン、および圧縮機段の数は、単に例示の目的でのみ選択されたものであって、他の数も可能であることに留意されたい。圧縮機の１つの段のブレード５６、５８は、ディスク５３に取り付けることができ、ディスク５３は、ＨＰおよびＬＰスプール４８、５０の対応する１つに取り付けられ、各段はそれ自体のディスクを有する。ベーン６０、６２は、ロータ５１の周りに円周方向の配置でコアケーシング４６に取り付けられる。
ＨＰタービン３４およびＬＰタービン３６は、複数のタービン段６４、６６をそれぞれ含み、そこでは一組のタービンブレード６８、７０が対応する一組の静止タービンベーン７２、７４（ノズルとも呼ばれる）に対して回転して、その段を通過する流体の流れからエネルギーを取り出す。単一のタービン段６４、６６では、複数のタービンブレード６８、７０がリング状に設けられてもよく、ブレードプラットフォームからブレード先端部まで、中心線１２に対して半径方向外向きに延在することができ、一方、対応する静止タービンベーン７２、７４は、回転ブレード６８、７０の上流側に隣接して配置される。図１に示すブレード、ベーン、およびタービン段の数は、単に例示の目的でのみ選択されたものであって、他の数も可能であることに留意されたい。
動作時には、回転するファン２０がＬＰ圧縮機２４に周囲空気を供給し、次にＬＰ圧縮機２４がＨＰ圧縮機２６に加圧された周囲空気を供給し、ＨＰ圧縮機２６が周囲空気をさらに加圧する。ＨＰ圧縮機２６からの加圧された空気は、燃焼器３０内で燃料と混合されて点火され、それによって燃焼ガスを発生する。いくらかの仕事がＨＰタービン３４によってこれらのガスから取り出されて、ＨＰタービン３４がＨＰ圧縮機２６を駆動する。燃焼ガスはＬＰタービン３６内に排出され、ＬＰタービン３６はＬＰ圧縮機２４を駆動するための追加の仕事を取り出し、排気ガスは最終的に排気部３８を経由してエンジン１０から排出される。ＬＰタービン３６の駆動によって、ＬＰスプール５０を駆動し、ファン２０およびＬＰ圧縮機２４を回転させる。
ファン２０によって供給される周囲空気の一部は、エンジンコア４４を迂回して、エンジン１０の各部分、特に高温部分の冷却に使用することができ、および／または航空機の他の態様を冷却し、もしくはそれに動力を供給するために使用することができる。タービンエンジンの場面では、エンジンの高温部分は通常、燃焼器３０の下流側、特にタービン部３２にあり、ＨＰタービン３４が燃焼部２８のすぐ下流側にあるので最も高温の部分である。冷却流体の他の供給源は、限定はしないが、ＬＰ圧縮機２４またはＨＰ圧縮機２６から排出された流体であってもよい。
図２では、図１のエンジン１０が外側ケーシング４０内に配置されている。外側ケーシング４０は、複数の環状マウント４７によってコアケーシング４６に取り付けることができる。タービン後部フレーム３３は、ＬＰタービン３６の下流側に配置される。タービン後部フレーム３３は、翼に取り付けるための１つまたは複数のパイロンなどにより、エンジンを航空機に取り付けるための取り付け面を含むことができる。タービン後部フレーム３３は、コアケーシング４６内に取り付けられた複数の支柱３５を含むことができる。空気流を排出する場合に支柱３５は、コアケーシング４６とＬＰスプール５０などのエンジンコア４４の内部部品との間の剛性面を提供するだけでなく、エンジンコア４４から出る空気流を、空気流を排出する際に角度または渦巻き方向から軸方向に向きを変えることができる。
図３を参照すると、タービン後部フレーム８０の半径方向断面は、外側リングと内側リングとの間、すなわちバンド８２、８４の間に環状に延在する複数の支柱３５の配置を示す。支柱３５またはベーンセグメントは、環状流路８６内のバンド８２、８４の間に取り付けることができる。外側バンド８２は、エンジン中心線１２に対して半径方向内側に延在する１つまたは複数の取り付け面９１を有することができる。取り付け面９１は、１つまたは複数の支柱３５に隣接する外側バンド８２内に配置された取り付け凹部９０を画定することができる。１つまたは複数のエンジンマウント９２は、非限定的な実施例ではクレビスマウントまたはラグマウントを含むことができ、凹部９０内に配置され、エンジン１０から必要以上に延在することなくエンジンマウント９２を配置するためのさらなるスペースを提供する外側バンド８２に取り付けることができる。エンジンマウント９２は、エンジン１０を航空機に、通常、航空機上のパイロン（図示せず）に取り付けることを提供する。
図面は、タービン後部フレーム８０を通して後方を見るように示され、エンジン中心線１２がその中心に配置されている。３つの支柱３５が、凹部９０内に配置されるエンジンマウント９２の組を提供する取り付け面９１に隣接して配置されている。支柱３５は、内側バンド８４への取り付けを容易にするために利用される拡がる端部１２０を有することができる。図示する１４の支柱３５、３つの取り付け面９１、およびエンジンマウント９２は、例示的なものとして理解されたい。より多くのまたはより少ない支柱３５、取り付け面９１、およびエンジンマウント９２をエンジン１０で実施することができ、限定するものと解釈するべきではない。
各支柱３５は、支柱３５に沿って翼幅方向に延びる支柱体軸１１２として翼幅方向の体軸を規定することができる。支柱３５は、支柱体軸１１２がエンジンマウント９２を通りエンジン中心線１２から半径方向に延びるエンジン半径方向軸１１６に対して支柱角１１４を規定するように、曲げることができる。隣接する支柱３５は、流れ領域１１８が隣接する支柱３５の間に配置されるように、流路をさらに画定することができる。環状流路８６の最大半径方向距離は、流れ領域１１８内に配置することができる。支柱３５が取り付け面９１に隣接して拡がらないので、流れ領域１１８は、環状流路を通る流れ方向に拡がらないことを理解されたい。
代替的な実施例では、バンド８２、８４、取り付け面９１、および支柱３５は、互いの間の接合部に配置されたフィレットを含むことができ、あるいはフィレットと一体にすることができ、またはフィレット面が接合部に画定されるように適合させることができる。
ここで図４を参照すると、空気の主流の流れＦは、前方から後方の方向に移動して、環状流路８６を通過することができる。支柱３５は、環状流路８６を通る主流の流れＦを、一例では、渦巻く流れから実質的な軸方向の流れに導くための翼形形状を含むことができる。翼形形状を有するので、支柱３５は、前縁１００および後縁１０２を含むことができ、前縁１００から後縁１０２までの翼弦方向を規定することができる。中線１０３は、支柱３５の半径方向の中心で翼弦方向に延びるものとして規定することができる。支柱３５は、さらに、内側バンド８４に隣接する根元部１０４と、外側バンド８２に隣接する先端部１０６と、をさらに有することができ、根元部１０４から先端部１０６までの翼幅方向を規定することができる。
取り付け面９１は、傾きが上流側縁部から最大半径方向距離または高さ１０８まで増加し、最大半径方向高さ１０８から下流側縁部まで徐々に減少するバンプ状の幾何学的形状を含む。取り付け面９１によって画定される凹部９０は、実質的に球面形状あるいは楕円形状とすることができ（図５を参照）、最大半径方向高さ１０８は、主流の流れＦに対して支柱３５の翼弦方向中心の上流側に配置することができる。さらに、最大半径方向高さ１０８は、エンジンマウント９２の上流側に配置することができる。さらに、最大半径方向高さ１０８は、支柱３５の前縁１００の下流側に配置することができる。このように、取り付け面９１によって画定される凹部９０の少なくとも一部は、流れ方向Ｆに非増加半径方向長さを有することができる。
凹部９０は、取り付け面９１に沿った主流の流れ方向Ｆに環状流路８６の非増加半径方向長さを規定することができる。あるいは、取り付け面９１は、環状流路８６の半径方向距離が、凹部９０、支柱３５、またはこれらの組み合わせの少なくとも一部に沿って一致するように適合させることができる。最後に、環状流路８６の最大半径方向距離は、隣接する支柱３５の間に画定される流れ領域１１８（図３を参照）に配置することができる。
本明細書の記述では、支柱３５および取り付け面９１に関する主題について説明しているが、実施はこれに限定されるものではなく、記載するように、一体の支柱と整流板との組み合わせとして、あるいは整流板のみとして利用することができることを理解されたい。このように、取り付け面９１および凹部９０に関連する幾何学的形状は、整流板に適用されて、整流板を取り付けることができる例示的な構造として支柱を利用することができ、整流板に取り付けられた任意の構造は、本明細書に記載した支柱の空気力学的設計によって限定されるものではないことを理解されたい。
図５に、取り付け面９１の上面図を示し、支柱３５の中線断面を破線で示している。翼弦線１３０は、翼形部の前縁１００と後縁１０２との間に延びる。ピッチ角１３４は、翼弦線１３０と取り付け面９１の中心線との間で定義することができる。ピッチ角１３４は、中心線１３２から５度〜２５度に画定することができる。しかし、ピッチ角１３４は１度のように小さくてもよいし、あるいは４５度のように大きくてもよいと考えられる。翼弦線１３０は、前縁１００のピッチ線１３５が流入する流れ方向１４０の方向に向くように、翼形部の向きによって画定することができる。
最大半径方向高さ１０８は、凹部の中心線１３２の近傍またはそれに沿って配置され、凹部９０の残りの部分の高さは、最大半径方向高さ１０８から離れるにつれて減少することを理解されたい。このように、最大凹部高さから中心線１３２に沿って軸方向に移動することで、減少する凹部高さを画定する。同様に、凹部の中心線１３２から横方向に移動することで、最小凹部高さが凹部９０の外周の周りに配置されるように、凹部の高さがさらに減少する。
支柱３５の翼形形状は、正圧側面１３６および負圧側面１３８をさらに画定する。支柱３５の前縁１００は、流入する流れ方向１４０の方向に位置合わせされ、取り付け面９１の中心線１３２に沿って配置されている。翼形部の正圧側面１３６は、最大半径方向高さ１０８に面しており、前縁１００の後方で中心線１３２から離間している。負圧側面１３８は、正圧側面１３６の反対側に配置され、凹部の中心線１３２からより遠くに、正圧側面１３６よりも低い凹部高さに隣接して配置されている。
図６では、支柱３５の翼幅方向長さに沿った中線における支柱３５の断面を破線で示し、実線の先端部の断面１４２と比較して図５のピッチ角１３４を画定する。後縁１０２は、流入する流れ方向１４０の方向に支柱の先端部または半径方向外側５０％の近傍で接線方向に湾曲することができ、湾曲した後縁１４４として示してある。理解され得るように、後縁１４４の接線方向の湾曲は、支柱３５の後縁１４４に対する接線方向の湾曲の結果として生じる支柱３５の残りの部分のピッチ角１３４よりも大きい先端部のピッチ角１４８を有する先端部の翼弦線１４６を画定することができる。後縁１０２の接線方向の湾曲は、翼形部の半径方向外側５０％に配置することができ、先端部に隣接していることに限定されないことを理解されたい。さらに、翼形部の半径方向内側５０％は、半径方向外側５０％と同じ方向に接線方向に湾曲することができ、あるいは半径方向外側５０％と反対方向に湾曲することができる。
ラグマウントの前方に配置された最大半径方向距離を有する凹部は、フレームの圧力損失をより低くし、特定の燃料消費量を低減させることを理解されたい。さらに、最大半径方向距離の前方位置は、圧力損失をもたらすこともあり得る支柱の拡がる端部を必要とせずに、ラグマウント内のエンジンマウントのための空間を提供する。加えて、ラグマウントの改良された設計は、ラグマウントに隣接する支柱の翼形形状の増強された設計制御を提供する。記載した態様は、ノズルの空気力学的性能を向上させることができる、後部フレームからのより低い流れ剥離および後部フレームからのより清浄な流れを提供する。さらに、支柱に隣接する環状流路の半径方向長さを拡がらないようにすることができ、収束させることができるので、圧力損失をさらに低減させることができる。
中心線に隣接する正圧側面を有するバンプ中心線に隣接して前縁を配置することで、従来の設計と比較して全圧力損失が１０％以上低くなることをさらに理解されたい。流入する空気流の方向に対して前縁のピッチ線を配向させ、ラグマウント中心線に対して５〜２５度のピッチ角を利用することにより、全体的な空気力学的効率をさらに向上させることができる。最後に、ラグマウントに沿った先端部の後縁の接線方向の湾曲によって、空気力学的効率をさらに向上させることができる。
この明細書は、本発明を開示するために実施例を用いており、最良の形態を含んでいる。また、いかなる当業者も本発明を実施することができるように実施例を用いており、任意のデバイスまたはシステムを製作し使用し、任意の組み込まれた方法を実行することを含んでいる。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が想到する他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、特許請求の範囲の文言との差がない構造要素を有する場合、または特許請求の範囲の文言との実質的な差がない等価の構造要素を含む場合、特許請求の範囲内にある。
本発明は、以下の実施態様を含む。
［実施態様１］
エンジン中心線（１２）を有するガスタービンエンジン用のタービン後部フレーム（３３）であって、
外側リング（８２）であって、前記外側リングに凹部（９０）を画定する少なくとも１つの取り付け面（９１）を有する外側リングと、
前記外側リング内に位置する内側リング（８４）であって、前記外側リングと前記内側リングとの間に環状流路（８６）を画定する内側リングと、
前記取り付け面に結合され、かつ前記環状流路内に位置し、かつ前記内側リングと前記外側リングとの間に延在する少なくとも１つの支柱（８８）であって、前縁（１００）、後縁（１０２）、前記内側リングに位置する根元部（１０４）、および前記外側リングの前記凹部に位置する先端部（１０６）を画定する翼形形状を有する少なくとも１つの支柱と、
前記先端部の反対側の前記外側リングの前記凹部に設けられた少なくとも１つのエンジンマウント（９２）と、を含み、
空気の流れが前記環状流路を通過して、流れ方向を規定し、前記取り付け面は、軸方向に画定された前記支柱の翼弦方向中心の上流側に前記凹部の最大半径方向距離（１０８）を有するように成形されている、タービン後部フレーム。
［実施態様２］
前記前縁は、前記最大半径方向距離の上流側にある、実施態様１に記載のタービン後部フレーム。
［実施態様３］
前記取り付け面は、前記流れ方向に非増加半径方向長さを有する前記取り付け面に沿って前記環状流路の半径方向断面を有するようにさらに形成されている、実施態様１に記載のタービン後部フレーム。
［実施態様４］
前記取り付け面は、前記取り付け面に沿って通る前記環状流路の半径方向断面が前記流れ方向に非減少半径方向長さを有さないようにさらに形成されている、実施態様３に記載のタービン後部フレーム。
［実施態様５］
前記支柱は、前記前縁と前記後縁との間に延びる翼弦線（１３０）を規定する前記翼形形状に向けられており、前記翼弦線は、前記取り付け面の中心線に対して５〜２５度のピッチ角（１３４）を規定する、実施態様１に記載のタービン後部フレーム。
［実施態様６］
前記前縁における前記翼形形状のピッチ線（１３５）は、前記流れ方向に対して配向されている、実施態様５に記載のタービン後部フレーム。
［実施態様７］
前記翼形形状の前記後縁は、前記支柱の半径方向外側５０％の翼幅内で接線方向に湾曲している、実施態様６に記載のタービン後部フレーム。
［実施態様８］
前記支柱の半径方向内側５０％の翼幅は、前記半径方向外側５０％と同一または反対方向の接線方向の少なくとも一方に湾曲している、実施態様７に記載のタービン後部フレーム。
［実施態様９］
前記少なくとも１つの支柱は、前記根元部から前記先端部まで延在する翼幅方向の体軸（１１２）を規定し、前記翼幅方向の体軸は、前記エンジン中心線に対して角度（１１４）を規定する、実施態様１に記載のタービン後部フレーム。
［実施態様１０］
前記少なくとも１つのエンジンマウントは、少なくとも２つの離間したエンジンマウントを含む、実施態様１に記載のタービン後部フレーム。
［実施態様１１］
前記少なくとも１つの支柱は、間にノズル領域を形成する２つの円周方向に離間した支柱を含む、実施態様１に記載のタービン後部フレーム。
［実施態様１２］
前記環状流路の最大半径方向距離は、前記ノズル領域に配置されている、実施態様１１に記載のタービン後部フレーム。
［実施態様１３］
エンジン中心線（１２）を有するガスタービンエンジン用のタービン後部フレーム（３３）であって、
外側リング（８２）であって、前記外側リングに凹部（９０）を画定する少なくとも１つの取り付け面（９１）を有する外側リングと、
前記外側リング内に位置する内側リング（８４）であって、前記外側リングと前記内側リングとの間に環状流路（８６）を画定する内側リングと、
前記環状流路内に位置し、かつ前記内側リングと前記外側リングとの間に延在する少なくとも１つの支柱（８８）と、
前記外側リングの前記凹部に設けられた少なくとも１つのエンジンマウント（９２）と、を含み、
前記取り付け面は、軸方向に画定された前記支柱の翼弦方向中心の上流側に前記凹部の最大半径方向距離（１０８）を有するように成形されている、タービン後部フレーム。
［実施態様１４］
前記少なくとも１つの支柱は、前縁（１００）、後縁（１０２）、前記内側リングに位置する根元部（１０４）、および前記外側リングの前記凹部に位置する先端部（１０６）を画定する翼形形状と、円周方向に離間して間に流れ領域（１１８）を画定する隣接する支柱と、を有する、実施態様１３に記載のタービン後部フレーム。
［実施態様１５］
前記前縁は、前記最大半径方向距離の上流側にある、実施態様１３に記載のタービン後部フレーム。
［実施態様１６］
前記少なくとも１つの支柱は、前記前縁と前記後縁との間に延びる翼弦線（１３０）を規定する前記翼形形状に向けられており、前記翼弦線は、前記取り付け面の中心線に対して５〜２５度のピッチ角（１３４）を規定する、実施態様１３に記載のタービン後部フレーム。
［実施態様１７］
前記前縁におけるピッチ線（１３５）は、流れ方向に対して配向されている、実施態様１６に記載のタービン後部フレーム。
［実施態様１８］
前記翼形形状の前記後縁は、前記支柱の半径方向外側５０％の翼幅内で接線方向に湾曲している、実施態様１７に記載のタービン後部フレーム。
［実施態様１９］
前記支柱の半径方向内側５０％の翼幅は、前記半径方向外側５０％と同一または反対方向の接線方向の少なくとも一方に湾曲している、実施態様１８に記載のタービン後部フレーム。
［実施態様２０］
前記少なくとも２つの支柱は、前記根元部から前記先端部まで延在する翼幅方向の体軸（１１２）を規定し、前記翼幅方向の体軸は、前記エンジン中心線に対して角度（１１４）を規定する、実施態様１３に記載のタービン後部フレーム。
［実施態様２１］
前記少なくとも１つのエンジンマウントは、少なくとも２つの離間したエンジンマウントを含む、実施態様１３に記載のタービン後部フレーム。
［実施態様２２］
エンジン中心線（１２）を有するガスタービンエンジン（１０）のタービン後部フレーム（３３）のためのベーンセグメントであって、前記ベーンセグメントは、外側リング（８２）と内側リング（８４）との部分の間に位置する円周方向に離間した翼形部と、凹部（９０）を画定する前記外側リングに形成された取り付け面（９１）と、を含み、前記取り付け面は、軸方向に画定された前記支柱の翼弦方向中心の上流側に前記凹部の最大半径方向距離（１０８）を有するように成形されている、ベーンセグメント。
［実施態様２３］
前記取り付け面は、前記少なくとも１つのエンジンマウントの上流側に前記凹部の最大半径方向距離を有するように成形されている、実施態様２２に記載のベーンセグメント。
［実施態様２４］
前記翼形部は、前縁（１００）と後縁（１０２）との間に延びる翼弦線（１３０）を有する前縁および後縁をさらに含み、前記翼弦線は、前記取り付け面の中心線に対して５〜２５度のピッチ角（１３４）を規定する、実施態様２２に記載のベーンセグメント。
［実施態様２５］
前記前縁におけるピッチ線（１３５）は、前記流れ方向に対して配向されている、実施態様２４に記載のベーンセグメント。
［実施態様２６］
前記翼形部の前記後縁は、前記支柱の半径方向外側５０％の翼幅内で接線方向に湾曲している、実施態様２４に記載のベーンセグメント。
［実施態様２７］
前記支柱の半径方向内側５０％の翼幅は、前記半径方向外側５０％と同一または反対方向の接線方向の少なくとも一方に湾曲している、実施態様２７に記載のベーンセグメント。
１０ エンジン
１２ 中心線
１４ 前方
１６ 後方
１８ ファン部
２０ ファン
２２ 圧縮機部
２４ 低圧圧縮機
２６ 高圧圧縮機
２８ 燃焼部
３０ 燃焼器
３２ タービン部
３３ タービン後部フレーム
３４ 高圧タービン
３５ 支柱
３６ 低圧タービン
３８ 排気部
４０ 外側ケーシング
４２ ファンブレード
４４ コア
４６ コアケーシング
４７ マウント
４８ 高圧シャフト／スプール
５０ 低圧シャフト／スプール
５１ ロータ
５２ 圧縮機段
５３ ディスク
５４ 圧縮機段
５６ 回転ブレード
５８ 回転ブレード
６０ ベーン
６２ ベーン
６４ タービン段
６６ タービン段
６８ タービンブレード
７０ タービンブレード
７２ タービンベーン
７４ タービンベーン
７６ マウント
７８ シール
Ｆ 主流の流れ
８０ タービン後部フレーム
８２ 外側バンド
８４ 内側バンド
８６ 環状流路
８８ 支柱
９０ 凹部
９１ 取り付け面
９２ エンジンマウント
９４ 拡がる端部
１００ 前縁
１０２ 後縁
１０３ 中線
１０４ 根元部
１０６ 先端部
１０８ 最大半径方向距離
１１０ ラグマウント
１１２ 支柱体軸
１１４ 支柱角
１１６ エンジン半径方向軸
１１８ 流れ領域
１２０ 拡がる端部
１３０ 翼弦線
１３２ 凹部の中心線
１３４ ピッチ角
１３５ ピッチ線
１３６ 正圧側面
１３８ 負圧側面
１４０ 流入する空気流の方向
１４２ 先端部の断面
１４４ 先端部の後縁
１４６ 先端部の翼弦線
１４８ 先端部のピッチ角

Claims (15)

  1. エンジン中心線（１２）を有するガスタービンエンジン用のタービン後部フレーム（３３）であって、
    外側リング（８２）であって、前記外側リングに凹部（９０）を画定する少なくとも１つの取り付け面（９１）を有する外側リングと、
    前記外側リング内に位置する内側リング（８４）であって、前記外側リングと前記内側リングとの間に環状流路（８６）を画定する内側リングと、
    前記取り付け面に結合され、かつ前記環状流路内に位置し、かつ前記内側リングと前記外側リングとの間に延在する少なくとも１つの支柱（８８）であって、前縁（１００）、後縁（１０２）、前記内側リングに位置する根元部（１０４）、および前記外側リングの前記凹部に位置する先端部（１０６）を画定する翼形形状を有する少なくとも１つの支柱と、
    前記先端部の反対側の前記外側リングの前記凹部に設けられた少なくとも１つのエンジンマウント（９２）と、を含み、
    空気の流れが前記環状流路を通過して、流れ方向を規定し、前記取り付け面は、軸方向に画定された前記支柱の翼弦方向中心の上流側に前記凹部の最大半径方向距離（１０８）を有するように成形されている、タービン後部フレーム。
  2. 前記前縁は、前記最大半径方向距離の上流側にある、請求項１に記載のタービン後部フレーム。
  3. 前記取り付け面は、前記流れ方向に非増加半径方向長さを有する前記取り付け面に沿って前記環状流路の半径方向断面を有するようにさらに形成されている、請求項１に記載のタービン後部フレーム。
  4. 前記取り付け面は、前記取り付け面に沿って通る前記環状流路の半径方向断面が前記流れ方向に非減少半径方向長さを有さないようにさらに形成されている、請求項３に記載のタービン後部フレーム。
  5. 前記支柱は、前記前縁と前記後縁との間に延びる翼弦線（１３０）を規定する前記翼形形状に向けられており、前記翼弦線は、前記取り付け面の中心線に対して５〜２５度のピッチ角（１３４）を規定する、請求項１に記載のタービン後部フレーム。
  6. 前記前縁における前記翼形形状のピッチ線（１３５）は、前記流れ方向に対して配向されている、請求項５に記載のタービン後部フレーム。
  7. 前記翼形形状の前記後縁は、前記支柱の半径方向外側５０％の翼幅内で接線方向に湾曲している、請求項６に記載のタービン後部フレーム。
  8. 前記支柱の半径方向内側５０％の翼幅は、前記半径方向外側５０％と同一または反対方向の接線方向の少なくとも一方に湾曲している、請求項７に記載のタービン後部フレーム。
  9. 前記少なくとも１つの支柱は、前記根元部から前記先端部まで延在する翼幅方向の体軸（１１２）を規定し、前記翼幅方向の体軸は、前記エンジン中心線に対して角度（１１４）を規定する、請求項１に記載のタービン後部フレーム。
  10. 前記少なくとも１つのエンジンマウントは、少なくとも２つの離間したエンジンマウントを含む、請求項１に記載のタービン後部フレーム。
  11. 前記少なくとも１つの支柱は、間にノズル領域を形成する２つの円周方向に離間した支柱を含む、請求項１に記載のタービン後部フレーム。
  12. 前記環状流路の最大半径方向距離は、前記ノズル領域に配置されている、請求項１１に記載のタービン後部フレーム。
  13. エンジン中心線（１２）を有するガスタービンエンジン用のタービン後部フレーム（３３）であって、
    外側リング（８２）であって、前記外側リングに凹部（９０）を画定する少なくとも１つの取り付け面（９１）を有する外側リングと、
    前記外側リング内に位置する内側リング（８４）であって、前記外側リングと前記内側リングとの間に環状流路（８６）を画定する内側リングと、
    前記環状流路内に位置し、かつ前記内側リングと前記外側リングとの間に延在する少なくとも１つの支柱（８８）と、
    前記外側リングの前記凹部に設けられた少なくとも１つのエンジンマウント（９２）と、を含み、
    前記取り付け面は、軸方向に画定された前記支柱の翼弦方向中心の上流側に前記凹部の最大半径方向距離（１０８）を有するように成形されている、タービン後部フレーム。
  14. 前記少なくとも１つの支柱は、前縁（１００）、後縁（１０２）、前記内側リングに位置する根元部（１０４）、および前記外側リングの前記凹部に位置する先端部（１０６）を画定する翼形形状と、円周方向に離間して間に流れ領域（１１８）を画定する隣接する支柱と、を有する、請求項１３に記載のタービン後部フレーム。
  15. 前記前縁は、前記最大半径方向距離の上流側にある、請求項１３に記載のタービン後部フレーム。
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