JP6189432B2 - ガスタービンエンジン用支持構造 - Google Patents

Description

本発明は、ガスタービンエンジン用の支持構造に関し、この構造は、内側リングと、外側リングと、内側リングと外側リングとを接続する複数の円周方向に間隔が空いた荷重支持半径方向要素を備えている。特に、本発明は、これらの半径方向要素のうちの少なくとも第一の要素が、支持構造の隣接部分に、前縁を横切って延在している溶接継手を介して接続されている支持構造に関し、本発明は、そのような溶接継手における応力を低減することに重点を置いている。本発明は、上記型式の支持構造を備えているガスタービンエンジン、および上記型式の支持構造を製造する方法にも関している。

軸流ガスタービンエンジン、例えば航空機「ジェットエンジン」は、空気入口と、圧縮機区画と、燃焼室と、タービン区画と、対応する圧縮機とタービンとを接続する１つまたはいくつかの回転駆動シャフトと、排気出口と、駆動シャフトを支持し、エンジンを、例えば航空機に取り付けるための構造とを概して備えている。

支持構造は、ベアリングおよび中心に位置する駆動シャフトに接続するための内側シェルまたはリング、例えばエンジンケースに接続するための外側シェルまたはリングを典型的に含む固定部分であり、円周方向に分布している荷重支持翼形半径方向要素が内側と外側のシェル／リングとの間に延在してこれらを接続している。エンジンを通る一次軸方向ガス流は、したがって、リングと半径方向要素との間に形成された区域を通って流れる。

航空機適用における軽量構成要素に対する要求は、従来の鋳造構造よりも重くないが、依然として半径方向荷重を伝達し、熱荷重および内圧などに耐えることができる支持構造に対するニーズを生み出した。概して、そのような軽量構造は、いくつかのプレファブ部品を一緒に接合、典型的には溶接することによって製造される。そのようなプレファブ構造の半径方向要素は、通常、中空の翼形構造羽根から構成される。プレファブ支持構造の例は、特許文献１に示されている。

そのようなプレファブ構造に関する特有の問題は、継手の強度および耐久性であり、典型的には、羽根の第一の部分を第一の部分の延長部を形成する第二の部分に突合せ溶接することにより、溶接された断面の接続部が、半径方向要素の周りで円周方向に延在している溶接継手を有する羽根の半径方向長さに沿ったいずれかの場所に位置するようになるときに形成される溶接継手の強度および耐久性である。典型的な例は、第一の羽根の部分が、羽根の残りの外側部分および外側リングが接合される鋳造内側リング（ハブ）の部分を形成する場合である。

ガスタービンエンジンのタービン区画、例えば、いわゆるタービン排気ケース（ＴＥＣ）の中に位置する支持構造は、通常、リング−支柱−リング部分に非常に高い温度を受ける一方、べアリングハウジングに接続されている箇所はずっと冷えている。これによって、構造に相当の熱応力が生じ、その熱応力は、飛行操縦によって引き起こされる相当な機械的な半径方向荷重と組み合わさって、熱荷重による亀裂伝搬に起因して、溶接継手の、したがって構成要素全体の安全寿命を制限することがあり得る。

より軽量のプレハブ支持構造を利用する可能性を増大させるために、構成要素の寿命に及ぼす熱応力の影響を低減する設計に対する要求が存在する。

米国特許出願公開第２００７／１４０８４５号明細書

本発明の目的は、類似型式の従来構造と比較して、熱応力および寿命に関して改善された特性を示すガスタービンエンジン用のプレハブ支持構造を提供することである。この目的は、請求項１および１３に含まれる技術的な特徴によって規定された支持構造およびガスタービンエンジンによって達成される。別の目的は、そのような支持構造を製造する方法を提供することである。従属クレームは、本発明の有利な実施形態、更なる改良および変形を含んでいる。

本発明は、ガスタービンエンジン用の支持構造に関し、その構造は、内側リングと、外側リングと、内側リングと外側リングとを接続する、複数の円周方向に間隔が空いた荷重支持半径方向要素とを備えており、この半径方向要素は、内側リングと外側リングとの間で荷重を伝達するように構成されている。一次軸方向ガス流用のガスチャネルは、内側リングと外側リングとの間に画定され、支持構造は、一次ガス流侵入用の入口側と、一次ガス流出用の出口側とを有する。半径方向要素は、入口側に向いた前縁と、出口側に向いた後縁と、前縁と後縁とを接続する２つの対向側面とを有する翼形をしている。これらの半径方向要素のうちの少なくとも第一の要素は、支持構造の隣接部分に、前縁を横切って、少なくとも部分的に第一の半径方向要素の周りで円周方向に延在している溶接継手を介して接続されている。

本発明は、第一の半径方向要素が前縁の近傍に低減剛性の領域を備えていることを特徴としている。

支持構造によって伝達される半径方向荷重の大部分は、典型的には半径方向要素の前縁に集中している。低減剛性の領域を前縁の近傍に提供することの効果は、それが、熱応力を前縁から更に後方の場所まで再配分する局部的な半径方向の柔軟性を形成することである。更に、半径方向荷重は、羽根のより広い区画にわたって同一の方向に（すなわち、下流方向に）均等化される。そのような相対的な柔軟性特徴を構造組立羽根の前縁に局部的に導入することは、結果として、円周方向の溶接継手、特に、前縁に位置する溶接継手の部分における応力緩和をもたらす。溶接継手における低減された応力は、（典型的には、半径方向要素を、内側リング、ハブに接続されるか、または外側リング、シュラウドに接続される延長部分に接続する）継手の寿命を増大させる。更に、短命のスポットを排除するためには、壁構造は、溶接継手に沿って一様な厚さであることが望ましいので、より均等に分布している荷重が、通常、溶接設計の観点からは望ましい。

溶接継手のより短い寿命は、構成要素／エンジンのより短いサービス間隔、したがって、メンテナンスおよびコストの増大につながる。継手の寿命を延長することによって、本発明はこのようにコスト削減につながる。

本発明の実施形態において、支持構造は、溶接継手に沿った箇所におけるよりも低減剛性の領域において、より小さい剛性を有している。このことは、継手において熱的に誘導された応力を低減する。

本発明の実施形態において、低減剛性の領域は、細長い形状を有し、前縁に沿って延在している。つまり、この領域は、半径方向要素の入口側に沿って、リング同士の間に半径方向に延在しており、その延長部に沿って応力低減を提供する。

本発明の実施形態において、第一の半径方向要素は、前縁を形成する壁構造と、２つの対向側面とを備えており、壁構造の壁厚は、低減剛性の領域の少なくとも部分におけるよりも、溶接継手に沿った箇所においてより大きい。本発明は、より剛性の大きい構造におけるよりも、荷重がより集中するような壁構造において顕著な効果を有する。壁厚を変化させることは、壁構造の剛性を変化させる有効な方法である。壁は、局部的により厚くされることができるけれども、特定の場所においてより薄い壁を利用することは、これが支持構造、したがってエンジン全体の重量を削減する方法であるので、通常、有利である。

本発明の実施形態において、低減剛性の領域は、低減された壁厚を有する複数の小領域を備えており、これらの小領域は、低減剛性の領域に沿って分布している。複数の低剛性領域は、しばしば、単一のより長い領域よりも、より有効な応力分布／低減を提供することができる。小領域は、細長い形状を有し、前縁に沿って延在している低減厚さの領域に沿って分布していることが好ましい。

本発明の実施形態において、低減厚の領域では、任意の角だけでなく、より厚い壁厚とより薄い壁厚との間のすべての移行部は、丸くて滑らかである。このように、構成要素のより短い寿命につながり得る応力集中が特定の場所に生じることが回避される。

本発明の実施形態において、低減剛性の領域の終点と溶接継手の中心線との間の、前縁に沿った距離は、溶接線における壁厚の少なくとも２倍、または少なくとも５ｍｍ（０．２インチ）である。そのような安全距離は、ほとんどの適用において溶接継手での高い応力を防止する。

本発明の実施形態において、壁構造の厚さは、低減剛性の領域以外において実質的に一様であり、低減剛性の領域の外側での厚さは、１−３ｍｍ、典型的にはおよそ２−２．５ｍｍの区間にあり、低減厚さを有する低減剛性の領域の部分における壁厚は、低減剛性の領域の外側の厚さよりも、少なくとも２０％だけ小さく、好ましくは少なくとも４０％だけ小さい。

本発明の実施形態において、支持構造の隣接部分、すなわち、溶接継手を介して第一の半径方向要素に接続されている部分は、第一の半径方向要素の半径方向延長部を形成し、溶接継手は内側リングと外側リングとの間に位置している。本発明は、特にそのような溶接継手を対象としている。典型的には、溶接継手はリングのうちの１つに実質的により接近して位置している。これは、例えば、半径方向要素が（鋳造された）内側リング（ハブ）の突出部分に溶接される場合である。

本発明の実施形態において、複数の上記半径方向要素は、請求項１において第一の半径方向要素について規定された事項に従う溶接継手および低減剛性の領域を有している。このように、すべての半径方向要素は、同一の有利な方法で熱応力を処理することができる。さらに、支持構造は円周方向に対称になることができ、すべての方向において同一の機械的性質を示すことができる。

本発明は、また、上記型式の支持構造を備えているガスタービンエンジンに関する。実施形態において、ガスタービンエンジンは航空機の推進用に配列される。

本発明は、また、第一の半径方向要素が前縁、および２つの対向側面を形成する壁構造を備えており、壁構造の壁厚が低減剛性の領域の少なくとも部分におけるよりも、溶接継手に沿った箇所においてより大きい型式の支持構造を製造する方法に関する。その一般的な形式において、この方法は、実質的に平坦な壁構造を提供する工程と、低減剛性の領域を実質的に平坦な壁構造に形成する工程と、実質的に平坦な壁構造を前縁、および２つの対向側面のそれぞれの少なくとも部分を備えている第一の半径方向要素の少なくとも入口側部分に形成する工程とを備えている。

したがって、半径方向要素の全体、またはそれの少なくとも入口側部分は、前縁、および２つの対向側面のそれぞれの少なくとも部分を形成するように成形加工（曲げ加工）された実質的に平坦な壁構造から形成される。低減剛性の領域は、このように、壁構造を成形加工した後に、例えば溶接によって、平坦な壁構造上に、前縁に位置するように意図された位置に形成されることができる。これは、低減された壁厚を有する半径方向要素を前縁の近傍の領域に製作する簡便かつ有効な方法である。

典型的には、本方法は２つの対向側面を形成する工程と、それらを、好ましくは溶接によって、後縁に沿って接続する工程とを含む。

本方法の実施形態において、２つの対向側面のうちの少なくとも１つは、実質的に平坦な壁構造の部分を形成する。このことは、側面のうちの少なくとも１つが半径方向要素の入口側部分の部分を既に形成しており、適切に曲げ加工および成形加工されることだけが必要であることを意味する。両方の側面は、接続動作の数を低減するために、実質的に平坦な壁構造の部分を形成していることが好ましい。そのような場合、（半径方向要素全体を支持構造の隣接部分に接合する他には）後縁における接合だけが必要である。

本方法の別の実施形態において、２つの対向側面のうちの少なくとも１つは、少なくとも１つの残りの部分を備えており、本方法は、第一の半径方向要素の入口側部分を少なくとも１つの対向側面の対応する少なくとも１つの残りの部分に接続する工程を備えている。そのような接続は、典型的には、前縁に実質的に平行に、前縁からある距離で延在している更なる溶接継手をもたらす。そのような溶接継手は、前縁に位置していないので、上記で議論された高い応力に曝されることがない。一方または両方の側面を平坦な壁構造から成形加工することが困難である場合、一方または両方の側面の別々の残りの部分を半径方向要素の入口側部分に接続する選択が有効である。

以下の本発明についての記述において、次の図が参照される。
図１は、本発明に従う支持構造を備えている軸流航空機ガスタービンエンジンを概略図で示している。 本発明に従う支持構造の実施形態を正面斜視図で示している。 図２に従う実施形態の詳細を示している。 図３に示されている詳細の別の図を示している。 図３に示されている詳細の更に別の図を示している。 図３に示されている詳細の変形を示している。 図６に示されている詳細の別の図を示している。 図６に示されている詳細の更に別の図を示している。

図１は、本発明の構成要素に従う支持構造２７、３７を備えている軸流航空機ガスタービンエンジン１を概略図で示している。一般に、図１に示されているガスタービンエンジン１は、従来構造のものであり、軸流系列において、空気取入口３、低圧圧縮機４、高圧圧縮機５、燃焼装置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。動作中、高圧圧縮機５は、第一の中空シャフト、すなわち高圧（ＨＰ）タービンシャフト１０を介して高圧タービン７によって駆動される。同様に、低圧圧縮機４は、第二の中空シャフト、すなわち低圧（ＬＰ）タービンシャフト１１を介して低圧タービン８によって駆動され、第二の中空シャフトは、第一のタービンシャフト１０の内部に同軸に配置されている。共通軸２も示されている。

ガスタービンエンジン１は、一般に、空気取入口３を通して吸い込まれた空気が、更に圧縮される高圧圧縮機５の中へ移る前に、低圧圧縮機４によって圧縮されるという従来の態様で動作する。圧縮された空気は、次いで、燃料と混合されてその混合物が燃焼される燃焼装置６の中へ流入する。その結果生じる高温の燃焼生成物は、次いで、排気口９を通って大気中に排気される前に、高圧および低圧タービン７、８を通って膨張する。

エンジン１は、後方支持構造２７、および駆動シャフトを支持し、エンジンを航空機に取り付けるための前方支持構造３７を備えている。

以下において、本発明は、主に後方支持構造２７について述べられる。そのような支持構造は、概して、タービン後方フレーム（ＴＲＦ）、タービン排気ケース、または尾部ベアリングハウジングと呼ばれる。

一般に、ジェットエンジンにおける後方支持構造は、ローラおよび／またはボールベアリングによって１または２つのシャフトを支持しており、すなわち、半径方向荷重だけ（シャフトｆｗｄベアリングにおける軸方向荷重だけ）が構造を通って伝達される。荷重は、内側支持構造物（支持コーン）を通して、半径方向要素によって外側構造（シュラウド）に接続されている内側ハブまで伝達される。空力抵抗を低減して低圧タービンを出た主ガス流の出口角を直線にするために、これらの要素は、通常、翼構造で覆われるか、またはその構造と一体化される。一体化された翼または羽根は、時には「支柱」と表示されることがある。下記の例においては、構造羽根という用語が使われる。構造羽根は、空力荷重および構造上の荷重と熱的に誘導された荷重との組合せの両方を支持することができる。現代のジェットエンジンの大部分は、リング−羽根−リング構成要素のそのような羽根、例えば、後方支持構造２７を利用する。

図２は、本発明の構成要素である後方支持構造２７の実施形態の入口側についての正面斜視図を示している。この構造は、第二のタービン駆動シャフト１１を受容するための内側ハウジングまたはハブの形態の内側環状部材またはリング２０、および外側環状部材またはリング２１を備えており、２つの環状部材２０、２１は、共通軸２の周りで同心に配列されている。支持構造２７は、複数の円周方向に間隔が空いた要素、すなわち構造羽根２２を更に備えており、構造羽根は、半径方向に延在し、内側環状部材２０と外側環状部材２１とを接続している。羽根２２は、一次軸方向ガス流のためのガス流通路をリング２０とリング２１との間に画定し、示されている例においては、それぞれの半径方向要素２２は、断面が翼形であり、支持構造２７において構造上一体化されている。図２は、構成要素２７への一次ガス流侵入のためのガス入口側を示している。したがって、一次ガス流出のための出口側は、構造２７の後部に形成されている。図２は、以下で更に述べられるような低減剛性の領域１０を備えている第一の要素／羽根２２ａを更に示している。

環状の荷重伝達構造２３は、要素２２と、構成要素２７の中心に位置しているタービンシャフト１１のためのベアリング構造２４との間で荷重を伝達するための内側リング２０の内部に位置している。例示されている支持構造２７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台１９を更に備えている。半径方向要素２２は、このように荷重支持構成要素であり、内側リング２０と外側リング２１との間で荷重を伝達するように構成されている。

半径方向要素２２は、入口側に向いた前縁２２１、出口側に向いた後縁２２２、および前縁２２１と後縁２２２とを接続する２つの対向側面２２３、２２４を有する翼形をしている（図４を参照）。２つの対向側面２２３、２２４の間の中間点の軌跡は、それぞれの半径方向要素２２の中心キャンバ線を形成する。

支持構造２７は、ここで図３−５を参照して述べられる。いくつかの半径方向要素２２は、この例においては、類似の低減剛性の領域１０を備えているが、この領域は、第一の要素２２ａに対してのみ示されており、したがって、以下の記述は第一の要素２２ａに焦点を合わせている。

第一の半径方向要素２２ａは、支持構造２７の隣接部分３０に、前縁２２１を横断して第一の半径方向要素２２ａの周りで円周方向に延在する溶接継手５０を介して接続されている。溶接継手５０は、継手の中央に位置する溶接線によって示されている。隣接部分３０は、第一の半径方向要素２２ａの半径方向延長部を形成し、溶接継手５０は、したがって、内側リング２０と外側リング２１との間で、内側リング２０に実質的により接近して位置している。図４からわかるように、溶接継手は、第一の要素２２ａの周りに、内側リング２０からほぼ一定の距離にある経路に延在している。

隣接部分３０は、内側リング２０に接続されている。この例においては、隣接部分３０は、内側リング、並びにすべての半径方向要素２２のための延長部および接続点を形成するいくつかの類似の隣接部分３０の両方を含む内側鋳造部分の部分を形成している。類似の設計が、外側リング２１の近傍の半径方向要素２２の他端に配列されてもよく、それは、例えば、要素２２を追加の隣接部分に、更に外側リング２１に接続するとともに、溶接継手５０と類似の態様で延在する外側溶接継手を含む。

図３−５に示されているように、第一の半径方向要素２２ａは、前縁２２１を形成する壁構造、および２つの対向側面２２３、２２４を備えている。要素２２ａは、したがって中空の構成要素である。側面２２３、２２４は、後縁２２２を形成するように構造２７の出口側で一緒に接合されている。

壁構造の厚さは、低減剛性の領域１０におけるよりも、溶接継手５０に沿ったところでより大きくなっている。この例において、壁構造の厚さは、低減剛性の領域以外における要素２２ａにわたってすべて実質的に一様であり、低減剛性の領域では、壁厚は低減されている。このことは、溶接線５０に実質的に平行にとられた断面が、壁厚は低減剛性の領域１０においてより小さいことを示している図５において、明瞭に理解されることができる。この例において、壁構造の全般的な厚さは２ｍｍであるが、低減剛性の領域１０における厚さは１ｍｍである。

図２−５に示されているように、低減剛性の領域１０は、前縁２２１の近傍に配列され、細長い形状であり、前縁２２１に沿って、半径方向に内側リング２０と外側のリング２１との間に延在している。

前縁２２１の近傍における壁厚を低減することの主な効果は、支持構造２７、より正確には第一の要素２２ａが、この領域１０において、溶接継手５０に沿った別の領域におけるよりも小さい半径方向剛性を達成することである。上述のように、このことは、溶接継手５０における、特に、前縁２２１を横断する溶接継手５０の部分における応力を低減させる。

低減された厚さを有する範囲では、角だけでなく、より厚い壁厚とより薄い壁厚との間のすべての移行部は、丸くて滑らかである。

低減剛性の領域１０の終点と溶接継手５０の中心線との間の前縁２２１に沿った距離は、溶接線における壁厚の少なくとも２倍、または少なくとも５ｍｍ（０．２インチ）である。この距離は、安全距離を形成し、その位置は、図４において（および図７において）文字Ｄで示されている。距離Ｄは、したがって、溶接線５０の中心と低減した壁厚を有する最も接近した範囲との間の最小の半径方向距離である。

図６−８は、低減剛性の領域１０の設計の別の変形を示している。第一の要素は、ここでは２２ｂと表示されている。要素２２ａに関して上述されたものとの主な相違は、低減剛性の領域１０が低減された壁厚を有する複数の小領域１０ａを備えていることである。これらの小領域１０ａは、前縁２２１に沿って分布して、細長い低減剛性の領域１０を形成している。この例においては、５つの小領域１０ａが存在している。小領域１０ａの数および分布パターンは、変更されることができる。

図６−８に示されている例において、壁構造の全般的な厚さは２ｍｍであるが、低減された厚さ（および剛性）を有する小領域１０ａのそれぞれにおける厚さは、１．５ｍｍである。

図６−８は、また、前縁２２１にほぼ平行に、溶接継手５０にほぼ垂直に、前縁２２１からある距離で、側壁２２４に沿って延在している更なる溶接継手／線４０を示している。この側面溶接継手４０は、溶接継手５０と同一の態様で低減剛性の領域１０と関係しているわけではないが、後述するように、要素２２ｂを製作するための方法の例の結果である。要素２２の製作方法は、溶接線４０が代替的に図３−５に示され得ることを意味する低減剛性の領域１０の設計に厳密に結びついているわけではない。更に、溶接線４０は、代替的に他方の側壁２２３、または両方の側面２２３、２２４に示され得るであろう。

前述のような壁構造半径方向要素２２を有する支持構造２７を製造する方法は、
−実質的に平坦な壁構造を提供する工程と、
−低減された壁厚を有する１つまたはいくつかの小領域１０ａを、例えばフライス切削することによって、形成することによって、実質的に平坦な壁構造に低減剛性の領域１０を形成する工程と、
−実質的に平坦な壁構造、前縁２２１を含む第一の半径方向要素２２ａ、２２ｂの少なくとも入口側部分、および２つの対向側面２２３、２２４のそれぞれの少なくとも部分を形成する工程と、
−２つの対向側面２２３、２２４を形成して、それらを後縁２２２に沿って溶接によって接続する工程と
を備えることができる。

図３−５に示されている例において、両方の対向側面２２３、２２４の全体は、実質的に平坦な壁構造の部分を形成している。両方の側面は、このように、平坦な壁構造を成形加工／曲げ加工することによって形成される。

図６−８に示されている例において、側壁２２３の全体は、平坦な壁構造の部分を形成しているが、他方の側壁２２４の前方部分だけが平坦な壁構造の部分を形成している。これらの部分は、前縁２２１を備えている第一の半径方向要素２２ａ、２２ｂの入口側部分、および２つの対向側面２２３、２２４のそれぞれの少なくとも部分を形成する。したがって、側壁２２４は、残りの部分を備え、この残りの部分は、溶接線４０に沿って前方部分に溶接されている。したがって、この場合、方法は、第一の半径方向要素２２ａ、２２ｂの入口側部分を少なくとも１つの対向側面２２４の対応する残りの部分に接続する工程を備えている。

方法は、好ましくは、上記の溶接継手５０を形成するために、上記の半径方向要素２２ａ、２２ｂのうちの第一の要素を支持構造２７の隣接部分に溶接によって接続する工程も含む。

本発明の全体的な意図は、このように、羽根をハブまたはシュラウドに接続する溶接部に応力緩和が存在することにより、これらの溶接部の寿命を増加させるように、構造組立羽根の前縁区域に特徴を導入することである。羽根の傾斜角（エンジン軸方向と空気流方向との間の角度）が大きい程、熱荷重を受けたときに、より大きい荷重が、リング−支柱−リング構成において羽根の前縁区域を通って伝達され、それ故に、前縁応力緩和特徴はそのような設計の溶接寿命に対してより有益である。

半径方向要素という用語は、要素が、内側リングと外側リングとの間で、概して（軸流ガスタービンエンジンに関して）半径方向に延在しているように解釈されなければならない。半径方向要素は、真の半径方向に傾斜していてもよい。

支持構造２７は、少なくとも２つの部分を一緒に溶接することによって製作され、少なくとも第一の半径方向要素２２ａ、２２ｂは、第一の半径方向要素２２ａ、２２ｂの周りで円周方向に、対向側面２２３、２２４に沿って、前縁２２１を横切って延在する溶接継手５０を有している。

本発明は、上述の実施形態によって限定されず、クレームの範囲内において様々な態様で変形されることができる。例えば、上記で例示されたように、（単数または複数の）低減剛性の領域を備えている支持構造は、燃焼装置の下流に必ずしも位置している必要はない。更に、２つ以上の支持構造が、そのような領域を備えることができる。更に、支持構造は、図１に例示されたものとは異なる他の型式のガスタービンエンジンに適用されることができる。低減剛性の領域の設計は、同一の支持構造の半径方向要素の中で異なっていてもよい。

１ ガスタービンエンジン
１０ 低減剛性の領域
２０ 内側リング
２１ 外側リング
２２ 荷重支持半径方向要素
２７ 支持構造
５０ 溶接継手
２２１ 前縁
２２２ 後縁
２２３、２２４ 側面

Claims (19)

1. ガスタービンエンジン（１）用の支持構造（２７）であって、前記構造（２７）は、内側リング（２０）と、外側リング（２１）と、前記内側リングと外側リング（２０、２１）を接続する複数の円周方向に間隔が空いた荷重支持半径方向要素（２２）であって、前記半径方向要素（２２）は、前記内側リング（２０）と前記外側リング（２１）との間で荷重を伝達するように構成されている、半径方向要素（２２）とを備え、
   一次軸方向ガス流用のガスチャネルが、前記内側リングと外側リング（２０、２１）の間に画定され、
   前記支持構造（２７）は、一次ガス流侵入用の入口側と、一次ガス流出用の出口側とを有しており、
   前記半径方向要素（２２）は、前記入口側に向いた前縁（２２１）と、前記出口側に向いた後縁（２２２）と、前記前縁（２２１）と前記後縁（２２２）とを接続する２つの対向側面（２２３、２２４）とを有する翼形であり、
   前記半径方向要素（２２ａ、２２ｂ）のうちの少なくとも第一の要素は、前記前縁（２２１）を横切って、少なくとも部分的に前記第一の半径方向要素（２２ａ、２２ｂ）の周りで円周方向に延在している溶接継手（５０）を介して、前記支持構造（２７）の隣接部分（３０）に接続されている、支持構造（２７）において、
   前記第一の半径方向要素（２２ａ、２２ｂ）は、前記前縁（２２１）の近傍に低減剛性の領域を備え、
   前記低減剛性の領域（１０）は、前記内側リング（２０）と前記外側リング（２１）との間で半径方向に細長い形状を有し、前記前縁（２２１）に沿って延在しており、その結果として、前記前縁（２２１）に位置する前記溶接継手（５０）の部分における応力緩和をもたらすことを特徴としている、支持構造（２７）。
2. 前記支持構造（２７）は、前記低減剛性の領域（１０）において、前記溶接継手（５０）に沿った領域における剛性よりも小さい剛性を有していることを特徴とする、請求項１に記載の支持構造（２７）。
3. 前記第一の半径方向要素（２２ａ、２２ｂ）は、前記前縁（２２１）と、前記２つの対向側面（２２３、２２４）とを形成する壁構造を備え、前記壁構造の壁厚は、前記低減剛性の領域（１０）の少なくとも部分におけるよりも、前記溶接継手（５０）に沿った領域においてより大きいことを特徴とする、請求項１または２に記載の支持構造（２７）。
4. 前記低減剛性の領域（１０）は、低減壁厚を有する複数の小領域（１０ａ）を備え、前記小領域（１０ａ）は、前記低減剛性の領域（１０）に沿って分布してい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支持構造（２７）。
5. 前記低減厚の領域において、任意の角だけでなく、より厚い壁厚とより薄い壁厚の間のすべての移行部は、丸くて滑らかであることを特徴とする、請求項３または４に記載の支持構造（２７）。
6. 前記低減剛性の領域（１０）の終点と前記溶接継手（５０）の中心線との間の前記前縁（２２１）に沿った距離は、前記溶接線における前記壁厚の少なくとも２倍、または少なくとも５ｍｍ（０．２インチ）であることを特徴とする、請求項３乃至５のいずれかに記載の支持構造（２７）。
7. 前記壁構造の厚さは、前記低減剛性の領域（１０）以外において実質的に一様であり、前記低減剛性の領域（１０）の外側の厚さは、１−３ｍｍ、典型的にはおよそ２−２．５ｍｍの区間の中にあり、低減厚を有する前記低減剛性の領域（１０）の部分における前記壁厚は、前記低減剛性の領域（１０）の外側の前記厚さよりも、少なくとも２０％だけ小さく、好ましくは少なくとも４０％だけ小さいことを特徴とする、請求項３乃至６のいずれかに記載の支持構造（２７）。
8. 前記支持構造（２７）の隣接部分は、前記溶接継手（５０）を介して前記第一の半径方向要素（２２ａ、２２ｂ）に接続され、前記第一の半径方向要素の半径方向延長部を形成し、前記溶接継手（５０）は、前記内側リング（２０）と前記外側リング（２１）との間に位置してい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支持構造（２７）。
9. 前記溶接継手（５０）は、前記リング（２０、２１）のうちの１つに実質的により接近して位置していることを特徴とする、請求項８に記載の支持構造（２７）。
10. 複数の前記半径方向要素（２２）は、溶接継手（５０）と、請求項１において前記第一の半径方向要素（２２ａ、２２ｂ）について規定された事項に従う低減剛性の領域（１０）とを有することを特徴とする、請求項１乃至９のいずれかに記載の支持構造（２７）。
11. 前記要素（２２）同士の間で荷重を伝達するための前記内側リング（２０）の内部に配列された環状の荷重伝達構造（２３）と、前記構成要素（２７）の中心に位置しているタービンシャフト用のベアリング構造（２４）とを備えていることを特徴とする、請求項１乃至１０のいずれかに記載の支持構造（２７）。
12. 請求項１乃至１１のいずれかに記載の支持構造（２７）を備えていることを特徴する、ガスタービンエンジン（１）。
13. 航空機の推進用に配列されていることを特徴とする、請求項１２に記載のガスタービンエンジン（１）。
14. −実質的に平坦な壁構造を提供する工程と、
    −前記実質的に平坦な壁構造に前記低減剛性の領域（１０）を形成する工程と、
    −前記実質的に平坦な壁構造を、前記前縁（２２１）および前記２つの対向側面（２２３、２２４）のそれぞれの少なくとも一部分を備えている前記第一の半径方向要素（２２ａ、２２ｂ）の少なくとも入口側部分に形成する工程と、
    を備えていることを特徴とする、請求項３に記載の支持構造（２７）を製造する方法。
15. 前記２つの対向側面（２２３、２２４）を形成する工程と、それらを前記後縁（２２２）に沿って接続する工程とを備えていることを特徴とする、請求項１４に記載の方法。
16. 前記２つの対向側面（２２３、２２４）のうちの少なくとも１つは、実質的に平坦な壁構造の部分を形成することを特徴とする、請求項１４または１５に記載の方法。
17. 前記２つの対向側面（２２３、２２４）のうちの少なくとも１つは、少なくとも１つの残りの部分を備え、前記第一の半径方向要素（２２ａ、２２ｂ）の入口側部分を前記少なくとも１つの対向側面（２２３、２２４）の対応する少なくとも１つの残りの部分に接続する工程を備えていることを特徴とする、請求項１４または１５に記載の方法。
18. 前記低減剛性の領域（１０）を形成する前記工程は、低減壁厚を有する１つまたはいくつかの小領域（１０ａ）を形成する工程を備えていることを特徴とする、請求項１４乃至１７のいずれかに記載の方法。
19. 前記溶接継手（５０）を形成するために、前記半径方向要素（２２ａ、２２ｂ）のうちの第一の要素を前記支持構造（２７）の隣接部分（３０）に溶接によって接続する工程を備えていることを特徴とする、請求項１４乃至１８のいずれかに記載の方法。

Images