JPS623297B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、広義には航空機ガスタービンエンジ
ン、特に高温、可変面積、低圧タービンと関連し
た構造用冷却空気マニホルドに関する。

ガスタービンエンジンにおいて、圧縮および燃
焼過程を通して空気にエネルギーを加える一方、
タービンによりエネルギーをひき出すことは、今
日までによく理解されているところである。ター
ボフアンエンジンでは、圧縮をフアンにより、次
いで多段圧縮機により順次行い、フアンおよび圧
縮機をそれぞれ独立に高圧タービンおよび低圧タ
ービンにより同心連結シヤフトを介して駆動す
る。燃焼は、多段圧縮機と高圧タービンとの間で
出じる。２つのタービンに得られるエネルギー
は、圧縮過程を維持するのに必要な量をはるかに
越えているので、余りのエネルギーは、エンジン
の後部で１個以上のノズルを経て高速ガスとして
排出され、反動原理によりスラストを生成する。

フアンと圧縮機は別々の同心シヤフト上に装着
され、別個の軸線方向に離間したタービンにより
駆動されるので、運転を最適化するためには、こ
れらの相対回転速度を調節する手段を設けるのが
望ましい。さらに、フアンおよび圧縮機により付
加されるエネルギーの相対量を制御するのが望ま
しくなる。フアンおよび圧縮機自体は対応するタ
ービンが抽出するエネルギーの量により制御され
る。フアンまたは圧縮機がより高速で回転すれば
その加圧空気量が多くなり、その逆も成り立つこ
とが明らかである。さらに、１段の静止タービン
ベーンが、ベーンをその長さ方向軸線のまわりに
回転できるようにすることによつて、タービンを
経ての流れ面積を変えられるよう構成されている
場合、高圧または低圧タービンいずれかのエネル
ギー抽出特性を調節できることが認識されてい
る。従つて、高圧タービンのエネルギー抽出能力
を減少させたとすると、低圧タービンに得られる
エネルギーが増し、フアンを圧縮機に対して一層
高い回転速度で駆動することができ、その逆も成
り立つ。このフアンおよび圧縮機の回転速度の関
係を調節する能力は、運転条件の全範囲にわたつ
て最高効率のエンジンを設計する上で極めて重要
である。かゝる最適化エンジンは、近年可変サイ
クルエンジンと称されており、例えば亜音速およ
び超音速巡航双方ともの性能を最適にするために
可変幾何形状部品を有するものとして特徴付けら
れる。これらの可変サイクルエンジンの一部のも
のの特徴は、高圧および低圧タービンが、エネル
ギー抽出を最適に調節するために、双方とも可変
面積タイプであることである。

そのほかに、タービン入口温度を上げて一層多
量のエネルギーが抽出されるようにすることによ
つて、ガスタービンエンジンの軸馬力および燃料
消費率（動力出力１単位当りの燃料消費の量）を
改善できることもよく理解されている。タービン
が、タービン材料の通常耐え得る温度より高いガ
ス流温度で作動し得るようにするために、また高
いタービン入口温度に付随する潜在的性能向上を
うまく利用するために、巧妙なタービン冷却方法
の開発に多大の努力が払われてきた。現代の冷却
技術は中空のタービンベーンおよびブレードを用
いて、2300〓（1260℃）をはるかに上回るタービ
ン入口ガス温度での作動を実現している。対流、
衝突および気膜冷却を単独でもしくは組合せて用
いて、かゝる中空ベーンおよびブレードを冷却す
るために各種の技術が工夫されている。本出願人
に譲渡された米国特許第3700348号および第
3715170号は、このような基本的冷却思想を利用
した高度のタービン空気冷却技術の好例である。

しかし、空気冷却はこれまで、一般に最高燃焼
温度にさらされる高圧タービンへの適用に限定さ
れており、高圧タービン部品への冷却空気の送出
は、比較的まつすぐなものであつた。その理由
は、これらの高圧タービン部品が、相対的に低温
の空気を抽気すべき冷却空気源としての多段圧縮
機に近接しているからである。しかし、進歩した
高温ターボフアンおよび可変サイクルエンジンで
は、現代の高圧タービンの場合と同じ冷却に関す
る配慮が、低圧タービンにもしばしば必要とされ
る。残念なことに、低圧タービンは高圧タービン
のように冷却空気源に近いという恩典に浴さな
い。さらに、エネルギー調節をうまく行うために
低圧タービンを可変面積タイプとした場合、可動
ベーンの内部に冷却空気を送らなければならない
ので事態は複雑である。従つて、１段の可変面積
ベーンを支持して作動条件の全範囲にわたつて効
率よい作動を得るだけでなく、高い低圧タービン
入口温度に付随する潜在的性能向上をうまく利用
するために、ベーンに適正量の冷却空気を供給す
ることができる構造が要求されている。かゝる構
造が現代の航空機技術に合致した、できるだけ軽
い重量のものであることも必要である。

従つて本発明の目的は、可変面積タービンベー
ン、特に低圧タービンのベーンに冷却空気を供給
するマニホルドを提供することにある。

本発明の他の目的は、１段の可変面積タービン
を支持することのできる構造を有するマニホルド
を提供することにある。

簡潔に説明すると、上記目的を達成するため
に、本発明の一体鋳造されたほゞ環状のマニホル
ドは、可変面積低圧タービンを囲む２つの同心薄
壁を有する。薄壁は、その内部に冷却空気プレナ
ムを画成し、このプレナムは、外壁に関連して、
円周方向に離間して設けられた複数個の入口孔を
経て、冷却空気源と流体連通している。各壁に
は、等数の整列した突縁（embossment）が設け
られ、この突縁に、ほゞ半径方向に向いた整列し
た穴が穿けられている。各ベーンはエアーホイル
（翼形）部分をもつ一方、ベーンに固着された円
筒形トラニオンは、上記２つの壁に設けられた１
対の整列穴に挿入されている。突縁および穴は各
トラニオンをその長さ方向軸線のまわりに回転自
在にジヤーナル支承し、これによりベーンの構造
的支持を行う。さらに各トラニオンがプレナムを
貫通するので、中空ベーントラニオンに設けられ
た開口を介してプレナムと連通する通路により、
冷却空気をエアーホイル部分に導びいてエアーホ
イル冷却機能を得る。かくして、マニホルドは、
冷却空気を各ベーンに分配するとともに、ベーン
トラニオンを片持ち態様で支持するという二重の
機能を果す。

次に本発明を図面につき説明する。図面中の同
一符号は同一部材を示す。

第１図は本発明を組込んだターボフアン型のガ
スタービンエンジン１０を略図的に示す。このエ
ンジン１０は、コアエンジン１２、１段のフアン
ブレード１４、およびシヤフト２２によりフアン
ブレード１４に連結された低圧タービン１６をも
つて構成されているものとする。コアエンジン１
２は、ロータ２６を有する多段軸流圧縮機２４を
含む。空気は入口２８に入り、最初にフアンブレ
ード１４により圧縮される。この圧縮空気の第１
部分は、コアエンジン１２およびこれを包囲する
フアンナセル３２により部分的に画成されたフア
ンバイパスダクト３０に入り、フアンノズル３４
を経て排出される。圧縮空気の第２部分は、入口
３６に入り、軸流圧縮機２４によりさらに圧縮さ
れ、次いで燃焼器３８に送り出される。ここで圧
縮空気と燃料とを燃焼させて高エネルギー燃焼ガ
スを形成し、高圧タービンロータ４０を駆動す
る。タービン４０はガスタービンエンジンの普通
の態様にてシヤフト４２を介して圧縮機ロータ２
６を駆動する。高熱の燃焼ガスは次に低圧タービ
ン１６に達しこれを回転駆動する。低圧タービン
１６はフアンブレード１４を駆動する。このよう
にして、フアンブレード１４の作用によりフアン
バイパスダククト３０からフアンノズル３４を経
て圧縮空気を排出するとともに、プラグ４６によ
り部分的に画成されたコアエンジンノズル４４か
ら燃焼ガスを排出することによつて推進力を得
る。上述した説明は、今日の多数のガスタービン
エンジンに典型的なもので、本発明を限定するも
のではなく、後述の説明から明らかなように、本
発明は船舶および工業用途に用いられる動力装置
を含む任意のガスタービンエンジン動力装置に適
用できる。従つて第１図に示したエンジンの作動
に関する上述の説明は、本発明の適用可能な１型
式のエンジンを具体的に示しているだけである。

第２図および第５図に低圧タービン１６を詳細
に示す。この低圧タービン１６においては、１列
の可変面積ベーン１８（便宜上１つのみを図示）
が、矢印で示されるように高圧タービン４０から
出てくる高熱燃焼ガスを案内する流路４７内に配
置されている。高熱ガスは、円周方向に離間され
た可変面積ベーン１８の間を流れて、１列の円周
方向に離間された回転自在な低圧タービンブレー
ドまたはバケツト２０（同じく便宜上１つのみを
図示）に衝突する。ブレード２０は、高熱ガスか
らエネルギーを抽出し、これにより第１図に関連
して説明したようにフアンブレード１４を回転駆
動する。次にガスは、１列の円周方向に離間され
た静止ノズルベーン４８間を通過し、こうして配
向されたガス流はノズル４４（第１図）を経て排
出される。

図示の代表的なベーン１８は、現在では当業界
でよく知られている流体冷却タイプのエアーホイ
ル部分５０を含む。各ベーンの外側端には円形カ
ラー５２が設けられ、カラー５２は直径段部を経
てほゞ円筒形のトラニオン５４に移行する。カラ
ーの内側表面５６は、ベーン１８の列を通る流路
を部分的に画成する輪郭となつており、直径段部
５８は、後述の説明から明らかになるようにベー
ンの半型方向外向き移動を制限する支承面をな
す。くり抜き６０は、単にベーン構造を軽くする
ために形成されている。その理由は航空機ガスタ
ービンエンジンでは重量がいつも関心事だからで
ある。トラニオン５４の中空内部６２が外側端で
キヤツプ６４により閉じられ、キヤツプ６４はト
ラニオン内でほゞ円筒形の外向き空腔６６を形成
するようにへこんでいる。冷却空気は、直径に関
して相対する一対の円い開口６８のような連通手
段を経て、トラニオンの中空内部６２に入り、次
いで既知の通路に案内されてカラー５２を通過し
て中空エアーホイル部分５０に入り、ここから一
部が複数個の後縁通路７０を経て矢印で示される
ように放出される。ベーン１８の内側端には階段
状の直径を有するトラニオン７２が設けられてお
り、このトラニオン７２は大径部７４および小径
部７６を有し、これらの内部を通路７８に案内さ
れて別の冷却目的に向けて冷却空気が進む。ベー
ン１８の内側端は、トラニオン７２を回転自在に
ジヤーナル支承する内側フレーム構造７９によつ
て支持されているが、このレーム構造は本発明の
範囲に直接関与していないのでその詳細な説明を
省略する。

次にベーン１８の半径方向外側端と関連した構
造、即ちベーン１８を片持ちしかつ冷却空気を案
内する構造について詳述する。外側バンド８０
は、１列のエアホイル５０を包囲しかつ流路４７
を部分的に画成する。外側バンド８０は、複数の
環状セクター（環状扇形部分）で完全な円を形成
することにより構成するのが好ましい。これらの
セクターは、摺動さねはぎ接続８４を介して環状
外側バンドサポート８２によつて支持される。外
側バンドサポート８２は、前端に半径方向外方延
在フランジ８６を有し、フランジ８６は、剛固な
環状高圧タービンケーシング構体８８に固着させ
ている。各外側バンドセクター８０には、円筒状
壁９０により画成される少くとも１つの凹陥空腔
が設けられ、一方壁９０は、カラー５２の内側表
面５６の論郭に合致するように、内端部分が斜切
されている。環状フランジ９２が各凹陥空腔の基
部を部分的に閉じる。円筒状壁９０は、直径が円
筒状カラー５２により僅かに大きく、従つてカラ
ー５２が円筒状壁９０に収容され、直径段部５８
の位置で環状フランジ９２に着座し、これにより
ベーン１８を半径方向に位置決めするようになつ
ている。

カラー５２に機械加工された溝に楕円密封リン
グ９４が滑合されている。ベーン１８の回転軸に
沿つて見ると、密封リング９４は円形であるよう
に見えるが、その輪郭はカラー表面５６の形状に
ほゞ一致している。この用途に円形密封リングを
使用すると、流路が著しく傾斜するので円筒状壁
９０とカラー５２との間の空所９６が非常に深く
なつてしまい、予測し得ない流れ歪が生じる恐れ
がある。密封リング９４は、流路４７からの、そ
してカラー５２のまわりの漏洩を防止する機能を
主として果す。

外側バンドセクター８０のなすリングを囲んで
環状構造用抽気マニホルド９８が配置されてい
る。抽気マニホルド９８は第３図および第４図に
も詳細に示されているので、以下の説明は第２〜
５図に関連する。ベーン１８を片持ち支持すると
ともに、高ガス負荷をエアーホイル５０に作用さ
せるためには、剛固なフレーム構造が要求される
ことが理解できる。また、ベーンが流路４７内の
燃焼ガスの作用に耐え得るようにするためには、
冷却空気をベーンに導びく構造が必要であること
も理解できる。本発明の目的に従つて、構造用抽
気マニホルド９８はこれらの二重機能を果す。

抽気マニホルドの設計は２つの基本的配慮によ
り支配されている。第一に、抽気マニホルドは冷
却空気を可変ベーントラニオンに供給する大きな
プレナムを構成しなければならない。第二に、錯
綜した条件を適切に調整してコストおよび重量を
最低限に抑えなければならない。このような理由
から、マニホルド９８を構成するほゞ環状の鋳造
体は２つの薄い鋳造壁１００および１０２を有
し、これらは相互間に環状冷却空気プレナム１０
４を画成する。プレナム１０４は軸線方向に３つ
のプレナム室１１４，１１５および１１６にわか
れている。内壁１０２はほゞ円錐台形で、外壁１
００は軸線方向にほゞ弧状であり、最初内壁１０
２から遠ざかり、次いで収束して一緒になり、相
互間にプレナムを形成する。外壁１００と関連し
て設けられた複数個の円周方向に離間した円筒形
入口穴１０６は、軸線方向前方へ突出し、前方か
ら軸線方向に見るとほゞ円形の断面を有する。冷
却空気供給源としての軸流圧縮機２４の中間段か
らの抽気を運ぶ複数個の抽気導管１０８（第１
図）が、これらの入口穴１０６に流体連通してい
る。かくして入口穴１０６は、冷却空気をプレナ
ム１０４に導びく手段をなし、冷却空気はプレナ
ムで周方向へ分散される。

プレナム１０４内には、１対の内部補強環状リ
ブ１１０および１１２が設けられ、これらリブは
それぞれ外壁１００と内壁１０２との間に延在し
てマニホルドの中間部を強く支持する。その結
果、前部プレナム室１１４と後部プレナム室１１
６とはリブ１１０および１１２により中間プレナ
ム室１１５から部分的に隔離される。しかし、リ
ブ１１０に設けられた複数の円周方向に離間した
穴１１８を介して、前部室と中間室とは流体連通
している。これらの穴１１８は入口穴１０６と
ほゞ直線的に並んでおり、従つて入口穴１０６に
入つてくる冷却空気は、一部が前部室１１４内で
分散され、残りがリブ１１０の穴１１８を通過し
て中間室１１５に入る。中間室１１５と後部室１
１６とは、リブ１１２に設けられた１列の円周方
向に離間した穴１２０により流体連通しており、
かゝる構造により冷却空気の円周方向分布を促進
する。

マニホルド９８には、ほかに、外壁１００と関
連してほゞ円形の外方突出鋳造突縁１２２が複数
個円周方向に離間して設けられ、また内壁１０２
と関連してほゞ円形の内方突出突縁１２４が同数
同様に設けられている。突縁１２２および１２４
は、円周方向および軸線方向に整列され、仕上げ
加工されており、加工済支承面１３０，１３２が
半径方向に並んだ対の穴１２６，１２８を画成す
る。これらの穴１２６，１２８は内部にトラニオ
ン５４を回転自在にジヤーナル支承する寸法とす
る。最初突縁１２２，１２４および穴１２６，１
２８を大ざつぱに鋳造して中子の抜き取りを容易
にする。次に穴を機械穿孔して可変ベーントラニ
オンを収容できるようにする。

円形フランジ１３８を有するほゞＬ字形の延長
部１３６が、鋳造マニホルドの前端に１４０で突
合せ溶接されている。フランジ１３８は、剛固な
高圧タービン鋳造構体に円周上に並んだボルト１
４２により固定され、同時に第２図に示すように
外側バンドサポートのフランジ８６を捕促する。
鋳造マニホルドの後端１５０には、非常に長い円
筒状部分１４６を有し且つ円形フランジ１４８で
終端する別のＬ字形延長部１４４が突合せ溶接さ
れている。このフランジ１４８は、第２図に示す
ように下流の剛固な鋳造構体１５１に固定されて
いる。かくしてマニホルド９８は、コアエンジン
１２の構造的支持の一部を形成する。

ベーントラニオン５４は突縁１２２，１２４の
１対の整列穴１２６，１２８内に挿入されて、カ
ラー５２が直径段部５８でフランジ９２に着座
し、一方フランジ９２は、突縁１２４に機械加工
された平坦部分１５２に当接係合し、かくしてフ
ランジの半径方向外方移動を限定する。ベーンレ
バー１５４には皿状部分１５６および円形フラン
ジ１５８が設けられ、皿状部分１５６はトラニオ
ン空腔６６にびつたり嵌り、フランジ１５８は、
トラニオン５４の外側端および突縁１２２にかぶ
さる。トラニオン５４の外側端と突縁２２は平坦
に加工されている。ベーンレバー皿状部分１５６
およびトラニオンキヤツプ６４の共働ボルト穴に
ボルト１６０およびナツト１６２を通して両者を
締付けることによつて、ベーンレバー１５４がト
ラニオン５４に固定されている。この場合、ボル
ト１６０を冷却空気穴６８から挿入し、そのＤ字
形頭部１６４により、すなわちその平坦部分が、
キヤツプ６４から内方に突出するストツパ１６６
に当たるようにして、ナツト１６２を締めるとき
にボルト１６０が空回りするのを防止する。かく
して、フランジ９２と組合せられた直径段部５８
とフランジ１５８との間にマニホルド９８を捕促
して、ベーンを剛固なエンジン構体に関してしつ
かりと配置する。既知のタイプのアクチユエータ
に連結されたレバーアーム１６８により、支承面
１３０，１３２にジヤーナル支承されたベーンに
回転を与えることができる。突縁１２２と１２４
との間の半径方向距離を適切に定めて、ベーンレ
バー１５４をベーントラニオン５４の端部にしつ
かりボルト締めしたとき、外側バンドセクターの
フランジ９２およびマニホルドが、直径段部５８
とベーンレバーのフランジ１５８との間にきつく
はさまれて、ベーントラニオン５４が回転できな
くなるようなことがないようにする。

航空機エンジンの代表的な作動においては、比
較的低温の空気を導管１０８から入口穴１０６を
経てマニホルド９８中に導びき、ここでプレナム
室１１４，１１５および１１６に分配する。この
冷却空気の一部は、中間プレナム室１１５から穴
６８を経てベーントラニオン５４中に入り、エア
ーホイル部分５０を前述した要領で冷却する。冷
却空気の別の一部は、リブ１１２の穴１２０を通
過して後部室１１６に入る。第５図から明らかな
ように、ベーントラニオン５４とリブ１１０，１
１２との間に隙間がないので、室１１６はベーン
用冷却空気の円周方向分布を助ける。しかし、第
２図から明らかなように、室１１６内の冷却空気
は別の目的に用いられる。

タービン効率、そして特にタービンロータブレ
ード効率はブレード隙間に密接に関係している。
タービン効率を高めるために、環状シユラウド１
７０で１列のタービンバケツト２０を僅かな隙間
のみを残して囲む。シユラウド１７０は階段状半
径を有し、段部に適当な磨耗性材料１７２、例え
ば開放セル型ハニカムが設けられている。各バケ
ツトには半径方向に突出する先端シユラムド１７
４が設けられ、このシユラウド１７４はバケツト
を通る流路を部分的に画成する。各シユラウド１
７４の裏側には一連のラビリンスシール１７６
（図示例では２連）が設けられている。ラビリン
スシール１７６は特定の作動時間に磨耗性材料１
７２と摩擦係合し、このときシール１７６とシユ
ラウド１７０との間の隙間は一時的になくなる。
シユラウド１７０は環状で、円周上に位置する一
連のボルト１７８により構造用冷却空気マニホル
ドフランジ１４８に固定されている。シユラウド
１７０をマニホルドフランジ１４８の不規則な予
測し得ない膨脹から遮断するために長い支持アー
ム１８０を用いる。シユラウド１７０の自由端は
自由に半径方向に拡大できるので、急速なエンジ
ン過渡運転中にこの自由端を先端シユラウドの回
転軌道の外に移動できる。冷却空気は後部室１１
６から、内壁１０２に円周方向に離間して設けら
れた一連の穴１８２を経てシユラウド１７０に衝
突し、シユラウドを直径方向に膨張または収縮
し、定常運転中小さな隙間を維持する。この作用
は、高速運転中には冷却空気が比較的高温であ
り、シユラウド１７０の直径を膨張させ、この間
タービンバケツト２０も半径方向に膨張し、また
低速時にはその逆になる現象の結果である。

前部室１１４に入つた冷却空気は、内壁１０２
内に鋳造成形された一連の円周方向離間穴１８４
を経て半径方向内方へ流れ、第５図に示すように
外側バンドセクター８０の裏側でベーントラニオ
ン間に装着された一連のシヤワヘツド型衝突装置
１８６を通つて、衝突原理により外側バンドセク
ター８０の流体冷却を行う。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明を適用したターボフアン型のガ
スタービンエンジンの断面略図、第２図は第１図
のエンジンの低圧タービンと関連する本発明の構
造用冷却空気マニホルドの１実施例を示す拡大断
面図、第３図は本発明の構造用冷却空気マニホル
ドの一部を示す斜視図、第４図は本発明の構造用
冷却空気マニホルドへのタービンベーンの取付部
分を示す断面図、および第５図は可変面積ベーン
と構造用冷却空気マニホルドとの関係と冷却空気
の流れを示す第１図のエンジンの低圧タービン部
分の断面図である。 １０……ガスタービンエンジン、１２……コア
エンジン、１４……フアンブレード、１６……低
圧タービン、１８……可変面積ベーン、２０……
ブレード（バケツト）、２４……圧縮機、４０…
…高圧タービン、４７……流路、５０……エアー
ホイル部分、５４……トラニオン、９８……抽気
マニホルド、１０４……プレナム、１０８……抽
気導管、１２２……外方突出突縁、１２４……内
方突出突縁。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ ガスタービンエンジンにおいて、同心の外壁
   および内壁間に形成されたほゞ環状の内部プレナ
   ム、前記外壁に形成された外側突縁、前記内壁に
   形成された内側突縁、および前記外壁と関連して
   円周方向に離間して設けられ冷却空気をプレナム
   中に導びく複数個の入口穴を具え、前記外側およ
   び内側突縁が前記入口穴の間に円周方向に離間し
   て設けられているほゞ整列した貫通穴を含み、こ
   れら穴により可変位置ベーントラニオンを収容し
   かつ構造的に支持して、該ベーントラニオンを制
   御するため前記ベーントラニオンへの半径方向の
   邪魔のないアクセスを可能とした、ほゞ環状の一
   体ユニツトとして鋳造容易な構造用冷却空気マニ
   ホルド。 ２ 前記入口穴が前記外壁から軸線方向に突出し
   かつ前記プレナムと流体連通した複数個の円周方
   向に離間したほゞ円筒形の入口穴である特許請求
   の範囲第１項記載のマニホルド。 ３ １対の軸線方向に離間した環状補強リブが前
   記プレナム内で外壁および内壁間に延在して前部
   および後部環状プレナム室を部分的に画成する特
   許請求の範囲第１項記載のマニホルド。 ４ 前記１対のリブそれぞれに複数個の円周方向
   に離間した穴が設けられ、これら穴を介して冷却
   空気を前記前部および後部プレナム室に導びいて
   冷却空気を円周方向に分布させる特許請求の範囲
   第３項記載のマニホルド。 ５ ガスタービンエンジンにおいて、同心の外壁
   および内壁間に形成されたほゞ環状の内部プレナ
   ム、前記外壁に形成された外側突縁、前記内壁に
   形成された内側突縁、前記外壁と関連して設けら
   れ冷却空気をプレナム中に導びく複数個の円周方
   向に離間した入口穴、および前記入口穴の間に円
   周方向に離間して設けられた前記外側および内側
   突縁に穿けられたほゞ整列した貫通穴を具え、内
   部が中空なほゞ円筒形のトラニオンに連結された
   エアホイル部分を有する空冷ベーンと組合せら
   れ、ベーントラニオンを前記整列穴内に収容し前
   記突縁により支持して、前記ベーントラニオンへ
   の邪魔のない半径方向アクセスを可能にした、構
   造用冷却空気マニホルド。 ６ 環状補強環が前記プレナム内で外壁および内
   壁間に延在して前記環状プレナム室を部分的に画
   成し、前記補強環に穿けられた複数個の円周方向
   に離間した穴を経て冷却空気を前記前部プレナム
   室に導びき、さらに前記入口穴が前記外壁から軸
   線方向に突出しかつ前記プレナムおよび前部環状
   プレナム室と流体連通した複数個の円周方向に離
   間したほゞ円筒形の入口穴である特許請求の範囲
   第５項記載のマニホルド。 ７ 前記ベーントラニオンが前記突縁内に回転自
   在にジヤーナル支承された特許請求の範囲第５項
   記載のマニホルド。 ８ 前記ベーンが前記プレナムとトラニオンの中
   空内部とを流体連通する手段を含む特許請求の範
   囲第２項記載のマニホルド。 ９ ほゞ円筒形のトラニオンに連結されたエアー
   ホイル部分を有する空冷ベーンと組合せられ、前
   記トラニオンが貫通する２つの同心壁間に形成さ
   れたほゞ環状の内部プレナム、前記トラニオンを
   前記壁から支持する手段、冷却空気を前記プレナ
   ム中に導びく軸手段、および冷却空気をプレナム
   からエアーホイル部分中に導びく手段を具えるこ
   とを特徴とするマニホルド。 １０ ガスタービンエンジンにおいて、相互間に
   プレナムを画成する２つのほゞ同心の壁、および
   流体を前記プレナム中で軸方向に導びく手段を具
   え、前記壁にはそれぞれ整列した貫通穴が穿けら
   れた突縁が整列して設けられ、これらの穴により
   回転自在なベーントラニオンを構造的に支持し
   て、該構造的支持に邪魔のない半径方向アクセス
   を可能にした、ほゞ環状の一体ユニツトとして鋳
   造容易な構造用冷却空気マニホルド。 １１ 所定量の空気を圧縮するフアン；前記フア
   ンからの空気をさらに圧縮する圧縮機：前記圧縮
   機に駆動連結された高圧タービン；前記フアンに
   駆動連結され、各々トラニオンに連結された中空
   エアホイル部分を有する１列の可変角度静止ベー
   ンを含む低圧タービン；前記低圧タービンをほゞ
   囲み、２つの同心壁間に形成されたほゞ環状の内
   部プレナムを有するほゞ環状の一体構造物に容易
   に鋳造された冷却空気マニホルド；前記ベーント
   ラニオンを両壁から支持して前記静止ベーンを制
   御する前記ベーントラニオンに邪魔のない半径方
   向アクセスを可能にする手段；冷却空気を前記圧
   縮機から前記マニホルドプレナムに導びく手段；
   および冷却空気をプレナムからエアーホイル部分
   に導びく手段を具えることを特徴とするガスター
   ビンエンジン。