JP6039059B2 - ガスタービンエンジンの支持構造 - Google Patents

Description

本発明は、ガスタービンエンジンの支持構造であって、内輪、外輪、および内輪と外輪間で荷重を伝達するように構成され、内外輪を接続する周方向に間隔を空けた複数の半径方向荷重担持要素を備えた構造に関する。特に、本発明は、このような構造の半径方向要素を介した抽気／ガスの誘導に関する。また、本発明は、このような支持構造を有するガスタービンエンジンに関する。

航空機の「ジェットエンジン」等の軸流ガスタービンエンジンは一般的に、空気吸入口、圧縮部、燃料燃焼室、タービン部、対応する圧縮機およびタービンを接続する１または複数の回転可能な駆動軸、排気口、および駆動軸を支持するとともにエンジンを航空機等に搭載するための構造を備えている。

この支持構造は固定された部品であって、通常、軸受および中心配置の駆動軸に接続するための内殻または内輪と、エンジンケーシング等に接続するための外殻または外輪とを備え、周方向に分布した翼型半径方向荷重担持要素が内殻／内輪と外殻／外輪間で延伸して両者を接続している。このため、エンジンを通る主軸ガス流は、内外輪と要素間に形成された領域を流れる。

ガスタービンエンジンから空気／ガスを抽気することによって、たとえば飛行機の客室の加圧または冷却もしくは加熱に使用可能な加圧空気／ガスの流れを生成することが知られている。特許文献１および特許文献２に記載の通り、ガス流を横切って付加的な非構造性の半径方向要素を配置し、主軸ガス流方向における半径方向要素の前縁に配置された入口と要素の外側部に配置された出口とを接続する何らかの形態の内部通路をこれら（翼型）要素に設けることによって、抽気の流れを生成可能である。

また、支持構造の半径方向荷重担持要素を利用して、抽気の流れを誘導することが知られている。ただし、支持構造は、駆動軸とエンジンケーシング間で相当な半径方向荷重を伝達できる必要があるため、かなりの剛性を有する半径方向要素を要する。また、抽気を誘導するための通路および開口は一般的に、要素の剛性および強度に悪影響を及ぼす。このため、非構造性の要素ではなく構造性の要素を利用して抽気の流れを生成するのは、より複雑となる。

従来、ここに記載したような支持構造は鋳造により製造しており、半径方向要素が十分な強度および剛性を示しつつ抽気の流れを誘導可能な鋳造構造を設計するための様々な方法が知られている。

航空機用途における軽量製品への要望から、従来の鋳造構造より軽いながらも半径方向荷重の伝達、内圧に対する耐性等が可能な支持構造の必要性が生じている。一般的に、このような軽量構造は、多くの既製部品を接合、通常は溶接することによって製造する。また、このような既製構造の半径方向要素は通例、中空の翼型羽根で構成されている。羽根の長さ方向に沿ったいずれかの場所に溶接断面接続が配置されるように羽根の第１の部分をその延長となる第２の部分に溶接することによって羽根を形成する場合には、抽気通路に関する特有の問題が発生する。典型的な例としては、羽根の第１の部分が鋳造内輪（ハブ）の一部を構成し、その他の羽根の外側部および外輪がこれに接合されている場合がある。ただし、このような羽根における抽気通路および開口の配置方法は明らかとなっていない。抽気系が溶接部分に干渉したり羽根の構造的剛性を低下させたりすることがあってはならないためである。

軽量の既製支持構造の利用可能性を増大させるには、抽気を可能とする設計が求められる。

米国特許第２，９８６，２３１号明細書 国際公開第９５／０４２２５号

本発明の目的は、支持構造、特に既製の溶接支持構造用の改良されたブリードオフ空気系を構成する支持構造およびガスタービンエンジンを提供することにある。この目的は、独立請求項１および１２が含む技術的特徴により規定される構造およびエンジンによって達成される。従属請求項は、本発明の有利な実施形態、その他の実施形態、および変形形態を含む。

本発明は、ガスタービンエンジンの支持構造であって、内輪、外輪、および内輪と外輪間で荷重を伝達するように構成され、内外輪を接続する周方向に間隔を空けた複数の半径方向荷重担持要素を備えた、支持構造において、主軸ガス流のガス通路が内外輪間に規定され、当該支持構造が、主ガス流入用の入口面と、主ガス流出用の出口面とを有し、半径方向要素が、入口面を向いた前縁と、出口面を向いた後縁と、前縁および後縁を接続する２つの対向側面とを備えた翼型を有し、上記２つの対向側面の中間の点の軌跡が各半径方向要素の平均反り曲線を形成し、半径方向要素のうちの少なくとも１つが、当該支持構造からの分離抽気ガス流を誘導するように構成されたガス流路構成を備えた支持構造に関する。

本発明は、上記ガス流路構成が、上記半径方向要素内に配置された半径方向に延びるガス通路と、当該ガス通路と連通した少なくとも１つの開口とを備え、当該少なくとも１つの開口が、半径方向要素の側面の一方に配置されたことを特徴とする。

半径方向要素の前縁ではなく側面に開口を設けると、最も大きな荷重が要素の前後部を介して伝達されるため、要素の剛性および強度が影響を受け難いという利点がある。さらに、開口の位置を半径方向および軸方向の両方向に調整することによって、要素の剛性への影響を低減するとともに、要素の任意の溶接部分との干渉を回避することができる。実際、本発明の支持構造によれば、既製の溶接支持構造において、抽気の取り出しを容易に行うことができる。半径方向要素の側面に開口を設けることの別の効果として、同じ要素、少なくとも要素の前縁、たとえば上述の開口に関して溶接部分の対向側面に別の開口を配置することにより開口同士の過度の接近または溶接部分との接近を回避可能な特定の設計を有するある種の要素において、第２のブリードオフ系を配置する機会が与えられる。

本発明の一実施形態において、当該構造は、主軸ガス流の内半径を規定するように構成された内側環状ガス流案内部材を備え、当該内側環状ガス流案内部材が内輪の半径方向外方に配置され、上記少なくとも１つの開口が内輪と内側環状ガス流案内部材間に配置されている。

これにより、開口ひいては内部ガス通路は、内輪と内側環状ガス流案内部材間に形成された空間と連通する。この空間に存在するガス／空気は、事実上移動しないものであり、また、主ガス流の外側部と比較して清浄であるため、多くの目的に有用である。さらに、このガス／空気の圧力は、要素とその先においてガス通路を通る抽気の流れを形成するのに適している。

本発明の一実施形態においては、上記少なくとも１つの開口が、内輪と関連して配置されている。

これにより、剛性への影響が通常は最小限に抑えられ、内輪からある距離に位置する要素の溶接ラインまでの距離を短くすることができる。通常、「関連して」とは、内輪と半径方向要素の側壁の下縁／内縁との間の領域に開口が形成されることを意味する。

本発明の一実施形態においては、上記少なくとも１つの開口が、内輪に形成された凹部を備えている。

この設計により、開口の一部または全体が凹部によって形成される。これは、開口の総断面積の減少なく、半径方向要素の側面に配置される開口の部分を減らせることを意味する。これにより、要素の機械特性への影響が低減される。あるいは、凹部を用いることによって、羽根の側面に配置される開口の部分の拡幅なく、（抽気の流れを増やすために）開口の幅を拡げることができる。当然のことながら、これら２つの選択肢を組み合わせることも可能である。凹部は、たとえば半径方向要素の側壁の両面上に幾分か延伸するように、周方向に延びているのが好ましい。さらに、凹部は、開口を通って要素から上昇／流出するガス／空気の流れを増強するように成形するのが好ましく、通常は、円形／ボール状である。また、凹部は、鋳造プロセスにおける内輪の形成時に作成可能である。

本発明の一実施形態においては、上記少なくとも１つの開口が細長形状を有し、当該細長形状の長手延伸方向が、半径方向要素の平均反り曲線に沿って延びている。

これにより、開口は、要素の側面に沿って半径方向に延びる必要なく、十分な大きさで作成可能である。これによって、要素の機械特性に対する開口の影響が低減される。

本発明の一実施形態においては、上記少なくとも１つの開口が、前縁および後縁から一定の最小距離に配置され、当該最小距離が平均反り曲線の長さの５％である。

本発明の一実施形態においては、ガス通路が、半径方向要素の対向側面上に配置された少なくとも２つの開口と連通している。これにより、要素の対称な機械特性が与えられるとともに、各開口をあまり大きくする必要なく、総開口面積を大きくすることができる。

本発明の一実施形態においては、ガス通路が、半径方向要素の対向側面上に配置された少なくとも４つの開口と連通している。また、２つの開口が、半径方向要素の各側面上において互いにある軸方向距離だけ離れて配置され、各開口が上記規定の通りに設計されているのが好ましい。これは、総開口面積の増大と要素の機械特性への影響の低減とを同時に行うのに適した設計である。

本発明の一実施形態において、当該構造は、少なくとも２つの部品を溶接することによって製造され、上記少なくとも１つの半径方向要素が、内輪からある距離で当該半径方向要素周りの周方向に延びた溶接ラインを有する。本発明の設計は、特にこのような溶接構造において都合が良い。また、上記少なくとも１つの開口が、溶接ラインと内輪間に配置されているのが好ましい。

本発明の一実施形態においては、上記少なくとも１つの半径方向要素が、当該支持構造からの第２の分離抽気ガス流を誘導するように構成された第２のガス流路構成を備え、当該第２のガス流路構成が、半径方向要素内に配置された半径方向に延びる第２のガス通路と、当該第２のガス通路と連通した少なくとも１つの第２の開口とを備え、当該少なくとも１つの第２の開口が、半径方向要素の前縁に配置されている。これにより、１つの半径方向要素に対して、２つの分離抽気ガス流系を設けることができる。

また、本発明は、上記のような支持構造を備えたガスタービンエンジンに関する。ガスタービンエンジンは、流れに沿って圧縮部、燃料燃焼室、およびタービン部を備えた軸流型であって、支持構造が圧縮部に配置されているのが好ましい。また、ガスタービンエンジンは、航空機の推進用に配置されているのが好ましい。

後述する本発明の説明においては、以下の図面を参照する。

本発明に係る支持構造を設けた航空機用軸流ガスタービンエンジンの全体概略図である。 本発明の一実施形態に係る支持構造の前面斜視図である。 図２の実施形態の後面斜視図である。 図２のＡ−Ａ断面斜視図である。 図２のＢ−Ｂ断面斜視図である。 図２〜図５に示す実施形態の一部を示した半径方向断面図である。 本発明の支持構造からの抽気を利用する副空気系の一例を示した全体概略図である。

図１は、本発明に係る支持構造３７を設けた航空機用軸流ガスタービンエンジン１の全体概略図である。また、図１は、別の支持構造２７も示している。エンジン１は、さらに別の支持構造（図示せず）も備えている。

一般的に、図１に示すガスタービンエンジン１は、従来の設計を有しており、軸流に沿って空気吸入口３、低圧圧縮機４、高圧圧縮機５、燃焼器６、高圧タービン７、低圧タービン８、および排気口９を備えている。動作時、高圧圧縮機５は、第１の中空軸である高圧（ＨＰ）軸（図示せず）を介して高圧タービン７により駆動される。同様に、低圧圧縮機４は、第１の軸内で同軸に配設された第２の中空軸である低圧（ＬＰ）軸（図示せず）を介して低圧タービン８により駆動される。また、ガスタービンエンジンケーシングの内部および周囲に空気を送り込むファン１２が配置されている。さらに、共通軸２も図示している。

一般的に、ガスタービンエンジン１は、従来通りに動作するため、空気吸入口３を介して空気を引き込み、ファン１２によって最初に圧縮した後、低圧圧縮機４によって圧縮した上で高圧圧縮機５に送ってさらに圧縮する。その後、燃焼器６に流れ込んだ圧縮空気を燃料と混合して燃焼させる。そして、その結果としての高温燃焼生成物を高圧および低圧タービン７、８で膨張させた後、排気口９を介して大気中に排出する。

駆動軸の支持およびエンジン１の航空機への搭載には通常、前側および後側支持構造３７、２７を使用する。前側支持構造３７は、低圧および高圧圧縮機４、５間の圧縮部に配置されている。

一般的に、ジェットエンジンの支持構造は、ころ軸受および／または玉軸受によって１または複数の軸を支持する。荷重は、半径方向の「スポーク」により、内側支持構造を介して外側構造（シュラウド）に接続された内側ハブへと伝達される。空力抵抗の低減またはガス流の案内のため、これらの「スポーク」は通例、翼構造で覆われているか、または構造と一体化されている。一体化された翼または羽根は、「ストラット」と称する場合がある。以下に記載する例では、構造性羽根という用語を使用する。構造性羽根は、空力荷重および構造的荷重と熱誘導荷重との組み合わせの両者を支持可能である。現代のジェットエンジンの大半は、支持構造３７等の構造性構成要素において上記のような羽根を利用している。

以下に詳述する通り、支持構造３７は、当該構造３７からエンジン１のその他の部分に向かう抽気ガスの流れを生成するように配置されている。

図７は、３つの軸を有すること以外は図１に示すエンジン１と原則的に類似する航空機用の別の軸流ガスタービンエンジン１００の概略図である。このような３軸エンジン１００についても、当業者には周知である。この場合、本発明の支持構造３７’は、中圧圧縮機と高圧圧縮機間の圧縮部に配置され、いわゆる中圧圧縮機ケース（ＩＣＣ：Ｉｎｔｅｒｍｅｄｉａｔｅ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ Ｃａｓｅ）を構成する。

図７に例示するように、副空気系は、支持構造３７’からタービンの後側支持構造１０１の軸受室に抽気を供給する（実線）。その追加または代替として、前側支持構造１０２および／またはタービン部の高圧、中圧、および低圧支持構造１０３、１０４の軸受室に抽気ガスを供給するようにしてもよい（点線）。また、抽気ガスは、その他の目的に使用してもよい。

特に、本発明の支持構造３７、３７’は、ガス／空気の適当な圧力によって、図７に示すようなエンジン１００への適用に十分適応されている。

以下、図２〜図６を参照して支持構造３７、３７’を説明する。支持構造３７は、内輪１０、外輪１１、および内外輪１０、１１を接続する構造性羽根の形態の周方向に間隔を空けた複数の半径方向荷重担持要素１２を備えている。羽根１２は、内輪１０と外輪１１間で荷重を伝達するように設計されている。内輪１０の内側には、羽根１２と支持構造３７の中心に配置された軸（図示せず）を支持する軸受構造（図示せず）との間で荷重を伝達する環状の荷重伝達構造が配置されている。例示の支持構造３７は、ガスタービンエンジン１を航空機に固定するためのエンジン取付具（図示せず）をさらに備えている。

また、支持構造３７には、内外輪１０、１１における端点からのある距離で羽根１２に固定されるとともに、内外輪１０、１１間で周方向に延びたリング状壁または板の形態の内側および外側環状ガス流案内部材１３、１４が設けられている。羽根１２は、内側および外側ガス流案内壁１３、１４を通って延伸するものと考えられる。内側ガス流案内壁１３は、内輪１０の半径方向外方に配置され、主軸ガス流の内半径を規定している。外側ガス流案内壁１４は、内側ガス流案内壁１３の半径方向外方および外輪１１の半径方向内方に配置され、主軸ガス流の外半径を規定している。

このように、内外輪１０、１１間の領域における内側および外側ガス流案内壁１３、１４間には、主軸ガス流のガス通路が規定されている。主軸ガス流のガス通路は、半径方向に延びる羽根１２によって、周方向に分割されている。図２には、構造３７への主ガス流入の入口面を示しており、図３には、主ガス流出用の出口面を示している。また、内側および外側ガス流案内壁１３、１４に対する主ガス流は、構造３７の上流および下流に配置されたその他のガス流案内部材（図示せず）が案内する。

半径方向要素／羽根１２は、少なくとも主軸ガス流のガス通路に存在する長さ方向の部分にわたって、入口面を向いた前縁１２１と、出口面を向いた後縁１２２と、前縁１２１および後縁１２２を接続する２つの対向側面１２３、１２４とを備えた翼型を有する（図４参照）。この２つの対向側面１２３、１２４の中間の点の軌跡は、各半径方向要素１２の平均反り曲線を形成する。

図４〜図６に示すように、半径方向要素１２のうちの１つは、支持構造３７からの分離抽気ガス流すなわち主軸ガス流から分離したガス流を誘導するように構成されたガス流路構成を備えている。ここに示す例において、羽根１２は実際のところ、外輪１１において当該羽根１２の半径方向外方に配置された第１および第２の出口３０、３１を介した支持構造３７からの第１および第２の分離抽気ガス流を誘導するように構成された第１および第２のガス流路構成を備えている。この第１および第２の抽気ガス流は互いに分離され、異なる目的に使用される。

第１のガス流路構成は、半径方向要素１２内に配置され、第１の出口３０と連通した半径方向に延びる第１の抽気ガス通路３２を備えている。さらに、ガス流路構成は、この例において、第１の抽気ガス通路３２と連通した４つの細長流入開口３４を備えており、２つの開口３４が半径方向要素１２の各側面１２３、１２４に配置されている。

図４〜図６から分かるように、４つの開口３４は、内輪１０と関連して、すなわち羽根１２の側面１２４と内輪１０とが交差する領域において、内輪１０と内側環状ガス流案内部材１３間に配置されている。各細長開口３４の一部は、内輪１０に形成された円形の凹部３４ｂを構成要素としている（たとえば、図５参照）。この場合は、すべての開口３４が細長形状を有しており、その細長形状の長手延伸方向は、半径方向要素１２の平均反り曲線に沿って延びている。すなわち、おおよそ支持構造３７の軸方向に延びている。

すべての開口３４は、構造性羽根１２の前縁１２１および後縁１２２から一定の距離に配置されている。これは、支持構造３７を介して伝達される荷重の大部分を担持する羽根１２の前後端部において機械特性に過度の影響が及ぶことを回避するためである。開口３４と前後縁１２１、１２２間の最小距離の正確な値は、用途に応じて決まる。一般的に、この最小距離は、平均反り曲線の長さの少なくとも５％とする。多くの用途においては、少なくとも１０〜１５％が適している。

２つの開口３４は、半径方向要素１２の各側面１２３、１２４上において互いにある軸方向距離だけ離れて配置されている。この軸方向距離は、平均反り曲線の長さの少なくとも５％であるのが好ましい。

内輪１０と内側環状ガス流案内部材１３間に形成された空間に存在するガス／空気は、事実上移動しないものであり、また、主ガス流と比較して清浄であるが、ここでは第１の出口３０と連通している。また、この空間に存在するガス／空気は、圧力が比較的高いため、開口３４を通り、ガス通路３２を介して出口３０とその先に至る抽気の流れを形成する。また、上述の設計を用いることによって、反対方向に空気／ガスを供給することも可能である。

この場合、支持構造３７は、複数の既製部品を溶接することによって製造される。これらの部品の１つとして、内輪１０および周方向に分布した各羽根１２の内側部分が挙げられる。この内側部品には、内側ガス流案内壁１３および羽根１２の延伸部等、その他の部品が溶接によって接合される。したがって、各羽根１２は、内輪１０からある距離で当該羽根１２周りの周方向に延びた溶接ライン５０（図５参照）を有する。図から分かるように、開口３４は、溶接ライン５０と内輪１０間において、溶接ライン５０から無理なく可能な限り離間した状態で配置されている。このように、溶接ライン５０までの距離が最大化され、構造上の影響が最小限に抑えられている。

上述の通り、羽根１２は、第２の出口３１を介した支持構造３７からの第２の分離抽気ガス流を誘導するように構成された第２のガス流路構成を備えている。この第２のガス流路構成は、半径方向要素１２内に配置された半径方向に延びる第２の抽気ガス通路３３と、当該第２の抽気ガス通路３３を介して第２の出口３１と連通した第２の流入開口３５とを備えている。この第２の流入開口３５は、主軸ガス流のガス通路において、羽根１２の前縁１２１に配置されている。したがって、この場合、第２の流入開口３５は、内側および外側ガス流案内部材１３、１４間に配置されている。

第２の抽気ガス流は、たとえばガスタービンエンジンの高圧タービン部における支持構造の軸受ハウジングのバッファとして利用可能である。

第２のガス流路構成、特に前縁１２１近傍の設計は、半径方向要素１２に高い強度および剛性を付与し、好ましい第２の抽気ガス流を提供し（圧力損失の低減等）、重量を低減するように最適化および調和されている。

図５および図６における矢印は、支持構造３７からの２つの分離抽気ガス流の流れを示している。

本発明は、上述の実施形態によって制限されるものではなく、特許請求の範囲内において種々変更可能である。たとえば、抽気ガスの流れは、エンジンのその他の部分またはエンジン外部の箇所に供給可能であり、第２のガス流路構成を含む必要はない。さらに、第１のガス流路構成の２つの開口３４を羽根１２の各側面上に配置する必要もない。

図２に示すように、ガス流路構成は、半径方向要素１２のうちの１つにのみ設けている。ただし、第１のガス流路構成および任意選択として第２の構成を１または複数の要素１２が備えることも可能である。

Claims (14)

1. ガスタービンエンジン（１、１００）の支持構造（３７、３７’）であって、内輪（１０）、外輪（１１）、および当該内輪（１０）と当該外輪（１１）間で荷重を伝達するように構成され、当該内外輪（１０、１１）を接続する周方向に間隔を空けた複数の半径方向荷重担持要素（１２）を備えた、支持構造（３７、３７’）において、
   主軸ガス流のガス通路が前記内外輪（１０、１１）間に規定され、
   当該支持構造（３７、３７’）が、主ガス流入用の入口面と、主ガス流出用の出口面とを有し、
   前記半径方向要素（１２）が、前記入口面を向いた前縁（１２１）と、前記出口面を向いた後縁（１２２）と、当該前縁（１２１）および当該後縁（１２２）を接続する２つの対向側面（１２３、１２４）とを備えた翼型を有し、前記２つの対向側面（１２３、１２４）の中間の点の軌跡が各半径方向要素（１２）の平均反り曲線を形成し、
   前記半径方向要素（１２）のうちの少なくとも１つが、当該支持構造（３７、３７’）からの分離抽気ガス流を誘導するように構成されたガス流路構成を備え、
   前記ガス流路構成が、前記半径方向要素（１２）内に配置された半径方向に延びるガス通路（３２）と、当該ガス通路（３２）と連通した少なくとも１つの開口（３４）とを備え、当該少なくとも１つの開口（３４）が、前記半径方向要素（１２）の側面（１２３、１２４）の一方に配置され、
   前記主軸ガス流の内半径を規定するように構成された内側環状ガス流案内部材（１３）を備え、当該内側環状ガス流案内部材（１３）が前記内輪（１０）の半径方向外方に配置され、前記少なくとも１つの開口（３４）が前記内輪（１０）と前記内側環状ガス流案内部材（１３）間に配置されたことを特徴とする、支持構造（３７、３７’）。
2. 前記少なくとも１つの開口（３４）が、前記内輪（１０）と関連して配置されたことを特徴とする、請求項１に記載の支持構造（３７、３７’）。
3. 前記少なくとも１つの開口（３４）が、前記内輪（１０）に形成された凹部（３４ｂ）を備えたことを特徴とする、請求項２に記載の支持構造（３７、３７’）。
4. 前記少なくとも１つの開口（３４）が細長形状を有し、当該細長形状の長手延伸方向が、前記半径方向要素（１２）の平均反り曲線に沿って延びたことを特徴とする、請求項２または３に記載の支持構造（３７、３７’）。
5. 前記少なくとも１つの開口（３４）が、前記前縁（１２１）および前記後縁（１２２）から一定の最小距離に配置され、当該最小距離が前記平均反り曲線の長さの５％であ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支持構造（３７、３７’）。
6. 前記ガス通路（３２）が、前記半径方向要素（１２）の対向側面（１２３、１２４）上に配置された少なくとも２つの開口（３４）と連通したことを特徴とする、請求項１乃至５のいずれかに記載の支持構造（３７、３７’）。
7. 前記ガス通路（３２）が、前記半径方向要素（１２）の対向側面（１２３、１２４）上に配置された少なくとも４つの開口（３４）と連通したことを特徴とする、請求項１乃至６のいずれかに記載の支持構造（３７、３７’）。
8. ２つの開口（３４）が、前記半径方向要素（１２）の各側面（１２３、１２４）上において互いにある軸方向距離だけ離れて配置され、各開口（３４）が請求項５に記載の如く配置されたことを特徴とする、請求項７に記載の支持構造（３７、３７’）。
9. 少なくとも２つの部品を溶接することによって製造され、前記少なくとも１つの半径方向要素（１２）が、前記内輪（１０）からある距離で当該半径方向要素（１２）周りの周方向に延びた溶接ライン（５０）を有することを特徴とする、請求項１乃至８のいずれかに記載の支持構造（３７、３７’）。
10. 前記少なくとも１つの開口（３４）が、前記溶接ライン（５０）と前記内輪（１０）間に配置されたことを特徴とする、請求項９に記載の支持構造（３７、３７’）。
11. 前記少なくとも１つの半径方向要素（１２）が、当該支持構造（３７、３７’）からの第２の分離抽気ガス流を誘導するように構成された第２のガス流路構成を備え、当該第２のガス流路構成が、前記半径方向要素（１２）内に配置された半径方向に延びる第２のガス通路（３３）と、当該第２のガス通路（３３）と連通した少なくとも１つの第２の開口（３５）とを備え、当該少なくとも１つの第２の開口（３５）が、前記半径方向要素（１２）の前縁（１２１）に配置されたことを特徴とする、請求項１乃至１０のいずれかに記載の支持構造（３７、３７’）。
12. 請求項１乃至１１のいずれかに記載の支持構造（３７、３７’）を備えたことを特徴とする、ガスタービンエンジン（１、１００）。
13. 流れに沿って圧縮部、燃料燃焼室、およびタービン部を備えた軸流型であって、前記支持構造（３７、３７’）が前記圧縮部に配置されたことを特徴とする、請求項１２に記載のガスタービンエンジン（１，１００）。
14. 航空機の推進用に配置されたことを特徴とする、請求項１２または１３に記載のガスタービンエンジン（１，１００）。

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