KR20140116115A

KR20140116115A - 터빈 엔진을 위한 베어링 브라켓

Info

Publication number: KR20140116115A
Application number: KR1020147019914A
Authority: KR
Inventors: 장-프랑수와 페론; 장-루크 브레이닝; 마누엘 실바
Original assignee: 터보메카
Priority date: 2012-01-20
Filing date: 2013-01-11
Publication date: 2014-10-01
Also published as: EP2805029B1; EP2805029A1; KR102051160B1; CN104053865B; CN104053865A; JP2015504140A; CA2861738C; ES2562229T3; CA2861738A1; WO2013107966A1; FR2986040B1; FR2986040A1; PL2805029T3; US20150000306A1; RU2615888C2; US9915173B2; JP5908608B2; RU2014134019A

Abstract

본 발명은 터보축 엔진 분야에 대한 것으로, 특히 터보축 엔진의 고온부를 위한 적어도 하나의 베어링을 위한 지지부(14)에 대한 것으로, 상기 지지부(14)는 베어링을 수용하기 위한 외부 베어링 안착부를 일체화하는 중앙 허브(15)와, 상기 중앙 허브 둘레의 환형 케이싱 세그먼트(16), 및 상기 중앙 허브를 상기 환형 케이싱 세그먼트에 연결하는 다수의 방사상 아암(17)을 포함한다. 상기 방사상 아암(17)은 축방향으로 그리고 접선방향으로 경사져 있고, 상기 중앙 허브(15)와 그리고 환형 케이싱 세그먼트(16)와 일체로 형성되어 있다.

Description

터빈 엔진을 위한 베어링 브라켓{BEARING BRACKET FOR A TURBINE ENGINE}

본 발명은 터보축 엔진 분야에 대한 것으로, 특히 터보축 엔진의 고온부를 위한 적어도 하나의 베어링을 위한 지지부에 대한 것으로, 상기 지지부는 베어링을 수용하기 위한 외부 베어링 안착부를 일체화하는 중앙 허브와, 상기 중앙 허브 둘레의 환형 케이싱 세그먼트, 및 상기 중앙 허브를 상기 환형 케이싱 세그먼트에 연결하는 다수의 방사상 아암을 포함한다.

본 발명에서, 용어 "터빈 엔진"은 터빈 내에서 작동 유체의 팽창에 의하여 작동 유체의 열 에너지를 기계적 에너지로 변환하기 위한 어떠한 기계장치를 의미하기 위하여 사용된다. 이하의 설명에서는, 용어 "상류"아 "하류"는 터빈 엔진에서 작동 유체의 정상적인 흐름 방향에 대하여 정의된다.

통상적으로, 그러한 터빈 엔진에서, 상기 작동 유체는 케이싱과 중앙축 둘레의 적어도 하나의 회전축 사이의 환형 흐름 통로에 포함되어 있다. 상기 회전축은, 상기 환형 유체 흐름 통로가 통해서 통과하는 적어도 하나의 터빈 엔진 휠과 함께 회전하도록 구속된다. 상기 휠을 지지하기 위하여, 상기 회전축은 적어도 하나의 베어링에 의해 지지되고, 상기 적어도 하나의 베어링은, 상기 베어링을 상기 터빈 엔진의 케이싱에 연결하기 위하여, 상기 유체 흐름 통로를 방사상으로 통과하는 다수의 아암을 갖는 베어링 지지부에 의해 지지된다.

터빈 엔진의 다양한 형태 중에서, 특히 터보축 엔진이 있다. 터보축 엔진에서, 압축기와 연소실로부터 하류에 위치한 적어도 하나의 터빈 휠이 엔진에 의해 생성된 기계적 에너지를 뽑아내기 위하여 출력축(outlet shaft)에 결합된다. 이것은 터보축 엔진을, 반응 노즐에서 팽창하는 연소가스에 의해 기계적 에너지가 주로 회수되는 터보제트 엔진과 구별하는 특징이다. 결과적으로, 터보축 엔진의 고온부에서, 즉 연소실에서 그리고 그 하류에서, 그러한 엔진의 크기에 비하여 큰 열 구배로 인하여 열 응력이 심각하다. 특히, 고온부에 위치한 베어링과 베어링 지지부는 특히 심한 열기계적 응력에 놓이게 된다.

축 라인에 동적인 응력을 수용하기 위하여 그리고 작동 동안에 터빈이 중심에서 벗어나는 경향을 제어하기 위하여, 심지어 높은 온도에서도 베어링 지지부를 위한 높은 정도의 방사상 강성을 얻는 것이 바람직하다. 그럼에도 불구하고, 베어링 지지부를 위한 그러한 큰 강성은 설비의 수명에 부정적인 영향을 줄 수 있다.

영국 특허 GB 1 010 401호에서는, 중앙 허브가, 방사상 방향으로 그리고 접선 방향으로 기울어진 로드에 의해 터빈 엔진의 환형 케이싱 세그먼트에서 매달려 있는 터빈 엔진의 고온부를 위한 베어링 지지부에 대하여 기술되어 있다. 그럼에도 불구하고, 상기 허브와 상기 환형 케이싱부 사이에서 열기계적인 힘을 수용하기 위하여, 그러한 로드의 단부들이 힌지되어 있다. 게다가, 상기 로드는, 그러한 동일한 열기계적인 힘을 수용하기 위하여 상기 환형 케이싱부에 약간 비교적 종방향으로 이동할 수 있는 외측 단부를 갖는 튜브형 페어링(fairing)에 의해 보호된다.

결과적으로, 그러한 베이링 지지부는 매우 복잡하고, 그래서 높은 생산 및 보수 비용을 초래하게 된다.

본 발명은, 고온에서, 높은 정도의 방사상 강성 및 굽힘 강성을 획득할 수 있도록 하고, 그럼에도 불구하고, 좋은 설비 수명을 획득하고 간단하게 그렇게 할 수 있는, 터보축 엔진의 적어도 하나의 고온부 베어링을 위한 지지부를 제공하기 위한 것이다.

이러한 목적을 위하여, 본 발명의 적어도 하나의 실시예에서, 방사상 아암은 축방향으로 그리고 접선 방향으로 경사져 있고, 상기 중앙 허브와 그리고 환ㅎ여 케이싱 세그먼트와 일체로 되어 있다. 여기서, 용어 "축방향으로 경사"는 상기 베어링의 중앙축과 정렬된 종방향 평면에서 방사 방향에 대하여 경사진 것을 의미하기 위하여 사용된다. 그리고 여기서, 용어 "접선방향으로 경사"는 상기 베어링의 중앙축에 수직인 횡방향 평면에서 방사 방향에 대하여 경사진 것을 의미하기 위하여 사용된다.

상기 아암들의 접선 방향 경사 때문에 그리고 상기 아암들이 상기 중앙 허브와 그리고 상기 환형 케이싱 세그먼트와 일체로 형성되어 있기 때문에, 상기 영국 특허 GB 1 010 401호의 지지부의 로드에서처럼 처리와 압축에서 오로지 그렇게 하는 대신에, 상기 아암들은 굽힘에서 베어링으로부터 방사상 하중의 일부를 전달하게 되고, 상기 케이싱에서 방사상 아암들의 뿌리에서 케이싱의 환형 세그먼트의 특히 방사방향 오목부를 회피하게 된다. 더욱이, 상기 축방향 경사는 방사방향 하중에 대한 굽힘 관점에서 상기 아암을 보강하게 되고, 상기 지지부의 방사방향 강성에 상당한 향상을 얻을 수 있게 된다. 아주 강성이 크고 그럼에도 불구하고 터보축 엔진의 고온부에서 요구하는 열기계적인 환경에서도 양호한 설비 수명을 갖는 베어링 지지부를 얻을 수 있다.

특히, 상기 지지부는 상기 환형 케이싱 세그먼트의 축단부에 적어도 하나의 고정 플랜지를 추가로 구비할 수 있고, 각각의 방사상 아암은 상기 환형 케이싱 세그먼트로부터 상기 고정 플랜지를 나타내는 상기 축단부를 향해 축방향으로 경사질 수 있다. 그리하여, 상기 중앙 허브 위의 상기 아암의 뿌리에서 보다는 상기 환형 케이싱 세그먼트 위의 상기 아암의 뿌리에서 상기 고정 플랜지에 대하여 상기 방사상 아암에 대한 더 큰 축방향 거리를 얻는 것이 가능하다. 상기 환형 케이싱 세그먼트 위에서 이러한 축방향 거리는 상기 방사상 아암과 상기 고정 플랜지 사이에서 기계적인 하중과 열 구배를 더욱 잘 분포시키는 역할을 하고, 그리하여 전체적인 강성을 해치지 않고 상기 지지부의 설비 수명을 증가시키 된다. 상기 환형 케이싱 세그먼트 위에서 각각의 아암의 뿌리 근처에서 힘을 분포시키기 위하여, 상기 고정 플랜지는 상기 환형 케이싱 세그먼트에 걸쳐 각각의 방사상 아암의 뿌리와 대응되게 갖춰질 수 있다. 이것은 상기 뿌리 근처에서, 과도한 힘의 집중을 초래할 수 있는, 상기 환형 케이싱 세그먼트의 과도한 강성을 피하도록 해준다. 게다가, 상기 고정 플랜지는, 상기 베어링의 중앙축에 수직인 평면에서 힘을 재탱하기 위하여, 펙(peg) 또는 상호보완적인 펙을 수용하기 위한 오리피스와 같은, 적어도 하나의 적극적 결합 부재를 제공할 수 있다.

상기 지지부의 정면 영역, 무게 및 방사상 유연성을 과도하게 증가시키는 것을 회피하기 위하여, 그리고 상기 방사상 아암에 벤딩 하중만 부여하는 것을 회피하기 위하여, 상기 방사상 아암은 70°보다 크지 않은 접선 경사각(β)을 나타낸다.

특히, 상기 지지부의 축방향 크기를 과도하게 증가시키는 것을 회피하기 위하여, 그리고 상기 방사상 아암에 벤딩 하중으로 과도하게 부여하는 것을 회피하기 위하여, 상기 방사상 아암은 45°보다 크지 않은 축방향 경사각(α)을 나타낸다.

특히, 상기 유체 흐름 통로에서 흐르는 유체에 대한 상기 지지부의 저항을 감소시키기 위하여, 상기 방사상 아암의 각각은 축방향에 대하여 직각으로 놓인 유선형 프로파일을 가진다. 이러한 각배치는, 흐름에 대한 상기 프로파일의 저항을 감소시키기 위하여 그리고 횡방향 평면에서 상기 프로파일의 굽힘 강성을 증가시키기 위하여, 상기 프로파일이 상기 유체 흐름 통로에서 헬리컬 흐름의 방향에 놓이도록 유도한다. 더욱 특히, 상기 유선형 프로파일은 30°보다 크지 않은 피치각(γ)을 나타낸다.

본 발명은 또한 적어도 하나의 베어링 지지부를 구비하는 터빈 엔진에 관한 것이다. 특히, 상기 베어링 지지부는 터보축 엔진의 터빈 휠의 하류에 그리고 이에 인접하게 위치될 수 있고, 상기 방사상 아암은 상기 케이싱 세그먼트로부터 상류방향으로 축방향으로 경사져 있으며, 그리하여 상기 지지 아암과 터빈 휠 사이의 오프셋을 제한하게 되고, 상기 터빈 휠의 블레이드 팁과 상기 환형 케이싱 세그먼트 위의 방사상 아암의 뿌리 사이의 상당한 축방향 간격을 확보하게 되고, 그에 따라 진동하는 공기역학적 하중을 제한하게 된다. 더욱 특히, 상기 베어링 지지부를 터빈 케이싱에 고정하기 위하여, 상기 베어링 지지부는 상기 환형 케이싱 세그먼트의 상류 축단부에 위치한 고정 플랜지를 구비할 수 있다. 이러한 환경하에서, 상기 방사상아암의 축방향 경사는 또한 상기 환형 케이싱 세그먼트에서 상기 방사상 아암의 뿌리와 고정 플랜지 사이에 축방향 간격을 확보할 수 있게 하고, 그리하여 상기 플랜지와 뿌리 사이에 열적인 그리고 기계적인 힘을 더 양호하게 분포하게 된다.

그럼에도 불구하고, 상기 베어링 지지부는, 예컨대, 선택적으로, 터보축 엔진의 터빈 휠로부터 상류에 그리고 인접하게 위치할 수 있다.

게다가, 상기 터보축 엔진은 특히, 적어도 하나의 압축기, 연소실, 제1 회전축에 의해 적어도 하나의 압축기와 함께 회전하도록 결합된 제1 연소가스 터빈 및 제2 회전축에 의해 동력 인출장치와 함께 회전하도록 결합된 제2 연소가스 터빈을 포함하고, 상기 베어링 지지부는 상기 제2 회전축에 대한 베이링 지지부일 수 있으며, 그리하여 자유 터빈에 대한 베어링 지지부가 그러한 터보축 엔진에서 통상적으로 받는 특히 높은 기계적인 그리고 열적인 힘을 수용하는 것이 가능하도록 하게 된다. 그럼에도 불구하고, 선택적으로 또는 추가로, 상기 제1 회전축의 적어도 하나의 베어링 지지부는, 축방향 및 접선방향으로 경사진 아암을 구비하고, 축방향에 대하여 직각으로 설치된 유선형의 프로파일을 제공하면서, 동일한 방식으로 구성될 수 있다.

본 발명은, 고온에서, 높은 정도의 방사상 강성 및 굽힘 강성을 획득할 수 있도록 하고, 그럼에도 불구하고, 좋은 설비 수명을 획득하고 간단하게 그렇게 할 수 있는, 터보축 엔진의 적어도 하나의 고온부 베어링을 위한 지지부를 제공할 수 있게 된다.

본 발명과 그 장점은 비한정적인 실시예로 주어지는 본 발명의 실시예에 대한 이하의 자세한 설명을 읽으면 보다 잘 이해될 수 있을 것이다.
도 1은 터보축 엔진의 개략적인 종단면도를 나타낸다.
도 2는 본 발명의 실시예에서 베어링 지지부의 개략적인 종단면도를 나타낸다.
도 2a는 도 2에서 선 IIA-IIA를 따른 지지부의 아암의 단면도를 나타낸다.
도 3은 도 2의 베어링 지지부의 정면도를 나타낸다.
도 4는 도 2의 베어링 지지부의 정면 사시도를 나타낸다.
도 5는 도 2의 베어링 지지부의 상세도를 나타낸다.

도 1에는 터보축 엔진(1)이 나타나 있다. 상기 터보축 엔진(1)은 가스 발생부(2, gas generator section)와 자유 터빈부(3)를 포함한다. 상기 가스 발생부(2)는 축형 압축기(4, axial comprssor), 방사상 압축기(5, radial compressor), 연소실(6), 제1 연소가스 터빈(7) 및, 상기 제1 연소가스 터빈(7)과 상기 압축기(4, 5)들의 휠들을 같이 회전하게 결합하기 위한 중앙 축(X) 위의 제1 회전축(8)을 포함하여, 상기 엔진(1)이 작동하는 동안 상기 축의 회전이 상기 압축기(4, 5)들을 작동하게 하는 역할을 한다. 상기 가스 발생부(2)로부터 하류에 위치한 상기 자유 터빈부(3)는 "자유 터빈"(9)으로 지칭되는 제2 연소가스 터빈과, 상기 중앙축(X)에서 마찬가지로 정렬되어 있고 상기 자유 터빈(9)을 동력 인출장치(11)에 결합시키는 제2 회전축(10)을 포함한다. 그리하여 상기 터보축 엔진(1)이 작동 중에 있을 때, 상기 자유 터빈(9)의 휠의 회전은 예컨대 헬리콥터 로터와 같은 외부 장치를 작동시키는 역할을 한다.

상기 회전축(8, 10)은 베어링에 의하여 지지되는데, 상기 베어링은 가스 흐름 통로(12)를 통과하는 다수의 방사상 아암을 포함하는 베어링 지지부에 의하여 지지된다. 특히, 도시된 본 발명의 실시예의 자유 터빈부(3)에서, 상기 제2 회전축(10)은 적어도 하나의 베어링(13)에 의하여 지지되고, 상기 베어링(13)은 상기 자유 터빈(9)의 휠(22)로부터 하류에 그리고 인접하게 위치한 베어링 지지부(14)에 의하여 지지되고, 상기 베어링 지지부(14)는, 일체로 형성된, 중앙 허브(15)와, 환형 케이싱 세그먼트(16), 및 상기 중앙 허브(15)를 상기 환형 케이싱 세그먼트(16)에 연결하기 위하여 상기 가스 흐름 통로(12)를 통과하는, 다수의, 예컨대 5개의, 방사상 아암(17)을 포함한다. 상기 베어링(13)은 상기 중앙 허브(15)에 형성된 외측 베어링 안착부에 바로 수용되고, 그 상류측 축단부에서 상기 환형 케이싱 세그먼트(16)는 상기 베어링 지지부(14)를 터빈 케이싱(19)에 고정하기 위한 고정 플랜지(18)를 제공한다. 이러한 고정 플랜지(18)는 상기 지지부(14)를 고정하기 위한 볼트를 수용하기 위한 오리피스(30)뿐만 아니라, 상기 지지부(14)가 정확하게 위치되도록 하면서 적극적인 결합을 얻을 수 있도록 그리고 특히 상기 볼트의 절단을 피하기 위해 횡방향 평면에서의 힘을 수용할 수 있도록 상기 플랜지(18)를 향하는 표면에서 보완적인 오리피스에 수용될 돌출 펙(31, peg)도 제공한다.

이러한 베어링 지지부(14)는 도 2, 도 2a, 도 3 내지 도 5에 더욱 자세히 도시되어 있다. 그리하여, 도 2에서 횡방향 평면에 대하여 축방향으로 방사상 아암(17)의 경사각(α)을 볼 수 있고, 도 3에서는, 방사방향에 대하여 횡방향 평면에서 경사각(β)를 볼 수 있다. 도시된 실시예에서, 환형상의 상기 경사각(α)은 45°와 같거나 작고, 상기 경사각(β)은 70°와 같거나 작다.

각각의 방사상 아암(17)은 속이 빈 공동으로 되어 있어서, 그 안으로 윤활 유체 덕트(20)가 통과할 수 있도록 하고, 터빈 휠(22)의 고장을 측정하기 위한 센서(21)도 통과할 수 있도록 한다. 상기 방사상 아암(17)의 축방향 경사각 때문에, 상기 방사상 아암(17)의 뿌리와 상기 터빈 휠(22)의 뿌리사이의 오프셋이 최소화될 수 있고, 그리하여 특히 상기 센서(21)를 상기 터빈 휠(22)에 특히 가까이 배치할 수 있게 된다. 더욱이, 상기 방사상 아암(17)의 외측 뿌리에서, 상기 터보축(1) 엔진이 작동 중에 상대적으로 견고하고 비교적 냉각되어 있는 상기 고정 플랜지(18)로부터 방사상으로 거리는, 열적인 그리고 기계적인 힘이 이러한 외측 뿌리와 고정 플랜지(18) 사이에서 더 양호하게 분포될 수 있도록 한다. 더욱이, 이러한 축방향 거리는 또한 상기 방사상 아암(17)의 외측 뿌리를 상기 터빈 휠(22)의 블레이드 팁(23)으로부터 분리시키는 역할도 한다. 이러한 외측 뿌리에 인접한 상기 환형 케이싱 세그먼트(16)의 과도한 강성을 피하기 위하여, 상기 고정 플랜지(18)는 상기 환형 케이싱 세그먼트(16)에 대응되게 설치된다.

도 3에서 볼 수 있는 바와 같이, 상기 방사상 아암(17)의 접선 경사각 때문에, 상기 베어링(13)의 방사상 하중은 인장과 압축에 있어서뿐만 아니라 부분적으로 벤딩에 있어서도 상기 방사상 아암(17)에 의하여 전달되고, 그리하여 상기 방사상 아암(17)의 외축 뿌리에서 상기 환형 케이싱 세그먼트(16)를 만곡시키는 것을 피할 수 있게 한다.

이제 도 2a를 참조하면, 어떻게 각각의 방사상 아암(17)이, 축방향에 대하여 기울어진 주축을 가진 유선형 프로파일을 제공하는지 알 수 있다. 도시된 실시예에서는, 상기 프로파일의 경사각(γ)은 30°보다 작거나 같다. 상기 실시예에 의해, 상기 프로파일의 주축을 상기 터빈 휠(22)로부터 하류의 가스 흐름 방향과 정렬시키는 것이 가능하고, 그리하여 상기 흐름에 대하여 상기 방사상 아암(17)의 저항을 줄이게 된다. 동시에, 상기 경사각은 상기 베어링 지지부(14)의 횡방향 평면에서 벤딩에 관한 상기 방사상 아암(17)의 강성을 증가시킨다.

상기 중앙 허브(15)는 상기 방사상 아암(17)의 외측 뿌리가 위치하는 외부 링(32)과, 상기 베어링(13)의 외측 안착부를 형성하는 내부 링(33), 및 상기 중앙 허브(15)의 상기 외부 링(32)과 상기 내부 링(33)을 함께 연결하는 원뿔형 벽(34)을 구비한다. 상기 중앙 허브(15)의 중량을 제한하기 위하여, 이러한 상기 외부 링(32)과 상기 내부 링(33) 및 무엇보다 상기 원뿔형 벽(34)은 상대적으로 얇게 되어 있다. 그럼에도 불구하고, 상기 중앙 허브(15)가 견고한 것을 보장하기 위하여, 상기 원뿔형 벽(34)은 그럼에도 불구하고, 특히 도 5에 도시한 바와 같이, 방사상 리브(35)를 제공한다.

작동 시에, 상기 베어링 지지부(14)는 400℃ 내지 700℃ 사이 범위에 놓이는 온도에 노출되게 되는데, 상기 온도는 통상적으로 상기 가스 흐름 통로의 방사상 안쪽 및 바깥쪽 영역에서보다 상기 가스 흐름 통로의 중앙에서 더 높다. 그럼에도 불구하고, 예컨대 니켈이나 코발트에 기반한 내열성 합금으로, 터보축 엔진의 전형인 크기를 갖고 그리고 도시된 형태로, 양호한 설비 수명을 확보하면서 예컨대 적어도 6400 시간의 작동 시간을 확보하면서, 20000 N/m 내지 80000 N/m 정도의, 특히 60000 N/m 내지 70000 N/m 범위에 놓이는 방사방향으로의 강성을 얻는 것이 가능하다.

본 발명이 구체적인 실시예를 참조로 하여 설명하였지만, 특허청구범위에 의해 정의된 본 발명의 일반적인 범위를 벗어나지 않고, 다양한 변형이나 변경이 이러한 실시예에 적용가능하다. 결과적으로, 발명의 상세한 설명과 도면은 한정적이기 보다는 예시적인 것으로 생각하여야 할 것이다.

1: 터보축 엔진 2: 가스 발생부
3: 자유 터빈 4, 5: 압축기
8, 10: 회전축 12: 가스 흐름 통로
13: 베어링 14: 베어링 지지부
15: 중앙 허브 16: 환형 케이싱 세그먼트
18: 고정 플랜지 19: 터빈 케이싱

Claims

터보축 엔진의 고온부를 위한 적어도 하나의 베어링(13)을 위한 지지부로서, 상기 베어링(13)을 수용하기 위한 외측 베어링 안착부를 일체로 포함하는 적어도 하나의 중앙 허브(15)와, 상기 중앙 허브(15) 둘레의 환형 케이싱 세그먼트(16), 및 상기 중앙 허브(15)를 상기 환형 케이싱 세그먼트(16)에 연결하는 다수의 방사상 아암(17)을 구비하는, 터보축 엔진의 고온부를 위한 적어도 하나의 베어링(13)을 위한 지지부에 있어서, 상기 방사상 아암(17)은 축방향으로 그리고 접선방향으로 경사져 있고, 상기 중앙 허브(15) 및 상기 환형 케이싱 세그먼트(16)와 일체로 구성되어 있는 것을 특징으로 하는, 터보축 엔진의 고온부를 위한 적어도 하나의 베어링(13)을 위한 지지부.
제1항에 있어서, 상기 환형 케이싱 세그먼트(16) 위에 적어도 하나의 고정 플랜지(18)를 추가로 구비하고, 각각의 방사상 아암(17)은 상기 환형 케이싱 세그먼트(16) 위에서 뿌리로부터, 상기 고정 플랜지(18)를 나타내는 축단부를 향하여 축방향으로 경사져 있는 것을 특징으로 하는 터보축 엔진의 고온부를 위한 적어도 하나의 베어링(13)을 위한 지지부.
제2항에 있어서, 상기 고정 플랜지(18)는 상기 환형 케이싱 세그먼트(16) 위에서 각각의 방사상 아암(17)의 상기 뿌리와 대응되게 구비되어 설치되어 있는 것을 특징으로 하는 터보축 엔진의 고온부를 위한 적어도 하나의 베어링(13)을 위한 지지부.
제2항에 있어서, 상기 고정 플랜지(18)는 상기 베어링의 중심축에 수직인 평면에서 하중을 떠맡기 위한 적어도 하나의 적극적 결합 부재(31)를 제공하는 것을 특징으로 하는 터보축 엔진의 고온부를 위한 적어도 하나의 베어링(13)을 위한 지지부.
제1항에 있어서, 상기 중앙 허브(15)는 상기 방사상 아암(17)의 뿌리가 위치하는 외부 링(32)과, 상기 외측 안착부를 형성하는 내부 링(33), 및 상기 중앙 허브(15)의 상기 외부 링(32)과 상기 내부 링(33)을 함께 연결하는 원뿔형 벽(34)을 포함하는 것을 특징으로 하는 터보축 엔진의 고온부를 위한 적어도 하나의 베어링(13)을 위한 지지부.
제5항에 있어서, 상기 원뿔형 벽(34)은 방사상 리브(35)를 제공하는 것을 특징으로 하는 터보축 엔진의 고온부를 위한 적어도 하나의 베어링(13)을 위한 지지부.
제1항에 있어서, 상기 방사상 아암(17)은 경사각(β)이 70°와 같거나 작게 되어 있는 것을 특징으로 하는 터보축 엔진의 고온부를 위한 적어도 하나의 베어링(13)을 위한 지지부.
제1항에 있어서, 상기 방사상 아암(17)은 축방향 경사각(α)이 45°와 같거나 작게 되어 있는 것을 특징으로 하는 터보축 엔진의 고온부를 위한 적어도 하나의 베어링(13)을 위한 지지부.
제1항에 있어서, 상기 각각의 방사상 아암(17)은 축방향에 대하여 경사진 유선형 프로파일을 갖는 것을 특징으로 하는 터보축 엔진의 고온부를 위한 적어도 하나의 베어링(13)을 위한 지지부.
제5항에 있어서, 상기 유선형 프로파일은 30°와 같거나 작게 되어 있는 경사각(γ)을 갖는 것을 특징으로 하는 터보축 엔진의 고온부를 위한 적어도 하나의 베어링(13)을 위한 지지부.
제1항 내지 제10항 중의 어느 한 항에 따른 적어도 하나의 지지부를 구비하는 터보축 엔진(1).
제11항에 있어서, 상기 지지부(14)는 상기 터보축 엔진(1)의 터빈 휠로부터 하류에 그리고 이에 인접하게 위치하고, 상기 방사상 아암(17)은 상기 환형 케이싱 세그먼트(16)로부터 하류 방향으로 축방향으로 경사져 있는 터보축 엔진.
제12항에 있어서, 상기 지지부(14)는 상기 환형 케이싱 세그먼트(16)의 상류방향 축단부에 위치한 고정 플랜지(18)를 구비하는 터보축 엔진.
제11항에 있어서, 적어도 하나의 압축기(4, 5)와, 연소실(6), 제1 회전축(8)에 의하여 상기 적어도 하나의 압축기(4, 5)와 회전하도록 결합된 제1 연소 가스 터빈(7), 및 제2 회전축(10)에 의하여 동력 인출장치와 회전하도록 결합된 제2 연소 가스 터빈(9)을 포함하고, 상기 일체로 된 지지부(14)는 상기 제2 회전축(10)의 적어도 하나의 베어링(13)을 지지하도록 이루어진 터보축 엔진.