WO2016075984A1 - ジェットエンジン - Google Patents

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WO2016075984A1
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WO
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shaft
spacer ring
vent tube
center vent
jet engine
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PCT/JP2015/074278
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真一 天野
裕作 及川
Original Assignee
株式会社Ihi
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    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present disclosure relates to jet engines. This application claims priority based on Japanese Patent Application No. 2014-231565 for which it applied to Japan on November 14, 2014, and uses the content here.
  • a shaft may be hollow and a center vent tube may be provided inside the shaft.
  • a center vent tube connects a bearing or the like that supports the shaft to the outside air, a tip portion is fixed to the shaft, and rotates together with the shaft.
  • Patent Documents 1 and 2 disclose a jet engine having such a center vent tube.
  • Patent Literature 3 and Patent Literature 4 disclose a piston ring that slides relative to a cylinder.
  • the center vent tube and the shaft are different in the amount of thermal deformation, if the center vent tube is firmly fixed to the shaft at multiple locations in the axial direction of the shaft, it is twisted in addition to the thermal deformation, so A large stress acts locally. For this reason, normally, only the tip of the center vent tube is firmly fixed to the shaft. However, since the position of the center vent tube cannot be restricted by supporting only the tip, a position restricting mechanism for slidably supporting the center vent tube is provided at one or a plurality of positions in the axial direction of the shaft.
  • the position restricting mechanism includes an annular support portion fixed to the inner wall surface of the shaft, and a spacer ring that is provided on the outer wall surface of the center vent tube and slidably contacts the support portion. According to such a position regulating mechanism, since the spacer ring can slide with respect to the support portion, it is possible to absorb a difference in the amount of thermal deformation between the shaft and the center vent tube.
  • the spacer ring described above has a ring shape that is continuously connected in the entire circumferential direction, and needs to be expanded in the radial direction in order to be attached to the center vent tube that is long in the axial direction.
  • the conventional spacer ring is formed using a resin material having a small elastic modulus.
  • such materials generally have a high coefficient of friction and are subject to wear. For this reason, when the center vent tube to which the spacer ring is attached is inserted into the shaft provided with the support portion, the spacer ring is caught by the support portion, which obstructs the insertion work.
  • the spacer ring may wear due to long-term use, and centering of the center vent tube may be insufficient, which may cause vibration and the like.
  • the conventional spacer ring has a circular cross section.
  • the spacer ring has a circular cross section and is formed of a resin material having a low elastic modulus
  • the spacer ring is greatly deformed by being sandwiched between the support portion and the center vent tube. Since this deformation is fluid, it is not uniform in the circumferential direction of the spacer ring. Therefore, in the circumferential direction of the spacer ring, a difference occurs in the compression amount of the spacer ring, and the center vent tube may be insufficiently centered.
  • the present disclosure has been made in view of the circumstances described above, and in a jet engine including a center vent tube, the center vent tube can be easily attached and the center vent tube can be centered with higher accuracy. With the goal.
  • the first aspect of the present disclosure includes a hollow shaft, a center vent tube inserted through the shaft, an annular support portion protruding from the inner wall surface of the shaft, an outer wall surface of the center vent tube and a support portion.
  • a ring engine having an annular spacer ring that slidably abuts against the outer peripheral surface having a shape along the surface of the support portion in the axial direction of the shaft, and a center in the axial direction of the shaft. It has an inner peripheral surface having a shape along the outer wall surface of the vent tube, and a cutting portion for cutting a part of the spacer ring.
  • the outer peripheral surface of the spacer ring is chamfered at both ends in the axial direction of the shaft.
  • the cutting portion is inclined with respect to the axis of the shaft and provided in a straight line.
  • the center vent tube has an annular accommodating groove that accommodates the spacer ring, and the accommodating grooves are opposed to each other in the axial direction of the shaft. Is arranged with a gap with respect to the spacer ring.
  • a gap is formed between the center vent tube and the support portion.
  • the cutting part for cutting a part of the spacer ring is provided. For this reason, when attaching a spacer ring with respect to a center vent tube, a spacer ring can be opened with a cut part as a boundary. Therefore, it is possible to form the spacer ring from a material having a large elastic modulus, and it is possible to select a hard and wear-resistant material such as polytetrafluoroethylene or polyimide resin as a material for forming the spacer ring. . By using a spacer ring having such a material, the spacer ring is prevented from being caught by the support portion when the center vent tube having the spacer ring attached is inserted into the shaft provided with the support portion.
  • the center vent tube can be easily attached. Further, it is possible to prevent the spacer ring from being worn due to long-time use. Further, since the spacer ring is not easily worn and deformed, it is possible to prevent the center vent tube and the support portion from contacting each other. Further, according to the jet engine according to the present disclosure, the spacer ring has an outer peripheral surface having a shape along the surface of the support portion in the axial direction of the shaft, and a shape along the outer wall surface of the center vent tube in the axial direction of the shaft. And an inner peripheral surface. For this reason, a spacer ring can be made to contact with a support part and a center vent tube in a wide area.
  • FIG. 3B is a sectional view taken along line AA in FIG. 3A.
  • FIG. 1 is a cross-sectional view showing a schematic configuration of a jet engine 1 of the present embodiment.
  • the jet engine 1 of the present embodiment includes a fan cowl 2, a core cowl 3, a fan 4, a low pressure compressor 5, a high pressure compressor 6, a combustor 7, and a high pressure turbine 8.
  • the low-pressure turbine 9, the shaft 10, the main nozzle 11, the center vent tube 12, and the position restriction mechanism 13 are provided.
  • the fan cowl 2 is a cylindrical member arranged on the most upstream side in the jet engine 1.
  • the upstream end and the downstream end in the air flow direction are open ends, and the upstream end functions as an air intake port. . Further, as shown in FIG. 1, the upstream side of the core cowl 3 and the fan 4 are accommodated inside the fan cowl 2.
  • the core cowl 3 is a cylindrical member having a diameter smaller than that of the fan cowl 2, and the upstream end and the downstream end in the air flow direction are open ends, similar to the fan cowl 2.
  • the core cowl 3 accommodates therein a low-pressure compressor 5, a high-pressure compressor 6, a combustor 7, a high-pressure turbine 8, a low-pressure turbine 9, a shaft 10 and the like, which are main parts of the jet engine 1.
  • the internal space of the fan cowl 2 is in the region where the core cowl 3 exists in the axial direction of the shaft 10.
  • the sandwiched space functions as a duct through which air flows.
  • the inside of the core cowl 3 is a flow path (hereinafter referred to as a core flow path) through which a part of the air taken into the fan cowl 2 and the combustion gas generated by the combustor 7 pass.
  • a core flow path a flow path through which a part of the air taken into the fan cowl 2 and the combustion gas generated by the combustor 7 pass.
  • the fan cowl 2 and the core cowl 3 are arranged concentrically when viewed from the air flow direction, and are arranged with a gap therebetween.
  • the gap between the fan cowl 2 and the core cowl 3 is a bypass channel that discharges the remaining portion of the air taken into the fan cowl 2 that does not flow into the core channel to the outside.
  • the fan cowl 2 and the core cowl 3 are attached to the aircraft body by a pylon (not shown).
  • the fan 4 forms a flow of air flowing into the fan cowl 2, and includes a plurality of fan rotor blades 4a fixed to the shaft 10 and a plurality of fan stationary blades 4b arranged in the bypass flow path.
  • the shaft 10 described in detail later is divided into two in the radial direction when viewed from the air flow direction. More specifically, the shaft 10 includes a hollow first shaft 10a that is a core portion and a hollow second shaft 10b that is disposed outside the first shaft 10a.
  • the fan rotor blade 4a is fixed to the first shaft 10a of the shaft 10 as described above.
  • the low-pressure compressor 5 is disposed upstream of the high-pressure compressor 6, and compresses the air sent to the core flow path by the fan 4.
  • the low pressure compressor 5 includes a moving blade 5 a fixed to the first shaft 10 a of the shaft 10 and a stationary blade 5 b fixed to the inner wall of the core cowl 3.
  • a plurality of stationary blades 5b arranged in an annular shape and a plurality of moving blades 5a arranged in an annular shape downstream in the axial direction form a one-stage blade row.
  • the low-pressure compressor 5 is configured by arranging such blade rows in a plurality of stages in the axial direction of the shaft 10.
  • the high-pressure compressor 6 is disposed downstream of the low-pressure compressor 5 and further compresses the air sent from the low-pressure compressor 5 to a high pressure.
  • the high pressure compressor 6 includes a moving blade 6 a fixed to the second shaft 10 b of the shaft 10 and a stationary blade 6 b fixed to the inner wall of the core cowl 3. Similar to the low-pressure compressor 5, a plurality of stationary blades 6b arranged in an annular shape and a plurality of moving blades 6a arranged in an annular shape downstream in the axial direction form a one-stage blade row.
  • the high-pressure compressor 6 is configured by arranging such blade rows in a plurality of stages in the axial direction of the shaft 10.
  • the combustor 7 is disposed downstream of the high-pressure compressor 6, and generates combustion gas by burning a mixture of compressed air fed from the high-pressure compressor 6 and fuel supplied from an injector (not shown). To do.
  • the high-pressure turbine 8 is disposed downstream of the combustor 7, collects rotational power from the combustion gas discharged from the combustor 7, and drives the high-pressure compressor 6.
  • the high-pressure turbine 8 includes a plurality of turbine rotor blades 8a fixed to the second shaft 10b of the shaft 10 and a plurality of turbine stator blades 8b fixed to the core flow path. The generated combustion gas is received by the turbine rotor blade 8a to rotate the second shaft 10b.
  • the low-pressure turbine 9 is disposed downstream of the high-pressure turbine 8, further collects rotational power from the combustion gas that has passed through the high-pressure turbine 8, and drives the fan 4 and the low-pressure compressor 5.
  • the low-pressure turbine 9 includes a plurality of turbine blades 9a fixed to the first shaft 10a of the shaft 10 and a plurality of turbine stationary blades 9b fixed to the core flow path, and rectified by the turbine stationary blade 9b. The generated combustion gas is received by the turbine rotor blade 9a to rotate the first shaft 10a.
  • the shaft 10 is a hollow rod-like member arranged in the air flow direction, and the rotational power recovered by the turbine (the high pressure turbine 8 and the low pressure turbine 9) is supplied to the fan 4 and the compressor (low pressure compressor 5 and To the high pressure compressor 6).
  • the shaft 10 is divided into two in the radial direction, and is constituted by the first shaft 10a and the second shaft 10b. Then, the moving blade 5a of the low pressure compressor 5 and the fan moving blade 4a of the fan 4 are attached to the upstream side of the first shaft 10a, and the turbine moving blade 9a of the low pressure turbine 9 is attached to the downstream side of the first shaft 10a. Yes. Further, the moving blade 5a of the high-pressure compressor 6 is attached to the upstream side of the second shaft 10b, and the turbine moving blade 8a of the high-pressure turbine 8 is attached to the downstream side of the second shaft 10b.
  • the main nozzle 11 is provided further downstream of the low-pressure turbine 9 and injects combustion gas that has passed through the low-pressure turbine 9 toward the rear of the jet engine 1.
  • the thrust of the jet engine 1 is obtained by the reaction when the combustion gas is injected from the main nozzle 11.
  • the center vent tube 12 is a tube member linearly long in the axial direction of the shaft 10, and is inserted into the first shaft 10a.
  • the center vent tube 12 has a tip fixed to the first shaft 10a by a bolt (not shown), and rotates about the axis of the shaft 10 together with the rotation of the first shaft 10a.
  • Such a center vent tube 12 exhausts air containing lubricating oil to the main nozzle 11 side.
  • FIG. 2 is a partially enlarged view including a part of the center vent tube 12 and the position regulating mechanism 13.
  • an accommodation groove 12 a for accommodating a spacer ring 13 d described later is provided in an annular shape on the outer peripheral surface of the center vent tube 12.
  • the housing groove 12a has a width L2 wider than the axial width L1 of the shaft 10 of the spacer ring 13d.
  • the opposing wall surface 12b is disposed with a gap with respect to the spacer ring 13d.
  • the spacer ring 13 d is provided in the receiving groove 12 a of the center vent tube 12. That is, the spacer ring 13 d is provided on the outer wall surface 12 a 1 of the center vent tube 12.
  • the position restriction mechanism 13 supports the two portions of the center vent tube 12 at the center portion and the rear end portion in a slidable manner in this embodiment.
  • the position restricting mechanism 13 includes a support ring 13a, a sleeve 13b, a nut 13c, and a spacer ring 13d.
  • the support ring 13a, the sleeve 13b, and the nut 13c constitute the support portion 130 of the present disclosure, and are an annular member that protrudes inward from the inner wall surface 10a1 of the first shaft 10a as a whole.
  • the support ring 13a is an annular member that is supported by being sandwiched between the sleeve 13b and the inner wall surface 10a1 of the first shaft 10a.
  • the inner peripheral surface of the support ring 13a that contacts the sleeve 13b is a tapered surface 13a1 in which the inner diameter of the inner peripheral surface of the support ring 13a decreases toward the nut 13c.
  • the sleeve 13b is a cylindrical member that is inserted into the central opening of the support ring 13a.
  • a tapered surface 13b1 that is inclined at the same angle as the tapered surface 13a1 of the support ring 13a is formed at the front end portion (left end portion in FIG. 2) of the sleeve 13b.
  • a thread 13b2 into which the nut 13c is screwed is formed at the rear end portion (the right end portion in FIG. 2) of the sleeve 13b.
  • the nut 13c is screwed into the rear end portion of the sleeve 13b and abuts against the support ring 13a from the rear side.
  • the support ring 13a moves forward as the nut 13c moves. Therefore, the support ring 13a is pushed outward in the radial direction by sliding the tapered surface 13a1 and the tapered surface 13b1.
  • the support ring 13a is centered, and the sleeve 13b is also centered.
  • FIG. 3A is a front view of the spacer ring 13d
  • FIG. 3B is a side view of the spacer ring 13d
  • FIG. 3C is a cross-sectional view taken along line AA of FIG. 3A.
  • the spacer ring 13d is an annular member having a cut portion 13d3 that becomes a cut in the middle portion.
  • the spacer ring 13d has a high elastic modulus such as polytetrafluoroethylene or polyimide resin and has high wear resistance. It is made of an excellent material.
  • the outer peripheral surface 13d1 of the spacer ring 13d is wide in the axial direction of the shaft 10, and extends along the inner wall surface 13b3 of the sleeve 13b (that is, the surface 13b3 of the support portion 130) in the axial direction of the shaft 10. It has a shape.
  • the inner wall surface 13b3 of the sleeve 13b has a shape that is a straight line parallel to the axis of the shaft 10. Therefore, the outer peripheral surface 13d1 of the spacer ring 13d is also parallel to the axis of the shaft 10. The shape is a straight line.
  • the inner peripheral surface 13d2 of the spacer ring 13d is wide in the axial direction of the shaft 10, and the bottom surface (that is, the center vent tube 12) of the receiving groove 12a in the axial direction of the shaft 10 is provided.
  • the bottom surface of the receiving groove 12a has a shape that is a straight line parallel to the axis of the shaft 10, and therefore the inner peripheral surface 13d2 of the spacer ring 13d is also parallel to the axis of the shaft 10.
  • the shape is a straight line. Therefore, the outer peripheral surface 13d1 and the inner peripheral surface 13d2 of the spacer ring 13d are parallel to each other.
  • the radial thickness of the spacer ring 13d is such that the outer circumferential surface 13d1 is in contact with the inner peripheral surface of the sleeve 13b when the inner peripheral surface 13d2 is disposed in contact with the bottom surface of the receiving groove 12a. It is set to exceed the depth of 12a. For this reason, such a spacer ring 13d is accommodated in the accommodating groove 12a, and the outer peripheral surface 13d1 abuts on the inner peripheral surface of the sleeve 13b, thereby, as shown in FIG. 2, between the center vent tube 12 and the sleeve 13b. A slight gap is formed. That is, a slight gap is formed between the center vent tube 12 and the support portion 130.
  • the cutting portion 13d3 cuts a part of the spacer ring 13d, and is inclined and linearly provided with respect to the axis of the shaft 10 as shown in FIG. 3B.
  • the inclination angle of the cutting portion 13d3 with respect to the axis of the shaft 10 is such that the cutting portion 13d3 does not penetrate from the near side to the back as viewed from the axial direction of the shaft 10 (that is, in the state shown in FIG. 3A). Is set to be invisible). That is, when viewed from the axial direction of the shaft 10, the front end portion and the rear end portion of the cutting portion 13d3 are provided at positions that do not overlap.
  • the outer circumferential surface 13d1 of the spacer ring 13d is chamfered at both ends in the axial direction of the shaft 10, thereby forming a chamfered portion 13d4.
  • the chamfered portion 13d4 prevents the corner portion of the spacer ring 13d from being caught on the inner peripheral surface of the sleeve 13b when the spacer ring 13d slides with respect to the inner peripheral surface of the sleeve 13b.
  • part of the air taken in by the rotation of the fan 4 is compressed in two stages by the low-pressure compressor 5 and the high-pressure compressor 6, and the compression generated thereby.
  • Air and fuel are combusted in the combustor 7 to generate combustion gas.
  • the combustion gas passes through the high-pressure turbine 8 and the low-pressure turbine 9, the shaft 10 is rotated, and further, propulsion is obtained by being injected backward from the main nozzle 11.
  • the center vent tube 12 exhausts air containing lubricating oil to the main nozzle 11.
  • the center vent tube 12 rotates as the shaft 10 rotates.
  • the center vent tube 12 is slidably supported by the position restricting mechanism 13, the center vent tube 12 is attached to the shaft 10 without a large local stress acting on the center vent tube 12. It is regulated at a position corresponding to the axis.
  • the jet engine 1 is provided with a cutting portion 13d3 that cuts a part of the spacer ring 13d. For this reason, when the spacer ring 13d is attached to the center vent tube 12, the spacer ring 13d can be deformed so that the diameter of the spacer ring 13d increases with the cut portion 13d3 as a boundary. Therefore, it is possible to form the spacer ring 13d with a material having a large elastic modulus, and it is possible to select a hard and wear-resistant material such as polytetrafluoroethylene or polyimide resin as a material for forming the spacer ring 13d. It becomes possible.
  • the center vent tube 12 to which the spacer ring 13d is attached is provided on the first shaft 10a provided with the support portion 130 (that is, the support ring 13a, the sleeve 13b, and the nut 13c).
  • the spacer ring 13d can be prevented from being caught by the sleeve 13b, and the center vent tube 12 can be easily attached.
  • the spacer ring 13d includes the outer peripheral surface 13d1 having a shape along the inner wall surface 13b3 of the sleeve 13b in the axial direction of the shaft 10, and the center vent tube in the axial direction of the shaft 10. And 12 inner peripheral surfaces 13d2 having a shape along the outer wall surface 12a1. For this reason, the spacer ring 13d can be brought into contact with the sleeve 13b and the center vent tube 12 over a wide area.
  • the outer peripheral surface 13d1 of the spacer ring 13d is chamfered at both ends in the axial direction of the shaft 10. For this reason, it is possible to prevent the corner portion of the spacer ring 13d from being caught on the inner peripheral surface of the sleeve 13b, and to perform the attachment work of the center vent tube 12 more smoothly.
  • the cut portion 13d3 of the spacer ring 13d is inclined with respect to the axis of the shaft 10 and provided in a straight line. For this reason, the location where the outer peripheral surface 13d1 and the sleeve 13b do not contact at all in the circumferential direction of the spacer ring 13d can be eliminated. That is, even in the region where the cutting portion 13d3 is provided, at least a part of the spacer ring 13d is in contact with the sleeve 13b in the axial direction of the shaft 10. For this reason, the spacer ring 13d abuts against the sleeve 13b over the entire circumference, whereby the center vent tube 12 can be centered more reliably.
  • the wall surface 12b facing in the axial direction of the shaft 10 is disposed with a gap with respect to the spacer ring 13d. . Therefore, even when the spacer ring 13d is compressed and deformed by being sandwiched between the center vent tube 12 and the sleeve 13b, the spacer ring 13d and the wall surface 12b of the receiving groove 12a are prevented from coming into contact with each other. The entire ring 13d is compressed uniformly. For this reason, the center vent tube 12 can be centered more reliably.
  • the spacer ring 13d is basically movable in the accommodation groove 12a both in the circumferential direction and in the axial direction of the center vent tube 12.
  • the spacer ring 13d which is an elastic body, always presses the outer periphery of the center vent tube 12 (accommodating groove 12a). Therefore, when an external force is applied to the spacer ring 13d in the circumferential direction or the axial direction of the center vent tube 12, the static frictional force generated from the pressing force (vertical drag) resists the external force, so that the spacer ring 13d normally moves. Absent. However, the spacer ring 13d slightly moves in the circumferential direction and the axial direction of the center tube 12 only when the external force exceeds the static frictional force, but the spacer ring 13d contacts the wall surface 12b of the receiving groove 12a by the gap. None do.
  • the cutting part 13d3 is provided in a straight line.
  • the present disclosure is not limited to this, and the cutting portion 13d3 may be provided to be bent or curved.
  • the configuration in which the chamfered portion 13d4 is provided only on the outer peripheral surface 13d1 has been described.
  • the present disclosure is not limited to this, and a chamfer may be provided on the inner peripheral surface 13d2.
  • the center vent tube in the jet engine including the center vent tube, can be easily attached and the center vent tube can be centered with higher accuracy.

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Abstract

中空のシャフト（１０）と、シャフト（１０）に挿通されるセンターベントチューブ（１２）と、シャフト（１０）の内壁面（１０ａ１）から突出する環状の支持部（１３０）と、センターベントチューブ（１２）の外壁面（１２ａ１）に設けられると共に支持部（１３０）に対して摺動可能に当接する環状のスペーサリング（１３ｄ）とを備えるジェットエンジン（１）であって、スペーサリング（１３ｄ）は、シャフト（１０）の軸方向において支持部（１３０）の表面（１３ｂ３）に沿った形状を有する外周面（１３ｄ１）と、シャフト（１０）の軸方向においてセンターベントチューブ（１２）の外壁面（１２ａ１）に沿った形状を有する内周面（１３ｄ２）と、スペーサリング（１３ｄ）の一部を切断する切断部（１３ｄ３）とを有する。

Description

ジェットエンジン
本開示は、ジェットエンジンに関する。
本願は、２０１４年１１月１４日に日本国に出願された特願２０１４－２３１５６５号に基づき優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　ジェットエンジンでは、シャフトを中空とし、このシャフトの内部に対してセンターベントチューブを設ける場合がある。このようなセンターベントチューブは、シャフトを支持する軸受等を外気と接続し、先端部がシャフトに固定され、シャフトと一緒に回転する。
特許文献１、特許文献２には、このようなセンターベントチューブを備えるジェットエンジンが開示されている。特許文献１や特許文献２に開示される摺動部品に関連して、特許文献３、特許文献４には、シリンダに対して摺動するピストンリングが開示されている。
日本国特開２００９－１７４５２８号公報 日本国特表２００４－５１４８４１号公報 日本国特開２０００－５５１９９号公報 日本国実開平５－９２５２７号公報
　センターベントチューブとシャフトとは、熱変形量が異なることから、センターベントチューブをシャフトの軸方向において複数箇所でシャフトと強固に固定すると、熱変形に加えて捩られることよってセンターベントチューブに対して局所的に大きな応力が作用する。このため、通常、センターベントチューブは、先端のみがシャフトに対して強固に固定されている。ただし、先端のみの支持ではセンターベントチューブの位置規制ができないことから、シャフトの軸方向の一箇所あるいは複数箇所において、センターベントチューブを摺動可能に支持する位置規制機構が設けられている。
　位置規制機構は、シャフトの内壁面に固定された環状の支持部と、センターベントチューブの外壁面に設けられると共に支持部に対して摺動可能に当接するスペーサリングとを備えている。このような位置規制機構によれば、スペーサリングが支持部に対して摺動可能であることから、シャフトとセンターベントチューブとの熱変形量の違い等を吸収することが可能となる。
　ただし、従来、上述のスペーサリングは、切れ目なく周方向の全域で繋がったリング形状であり、軸方向に長いセンターベントチューブに取り付けるためには、径方向に広げる必要がある。このため、従来のスペーサリングは、弾性率の小さな樹脂材料を用いて形成されている。しかしながら、このような材料は一般的に摩擦係数が高く摩耗しやすい。このため、スペーサリングを取り付けたセンターベントチューブを支持部が設けられたシャフトの内部に挿通するときに、スペーサリングが支持部に対して引っ掛り、挿通作業の邪魔となる。また、長時間の使用によりスペーサリングが摩耗し、センターベントチューブの芯出しが不十分となり、振動等の原因となる可能性がある。
　また、従来のスペーサリングは、断面が円形である。しかしながら、スペーサリングの断面が円形であり、かつ、スペーサリングが弾性率の小さな樹脂材料から形成されている場合には、スペーサリングが支持部とセンターベントチューブに挟まれることによって大きく変形する。この変形は流動的であることから、スペーサリングの周方向にて一様ではない。したがって、スペーサリングの周方向において、スペーサリングの圧縮量に差が生じ、センターベントチューブの芯出しが不十分となる可能性がある。
　本開示は、上述する事情に鑑みてなされ、センターベントチューブを備えるジェットエンジンにおいて、センターベントチューブの取付作業を容易とし、かつ、より精度高くセンターベントチューブの芯出しを行うことを可能とすることを目的とする。
　本開示の第１の態様は、中空のシャフトと、シャフトに挿通されるセンターベントチューブと、シャフトの内壁面から突出する環状の支持部と、センターベントチューブの外壁面に設けられると共に支持部に対して摺動可能に当接する環状のスペーサリングとを備えるジェットエンジンであって、スペーサリングが、シャフトの軸方向において支持部の表面に沿った形状を有する外周面と、シャフトの軸方向においてセンターベントチューブの外壁面に沿った形状を有する内周面と、スペーサリングの一部を切断する切断部とを有する。
　本開示の第２の態様は、第１の態様において、スペーサリングの外周面が、シャフトの軸方向における両端が面取り加工されている。
　本開示の第３の態様は、第１または第２の態様において、切断部が、シャフトの軸に対して傾斜されかつ直線状に設けられている。
　本開示の第４の態様は、第１～第３いずれかの態様において、センターベントチューブは、スペーサリングを収容する環状の収容溝を有し、収容溝が、シャフトの軸方向において対向する壁面がスペーサリングに対して隙間を空けて配置されている。
本開示の第５の態様は、第１～４のいずれかの態様において、センターベントチューブと支持部との間に隙間が形成されている。
　本開示に係るジェットエンジンによれば、スペーサリングの一部を切断する切断部が設けられている。このため、スペーサリングをセンターベントチューブに対して取り付けるときに、切断部を境としてスペーサリングを開くことができる。したがって、スペーサリングを弾性率の大きな材料によって形成することが可能となり、スペーサリングの形成材料として、例えばポリテトラフルオロエチレンやポリイミド樹脂等の硬く耐摩耗性を有する材料を選択することが可能となる。このような材料を有するスペーサリングを用いることによって、スペーサリングを取り付けたセンターベントチューブを支持部が設けられたシャフトの内部に挿通するときに、スペーサリングが支持部に対して引っ掛ることを防止することができ、センターベントチューブの取付作業を容易に行うことができる。また、長時間の使用によりスペーサリングが摩耗することも防止することができる。また、スペーサリングが摩耗及び変形しにくいことから、センターベントチューブと支持部とが接触することも防止することができる。さらに、本開示に係るジェットエンジンによれば、スペーサリングが、シャフトの軸方向において支持部の表面に沿った形状を有する外周面と、シャフトの軸方向においてセンターベントチューブの外壁面に沿った形状を有する内周面とを有している。このため、スペーサリングを支持部及びセンターベントチューブに対して広い面積で接触させることができる。したがって、支持部とセンターベントチューブとに挟まれたスペーサリングに対して局所的に大きな押圧力が作用することを防止し、スペーサリングの周方向における変形量を均一化することができる。よって、周方向においてスペーサリングの圧縮量に差が生じることを防止し、確実にセンターベントチューブの芯出しを行うことが可能となる。
本開示の一実施形態におけるジェットエンジンの概略構成を示す断面図である。 本開示の一実施形態におけるジェットエンジンが備えるセンターベントチューブ及び位置規制機構の一部を含む部分拡大図である。 本開示の一実施形態におけるジェットエンジンがスペーサリングの正面図である。 本開示の一実施形態におけるジェットエンジンがスペーサリングの側面図である。 図３ＡのＡ－Ａ線断面図である。
　以下、図面を参照して、本開示に係るジェットエンジンの一実施形態について説明する。なお、以下の図面において、各部材を認識可能な大きさとするために、各部材の縮尺を適宜変更している。
　図１は、本実施形態のジェットエンジン１の概略構成を示す断面図である。この図に示すように、本実施形態のジェットエンジン１は、ファンカウル２と、コアカウル３と、ファン４と、低圧圧縮機５と、高圧圧縮機６と、燃焼器７と、高圧タービン８と、低圧タービン９と、シャフト１０と、主ノズル１１と、センターベントチューブ１２と、位置規制機構１３とを備えている。
　ファンカウル２は、ジェットエンジン１のなかで最も上流側に配置された円筒形部材であり、空気の流れ方向の上流端及び下流端が開口端とされ、上流端が空気取込口として機能する。また、図１に示すように、ファンカウル２の内部にコアカウル３の上流側及びファン４が収容されている。
　コアカウル３は、ファンカウル２よりも小径の円筒形部材であり、ファンカウル２と同様に、空気の流れ方向の上流端及び下流端が開口端とされている。このコアカウル３は、ジェットエンジン１の主要部である低圧圧縮機５、高圧圧縮機６、燃焼器７、高圧タービン８、低圧タービン９及びシャフト１０等を内部に収容している。
　また、シャフト１０の軸方向（図１の左右方向）においてコアカウル３が存在しない領域ではファンカウル２の内部空間が、シャフト１０の軸方向においてコアカウル３が存在する領域ではファンカウル２とコアカウル３で挟まれた空間が空気の流れるダクトとして機能する。
　なお、コアカウル３の内部は、ファンカウル２に取込まれた空気の一部及び燃焼器７で生成される燃焼ガスが通る流路（以下、コア流路と称する）とされている。また、図１に示すように、ファンカウル２とコアカウル３とは、空気の流れ方向から見て同心円状に配置されており、隙間を空けて配置されている。また、ファンカウル２とコアカウル３との隙間は、ファンカウル２内に取込まれた空気のうち、コア流路に流れこまない残部を外部に排出するバイパス流路とされている。また、ファンカウル２及びコアカウル３は、不図示のパイロンにより航空機の機体に取り付けられている。
　ファン４は、ファンカウル２内に流れ込む空気流を形成し、シャフト１０に固定される複数のファン動翼４ａと、バイパス流路に配置される複数のファン静翼４ｂとを備えている。なお、後に詳説するシャフト１０は、空気の流れ方向から見て、半径方向に２つに分割されている。より詳細には、シャフト１０は、芯部である中空の第１シャフト１０ａと、第１シャフト１０ａを囲って外側に配置される中空の第２シャフト１０ｂとによって構成されている。ファン動翼４ａは、このようなシャフト１０の第１シャフト１０ａに固定されている。
　低圧圧縮機５は、図１に示すように、高圧圧縮機６よりも上流に配置されており、ファン４によってコア流路に送り込まれた空気を圧縮する。この低圧圧縮機５は、シャフト１０の第１シャフト１０ａに固定される動翼５ａと、コアカウル３の内壁に固定される静翼５ｂとを備えている。なお、環状に配置された複数の静翼５ｂとその軸方向下流に環状に配置された複数の動翼５ａとによって１段の翼列が形成されている。低圧圧縮機５は、このような翼列を複数段、シャフト１０の軸方向に配列して構成されている。
　高圧圧縮機６は、図１に示すように、低圧圧縮機５よりも下流に配置されており、低圧圧縮機５から送り込まれた空気をさらに高圧に圧縮する。この高圧圧縮機６は、シャフト１０の第２シャフト１０ｂに固定される動翼６ａと、コアカウル３の内壁に固定される静翼６ｂとを備えている。なお、低圧圧縮機５と同様に、環状に配置された複数の静翼６ｂとその軸方向下流に環状に配置された複数の動翼６ａとによって１段の翼列が形成されている。高圧圧縮機６は、このような翼列を複数段、シャフト１０の軸方向に配列して構成されている。
　燃焼器７は、高圧圧縮機６の下流に配置されており、高圧圧縮機６から送り込まれる圧縮空気と、不図示のインジェクタから供給される燃料との混合気を燃焼することによって燃焼ガスを生成する。
　高圧タービン８は、燃焼器７の下流に配置されており、燃焼器７から排出される燃焼ガスから回転動力を回収し、高圧圧縮機６を駆動する。この高圧タービン８は、シャフト１０の第２シャフト１０ｂに固定される複数のタービン動翼８ａと、コア流路に固定される複数のタービン静翼８ｂとを備えており、タービン静翼８ｂで整流された燃焼ガスをタービン動翼８ａで受けて第２シャフト１０ｂを回転する。
　低圧タービン９は、高圧タービン８の下流に配置されており、高圧タービン８を通過した燃焼ガスからさらに回転動力を回収し、ファン４、低圧圧縮機５を駆動する。この低圧タービン９は、シャフト１０の第１シャフト１０ａに固定される複数のタービン動翼９ａと、コア流路に固定される複数のタービン静翼９ｂとを備えており、タービン静翼９ｂによって整流された燃焼ガスをタービン動翼９ａで受けて第１シャフト１０ａを回転する。
　シャフト１０は、空気の流れ方向に向いて配置される中空の棒状部材であり、タービン（高圧タービン８及び低圧タービン９）にて回収された回転動力をファン４及び圧縮機（低圧圧縮機５及び高圧圧縮機６）に伝達する。このシャフト１０は、上述のように、半径方向に２つに分割されて、第１シャフト１０ａと、第２シャフト１０ｂとによって構成されている。そして、第１シャフト１０ａの上流側に低圧圧縮機５の動翼５ａ及びファン４のファン動翼４ａが取り付けられ、第１シャフト１０ａの下流側に低圧タービン９のタービン動翼９ａが取り付けられている。また、第２シャフト１０ｂの上流側に高圧圧縮機６の動翼５ａが取り付けられ、第２シャフト１０ｂの下流側に高圧タービン８のタービン動翼８ａが取り付けられている。
　主ノズル１１は、低圧タービン９のさらに下流に設けられると共に、ジェットエンジン１の後方に向けて低圧タービン９を通過した燃焼ガスを噴射する。そして、この主ノズル１１から燃焼ガスが噴射される際の反作用によってジェットエンジン１の推力が得られる。
　センターベントチューブ１２は、シャフト１０の軸方向に直線状に長い管部材であり、第１シャフト１０ａの内部に挿通されている。このセンターベントチューブ１２は、先端が第１シャフト１０ａに対してボルト（不図示）により固定されており、第１シャフト１０ａの回転と一緒にシャフト１０の軸を中心として回転する。このようなセンターベントチューブ１２は、潤滑油を含む空気を主ノズル１１側に排気する。
　図２は、センターベントチューブ１２及び位置規制機構１３の一部を含む部分拡大図である。この図に示すように、センターベントチューブ１２の外周面には、後述のスペーサリング１３ｄを収容するための収容溝１２ａが環状に設けられている。この収容溝１２ａは、スペーサリング１３ｄのシャフト１０の軸方向の幅Ｌ１よりも広い幅Ｌ２を有している。これによって、図２に示すように、対向する壁面１２ｂがスペーサリング１３ｄに対して隙間を空けて配置されている。
ここで、スペーサリング１３ｄは、センターベントチューブ１２の収容溝１２ａに設けられている。すなわち、スペーサリング１３ｄは、センターベントチューブ１２の外壁面１２ａ１に設けられている。
　位置規制機構１３は、図１に示すように、本実施形態においては、センターベントチューブ１２の中央部と、後端部との二か所を摺動可能に支持している。この位置規制機構１３は、図２に示すように、サポートリング１３ａと、スリーブ１３ｂと、ナット１３ｃと、スペーサリング１３ｄとを備えている。サポートリング１３ａ、スリーブ１３ｂ及びナット１３ｃは、本開示の支持部１３０を構成しており、全体として第１シャフト１０ａの内壁面１０ａ１から内側に向けて突出する環状の部材となっている。サポートリング１３ａは、スリーブ１３ｂと第１シャフト１０ａの内壁面１０ａ１に挟持されることによって支持される環状の部材である。スリーブ１３ｂと当接する、このサポートリング１３ａの内周面は、ナット１３ｃに向けてサポートリング１３ａの内周面の内径が減少するテーパ面１３ａ１とされている。スリーブ１３ｂは、サポートリング１３ａの中央開口に挿入される筒状の部材である。このスリーブ１３ｂの前端部（図２の左端部）には、サポートリング１３ａのテーパ面１３ａ１と同一の角度で傾斜するテーパ面１３ｂ１が形成されている。
　また、スリーブ１３ｂの後端部（図２の右端部）には、ナット１３ｃが螺合するネジ山１３ｂ２が形成されている。ナット１３ｃは、スリーブ１３ｂの後側端部に螺合し、サポートリング１３ａに後側から当接している。このようなナット１３ｃをジェットエンジン１の前側に移動させるように回すとナット１３ｃの移動に伴ってサポートリング１３ａが前方に移動する。そのため、テーパ面１３ａ１とテーパ面１３ｂ１とが摺動することによってサポートリング１３ａが径方向外側に押し出される。これによって、サポートリング１３ａの芯出しがされ、さらにはスリーブ１３ｂの芯出しもなされる。
　図３Ａは、スペーサリング１３ｄの正面図、図３Ｂはスペーサリング１３ｄの側面図、図３Ｃは図３ＡのＡ－Ａ線断面図である。これらの図に示すように、スペーサリング１３ｄは、途中部位に切れ目となる切断部１３ｄ３を有する環状の部材であり、例えば、ポリテトラフルオロエチレンやポリイミド樹脂等の弾性率が高くかつ耐摩耗性に優れた材料によって形成されている。
　このようなスペーサリング１３ｄの外周面１３ｄ１は、シャフト１０の軸方向に幅が広く設けられており、シャフト１０の軸方向においてスリーブ１３ｂの内壁面１３ｂ３（すなわち支持部１３０の表面１３ｂ３）に沿った形状を有している。なお、本実施形態においては、スリーブ１３ｂの内壁面１３ｂ３は、シャフト１０の軸と平行な直線となる形状を有しており、このためスペーサリング１３ｄの外周面１３ｄ１もシャフト１０の軸と平行な直線となる形状とされている。
　また、スペーサリング１３ｄの内周面１３ｄ２は、外周面１３ｄ１と同様に、シャフト１０の軸方向に幅が広く設けられており、シャフト１０の軸方向において収容溝１２ａの底面（すなわちセンターベントチューブ１２の外壁面１２ａ１）に沿った形状を有している。なお、本実施形態においては、収容溝１２ａの底面は、シャフト１０の軸と平行な直線となる形状を有しており、このためスペーサリング１３ｄの内周面１３ｄ２もシャフト１０の軸と平行な直線となる形状とされている。したがって、スペーサリング１３ｄの外周面１３ｄ１と内周面１３ｄ２とは互いに平行な面となっている。
　なお、スペーサリング１３ｄの径方向の厚みは、内周面１３ｄ２が収容溝１２ａの底面と当接して配置された場合に、外周面１３ｄ１がスリーブ１３ｂの内周面に当接するように、収容溝１２ａの深さを超えるように設定されている。このため、このようなスペーサリング１３ｄが収容溝１２ａに収容され、外周面１３ｄ１がスリーブ１３ｂの内周面に当接することによって、図２に示すように、センターベントチューブ１２とスリーブ１３ｂとの間に僅かな隙間が形成される。すなわち、センターベントチューブ１２と、支持部１３０との間に僅かな隙間が形成される。
　切断部１３ｄ３は、スペーサリング１３ｄの一部を切断しており、図３Ｂに示すように、シャフト１０の軸に対して傾斜されかつ直線状に設けられている。この切断部１３ｄ３のシャフト１０の軸に対する傾斜角度は、シャフト１０の軸方向から見て（すなわち図３Ａに示す状態において）、切断部１３ｄ３が手前側から奥方に向けて貫通していない状態（出口が見えない状態）となるように設定されている。つまり、シャフト１０の軸方向から見て、切断部１３ｄ３の手前端部と奥端部とが重ならない位置に設けられている。
　また、スペーサリング１３ｄの外周面１３ｄ１のシャフト１０の軸方向における両端には面取り加工が施されており、これによって面取り部１３ｄ４が形成されている。この面取り部１３ｄ４は、スペーサリング１３ｄがスリーブ１３ｂの内周面に対して摺動するときに、スペーサリング１３ｄの角部がスリーブ１３ｂの内周面に対して引っ掛ることを防止する。
　このような構成を有する本実施形態のジェットエンジン１においては、ファン４の回転によって取り込まれた空気の一部が低圧圧縮機５及び高圧圧縮機６によって二段圧縮され、これによって生成された圧縮空気と燃料とが燃焼器７において燃焼されることで燃焼ガスが生成される。この燃焼ガスが高圧タービン８及び低圧タービン９を通過することによってシャフト１０が回転され、さらには主ノズル１１から後方に噴射されることによって推進力が得られる。また、センターベントチューブ１２は、潤滑油を含む空気を主ノズル１１に排気する。
　ここで、センターベントチューブ１２は、先端が第１シャフト１０ａに固定されていることから、シャフト１０の回転に伴って回転する。このとき、位置規制機構１３によって、センターベントチューブ１２が摺動可能に支持されているため、センターベントチューブ１２に対して局所的に大きな応力が作用することなく、センターベントチューブ１２がシャフト１０の軸に対応する位置に規制される。
　このような本実施形態のジェットエンジン１には、スペーサリング１３ｄの一部を切断する切断部１３ｄ３が設けられている。このため、スペーサリング１３ｄをセンターベントチューブ１２に対して取り付けるときに、切断部１３ｄ３を境としてスペーサリング１３ｄの径が大きくなるようにスペーサリング１３ｄを変形することができる。したがって、スペーサリング１３ｄを弾性率の大きな材料によって形成することが可能となり、スペーサリング１３ｄを形成する材料として、例えばポリテトラフルオロエチレンやポリイミド樹脂等の硬く耐摩耗性を有する材料を選択することが可能となる。このような材料を有するスペーサリング１３ｄを用いることによって、スペーサリング１３ｄを取り付けたセンターベントチューブ１２を支持部１３０（すなわち、サポートリング１３ａ、スリーブ１３ｂ及びナット１３ｃ）が設けられた第１シャフト１０ａの内部に挿通するときに、スペーサリング１３ｄがスリーブ１３ｂに対して引っ掛ることを防止することができ、センターベントチューブ１２の取付作業を容易に行うことができる。また、長時間の使用によりスペーサリング１３ｄが摩耗することも防止することができる。また、スペーサリング１３ｄが摩耗及び変形しにくいことから、センターベントチューブ１２とスリーブ１３ｂとが接触することも防止することができる。
　さらに、本実施形態のジェットエンジン１によれば、スペーサリング１３ｄが、シャフト１０の軸方向においてスリーブ１３ｂの内壁面１３ｂ３に沿った形状を有する外周面１３ｄ１と、シャフト１０の軸方向においてセンターベントチューブ１２の外壁面１２ａ１に沿った形状を有する内周面１３ｄ２とを有している。このため、スペーサリング１３ｄをスリーブ１３ｂ及びセンターベントチューブ１２に対して広い面積で接触させることができる。したがって、スリーブ１３ｂとセンターベントチューブ１２とに挟まれたスペーサリング１３ｄに対して局所的に大きな押圧力が作用することを防止し、スペーサリング１３ｄの周方向における変形量を均一化することができる。よって、周方向においてスペーサリング１３ｄの圧縮量に差が生じることを防止し、確実にセンターベントチューブ１２の芯出しを行うことが可能となる。
　また、本実施形態のジェットエンジン１においては、スペーサリング１３ｄの外周面１３ｄ１は、シャフト１０の軸方向における両端が面取り加工されている。このため、スペーサリング１３ｄの角部がスリーブ１３ｂの内周面に対して引っ掛ることを防止し、より円滑にセンターベントチューブ１２の取付作業を行うことが可能となる。
　また、本実施形態のジェットエンジン１においては、スペーサリング１３ｄの切断部１３ｄ３が、シャフト１０の軸に対して傾斜されかつ直線状に設けられている。このため、スペーサリング１３ｄの周方向において、外周面１３ｄ１とスリーブ１３ｂとが全く接触しない箇所をなくすことができる。つまり、切断部１３ｄ３が設けられた領域であっても、シャフト１０の軸方向において少なくともスペーサリング１３ｄの一部がスリーブ１３ｂと当接した状態となる。このため、スペーサリング１３ｄが全周に亘ってスリーブ１３ｂと当接し、これによってセンターベントチューブ１２の芯出しをより確実に行うことができる。
　また、本実施形態のジェットエンジン１においては、センターベントチューブ１２に設けられた収容溝１２ａにおいて、シャフト１０の軸方向において対向する壁面１２ｂがスペーサリング１３ｄに対して隙間を空けて配置されている。このため、センターベントチューブ１２とスリーブ１３ｂとによって挟持されることでスペーサリング１３ｄが圧縮変形する場合であっても、スペーサリング１３ｄと収容溝１２ａの壁面１２ｂとが接触することを防止し、スペーサリング１３ｄの全体が均一に圧縮されるようになる。このため、センターベントチューブ１２の芯出しをより確実に行うことができる。なお、スペーサリング１３ｄは、収容溝１２ａにおいて、センターベントチューブ１２の周方向にも軸方向にも基本的には移動可能である。しかしながら、弾性体であるスペーサリング１３ｄはセンターベントチューブ１２（収容溝１２ａ）の外周を常に押圧している。そのため、スペーサリング１３ｄにセンターベントチューブ１２の周方向や軸方向に外力が加わると、上記押圧力（垂直抗力）から生じる静止摩擦力が上記外力に抗するため、スペーサリング１３ｄは通常動くことはない。しかしながら、上記外力が上記静止摩擦力を上回る場合にのみスペーサリング１３ｄがセンターチューブ１２の周方向や軸方向に僅かに動くが、上記の隙間により、スペーサリング１３ｄが収容溝１２ａの壁面１２ｂに接触することはない。
　以上、図面を参照しながら本開示の好適な実施形態について説明したが、本開示は上記実施形態に限定されない。上述した実施形態において示した各構成部材の諸形状や組み合わせ等は一例であって、本開示の趣旨から逸脱しない範囲において設計要求等に基づき種々変更可能である。
　また、上記実施形態においては、切断部１３ｄ３が直線状に設けられた構成について説明した。しかしながら、本開示はこれに限定されず、切断部１３ｄ３が屈曲あるいは湾曲するように設けても良い。
　また、上記実施形態においては、外周面１３ｄ１にのみ面取り部１３ｄ４を設ける構成について説明した。しかしながら、本開示はこれに限定されず、内周面１３ｄ２にも面取り部を設けても良い。
　また、上記実施形態においては、位置規制機構１３が２つ設けられた例について説明した。しかしながら、本開示はこれに限定されず、位置規制機構１３を１つのみあるいは３つ以上設けても良い。
　本開示に係るジェットエンジンによれば、センターベントチューブを備えるジェットエンジンにおいて、センターベントチューブの取付作業を容易とし、かつ、より精度高くセンターベントチューブの芯出しを行うことが可能となる。
　１　ジェットエンジン
２　ファンカウル
３　コアカウル
４　ファン
４ａ　ファン動翼
４ｂ　ファン静翼
５　低圧圧縮機
５ａ　動翼
５ｂ　静翼
６　高圧圧縮機
６ａ　動翼
６ｂ　静翼
７　燃焼器
８　高圧タービン
８ａ　タービン動翼
８ｂ　タービン静翼
９　低圧タービン
９ａ　タービン動翼
９ｂ　タービン静翼
１０　シャフト
１０ａ　第１シャフト
１０ｂ　第２シャフト
１１　主ノズル
１２　センターベントチューブ
１２ａ　収容溝
１２ｂ　壁面
１３　位置規制機構
１３ａ　サポートリング
１３ａ１　テーパ面
１３ｂ　スリーブ
１３ｂ１　テーパ面
１３ｂ２　ネジ山
１３ｃ　ナット
１３ｄ　スペーサリング
１３ｄ１　外周面
１３ｄ２　内周面
１３ｄ３　切断部
１３ｄ４　面取り部

Claims (10)

  1. 　中空のシャフトと、前記シャフトに挿通されるセンターベントチューブと、前記シャフトの内壁面から突出する環状の支持部と、前記センターベントチューブの外壁面に設けられると共に前記支持部に対して摺動可能に当接する環状のスペーサリングとを備えるジェットエンジンであって、
    　前記スペーサリングは、前記シャフトの軸方向において前記支持部の表面に沿った形状を有する外周面と、前記シャフトの軸方向において前記センターベントチューブの前記外壁面に沿った形状を有する内周面と、前記スペーサリングの一部を切断する切断部と、を有するジェットエンジン。
  2. 　前記スペーサリングの前記外周面は、前記シャフトの軸方向における両端が面取り加工されていることを特徴とする請求項１記載のジェットエンジン。
  3. 　前記切断部は、前記シャフトの軸に対して傾斜されかつ直線状に設けられている請求項１記載のジェットエンジン。
  4. 　前記切断部は、前記シャフトの軸に対して傾斜されかつ直線状に設けられている請求項２記載のジェットエンジン。
  5. 　前記センターベントチューブは、前記スペーサリングを収容する環状の収容溝を有し、
    　前記収容溝は、前記シャフトの軸方向において対向する壁面が前記スペーサリングに対して隙間を空けて配置されている
    　請求項１記載のジェットエンジン。
  6. 　前記センターベントチューブは、前記スペーサリングを収容する環状の収容溝を有し、
    　前記収容溝は、前記シャフトの軸方向において対向する壁面が前記スペーサリングに対して隙間を空けて配置されている
    　請求項２記載のジェットエンジン。
  7. 　前記センターベントチューブは、前記スペーサリングを収容する環状の収容溝を有し、
    　前記収容溝は、前記シャフトの軸方向において対向する壁面が前記スペーサリングに対して隙間を空けて配置されている
    　請求項３記載のジェットエンジン。
  8. 　前記センターベントチューブは、前記スペーサリングを収容する環状の収容溝を有し、
    　前記収容溝は、前記シャフトの軸方向において対向する壁面が前記スペーサリングに対して隙間を空けて配置されている
    　請求項４記載のジェットエンジン。
  9. 　前記センターベントチューブと前記支持部との間に隙間が形成されている請求項１記載のジェットエンジン。
  10. 　前記センターベントチューブと前記支持部との間に隙間が形成されている請求項２記載のジェットエンジン。
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