JPH04224237A - プレテンションを与えたフレーム - Google Patents

プレテンションを与えたフレーム

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JPH04224237A
JPH04224237A JP3080612A JP8061291A JPH04224237A JP H04224237 A JPH04224237 A JP H04224237A JP 3080612 A JP3080612 A JP 3080612A JP 8061291 A JP8061291 A JP 8061291A JP H04224237 A JPH04224237 A JP H04224237A
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frame
hub
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rods
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Benken John D Von
ジョン・デニス・ボンベンケン
Alan M Carter
アラン・マーシャル・カーター
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    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
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Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はガスタービンエンジンフ
レームに関し、特に、圧縮座屈荷重を受けやすくかつ熱
膨縮を起こしやすいフレームに関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンは回転軸を支承す
る軸受を支持するフレームを有する。例えば、タービン
フレームは従来のタービンの下流に配置され、それから
排出される高温燃焼ガスを受ける。タービンフレームは
またファンに連結した軸も支持しているので、軸と連結
したファンの羽根の破損時にかなりの羽根離脱荷重を受
け、その結果不均衡力が軸を経て伝達される。
【０００３】タービンフレームを通流し得る高温燃焼ガ
スによるタービンフレームの熱膨縮と、タービンフレー
ムに支持された軸を経て伝達されるファン羽根離脱荷重
とに対処するため、タービンフレームは従来比較的複雑
で重い構造体であった。
【０００４】
【発明の目的】従って、本発明の目的はガスタービンエ
ンジン用の新規改良フレームを提供することである。
【０００５】本発明の他の目的は熱膨縮に適応するフレ
ームを提供することである。
【０００６】本発明の他の目的はフレームに伝達された
ファン羽根離脱荷重の適応に有効なフレームを提供する
ことである。
【０００７】本発明の他の目的は比較的簡単で軽量のフ
レームを提供することである。
【０００８】本発明の他の目的はガスタービンエンジン
において比較的低い応力で作用し得るフレームを提供す
ることである。
【０００９】
【発明の概要】ガスタービンエンジン用のプレテンショ
ンを与えたフレームが、環状ケーシングから離間した環
状ハブを有するとともに、ハブをケーシングに連結する
軸方向に相隔たる第１および第２列の周方向に相隔たる
連結棒を有する。連結棒には、それらに所定量の引張り
を生じるようにプレテンションを与えておく。
【００１０】
【実施例の記載】添付図面を参照して本発明の好適実施
例を説明する。
【００１１】図１は長手軸方向中心線１２を有するガス
タービンエンジン１０を示す。エンジン１０は、複数の
周方向に相隔たるファン羽根を備えた従来のファン１４
を有し、その後方に従来の圧縮機１６と燃焼器１８と高
圧タービン２０と低圧タービン２２と出口案内羽根２４
が順に設けられ、これらは全て環状で中心線１２を中心
として周方向に配設されている。ファン１４は従来の低
圧タービン軸２６によって低圧タービン２２に連結され
ており、圧縮機１６は従来の高圧タービン軸２８によっ
て高圧タービン２０に連結されている。
【００１２】本発明の一実施例によるタービンフレーム
３０が出口案内羽根２４の下流に配置され、従来の軸受
３２を支持しており、この軸受は低圧タービン軸２６の
下流端を支持している。フレーム３０から下流方向に従
来の排気用中央円錐体３４が突出している。エンジンの
周囲には従来の外側ケーシング３６と排気ノズル３８が
あり、このノズルはケーシング３６から下流方向に延在
しかつ中央体３４の半径方向外方に隔置されている。
【００１３】運転中、周囲空気４０がファン１４に吸引
されて圧縮機１６を通り、そこで圧縮されて燃焼器１８
に導入され燃料と混合して燃焼する。この燃焼により高
温燃焼ガス４２が発生し、燃焼器１８から出て高圧ター
ビン２０に入る。燃焼ガス４２により高圧タービン２０
が回転し、軸２８を介して圧縮機１６を回す。次いでガ
ス４２は低圧タービン２２を通り、その結果低圧タービ
ン２２が回転し、軸２６を介してファン１４を回す。ガ
ス４２はさらに出口案内羽根２４とタービンフレーム３
０を経て排気ノズル３８を通りエンジンから排出される
。
【００１４】図２には、出口案内羽根２４の下流に配置
されかつ軸受３２を介して低圧タービン軸２６を支持し
ている本発明の一実施例によるタービンフレーム３０を
さらに詳細に示す。フレーム３０は環状内側ハブ４４と
、このハブから半径方向外方に離れている環状外側ケー
シング４６を有する。ケーシング４６は従来のように低
圧タービン２２に、例えば、低圧タービン２２のケーシ
ングに結合され、ファンダクト３６の半径方向内側に配
置されている。外側ケーシング４６は好ましくは多角形
に、例えば、図示のごとく１０辺を持つように形成され
、従って外側ケーシング４６とファンダクト３６との間
に比較的大きな環状流路が形成されてファン空気を導く
。代替的に、外側ケーシング４６は所望に応じ円筒形で
もよい。
【００１５】図２と図３に示すように、外側ケーシング
４６は、等間隔に周方向に相隔たる４対の従来のリンク
４８（図３に１対だけを示す）によりファンダクト３６
に従来のように連結されている。フレーム３０はさらに
、ハブ４４を外側ケーシング４６に連結する複数の周方
向に相隔たる細長い第１連結棒５２からなる上流側の第
１棒列５０と、ハブ４４を外側ケーシング４６に連結し
かつ第１棒列５０から軸方向下流に離れた複数の周方向
に相隔たる細長い第２連結棒５６からなる下流側の第２
棒列５４とを有する。第１および第２連結棒５２、５６
は、それらに所定量の引張りが生じるように予定のプレ
テンションを与えられており、フレーム３０を構成する
要素４４、４６、５０、５４の組立体に構造剛性を与え
るとともに、後に詳述のように運転時の熱荷重とファン
１４の羽根離脱故障とに対処し得る。
【００１６】第１および第２連結棒５２、５６はそれぞ
れ、好ましくは、第１端に頭部５８を持つ細長いボルト
からなり、頭部５８はハブ４４の半径方向内面に配置さ
れている。各連結棒５２、５６はまた反対側の第２端に
調整自在ナット６０を有し、ナット６０は調整自在に連
結棒ボルト５２、５６にねじつけられている。ナット６
０は外側ケーシング４６の半径方向外面に配置され、従
って、ハブ４４と外側ケーシング４６はそれぞれボルト
頭部５８とナット６０との間に存在する。連結棒ボルト
５２、５６はハブ４４と外側ケーシング４６とのそれぞ
れの穴６２を滑動自在に貫通している。
【００１７】本発明の一目的によれば、連結棒５２、５
６は、ナット６０を締付けてハブ４４と外側ケーシング
４６を互いに引寄せることにより、予定のプレテンショ
ンを与えられる。第１および第２連結棒５２、５６は、
それら全てに所定量の引張りが生じるように、均等にプ
レテンションを与えられることが好ましい。この時、外
側ケーシング４６は圧縮フープ応力を受け、ハブ４４は
引張フープ応力を受ける。プレテンションの量は、通常
のエンジン運転中、例えば、巡航中の航空機を駆動する
ガスタービンエンジン１０の運転中に連結棒５２、５６
に生じると推定される熱膨張の量に基づいて選定される
。運転中、燃焼ガス４２は連結棒５２、５６を加熱して
長さ方向に膨張または伸長させ、これに応じて連結棒５
２、５６におけるプレテンションの量が減る。連結棒５
２、５６におけるプレテンションの量は連結棒５２、５
６の熱膨張の推定量に十分対応するほど多いことが好ま
しく、これにより、通常のエンジン運転中、連結棒５２
、５６に少なくとも最少量のプレテンションが残るよう
に、プレテンションが減少する。この最少量はゼロとし
得るが、プレテンショニングの不均等に対処するため、
あるいは例えば個別または累積公差による不正確さのた
め、適当な比較的多い量のプレテンションをかけるべき
である。
【００１８】ハブ４４と外側ケーシング４６は半径方向
に相隔てられて相互間に環状流路６４を画成する。さら
に詳述すると、フレーム３０は、上側流路壁を形成する
ために外側ケーシング４６近くに適当に固定された外側
流路ライナパネル６６と、下側流路壁を形成するために
ハブ４４近くに適当に固定された内側流路ライナパネル
６８とを含む。外側および内側流路ライナパネル６６、
６８は燃焼ガスを封じ込めそして外側ケーシング４６と
ハブ４４を燃焼ガスから保護する遮蔽体として働く。
【００１９】フレーム３０はさらに複数の流路整形体７
０を含み、各整形体７０は、図２に第１および第２連結
棒５２Ａ、５６Ａに関して例示したように、１対の軸方
向に相隔たる第１および第２連結棒５２、５６を包囲し
ている。整形体７０はハブ４４から外側ケーシング４６
まで延在し、例えば、内側パネル６８から外側パネル６
６まで延在する。
【００２０】フレーム３０はさらに従来の軸受支持ハウ
ジング７２を含み、このハウジングはハブ４４から半径
方向内方かつ軸方向に延在しハブ４４に従来のように固
定されている。ハウジング７２は一体の軸受支持体７４
を有し、この支持体は軸受３２を支持し、図示の実施例
では第１および第２連結棒列５０、５４の両方から軸方
向上流に離れている。低圧タービン軸２６は軸受３２の
半径方向内側に従来のように配置され、軸受３２によっ
て支持されている。
【００２１】エンジン１０の運転中にファン１４の羽根
の１枚以上またはその破片が飛出したような羽根離脱状
態では、かなりの不均衡荷重が低圧タービン軸２６と軸
受３２を経て伝達される。羽根離脱による不均衡荷重は
さらに軸受支持ハウジング７２を経てハブ４４に伝えら
れる。フレーム３０は、ハブ４４に伝達された圧縮荷重
とも言えるこのような羽根離脱荷重に対処する安定化手
段を含むことが好ましい。安定化手段は、一実施例では
、羽根離脱圧縮荷重を受ける各連結棒５２、５６のねじ
部に取付けた１対の薄ナット７６を包含する。好適実施
例では、第１および第２連結棒５２、５６の全てに薄ナ
ット対７６を設ける。薄ナット対７６は、ハブ４４に隣
接して連結棒５２、５６の各々に取付けられ各連結棒５
２、５６がハブ４４の穴６２内を滑動することを阻止す
る第１薄ナット７６Ａと、外側ケーシング４６に隣接し
て連結棒５２、５６の各々に取付けられ各連結棒５２、
５６がケーシング４６の穴６２内を滑動することを阻止
する第２薄ナット７６Ｂとからなる。
【００２２】薄ナット対７６を利用することにより、軸
受支持ハウジング７２を経てハブ４４に伝達された羽根
離脱圧縮荷重は連結棒５２、５６を経て外側ケーシング
４６に効果的に伝達される。なぜなら、連結棒５２、５
６は穴６２内を滑動できないからである。薄ナット対７
６は羽根離脱圧縮荷重を伝達するための剛性を高めるこ
とによりフレーム３０に安定性を与える。連結棒５２、
５６には羽根離脱圧縮荷重により圧縮応力成分が生じ、
連結棒５２、５６におけるプレテンション応力を減らす
。プレテンション応力は羽根離脱荷重が十分高い場合そ
れに圧倒されることすらあり得る。従って、薄ナット対
７６は、フレーム３０を安定させそして羽根離脱圧縮荷
重が第１および第２連結棒列５０、５４を経て外側ケー
シング４６に伝達されることを可能にする有効な手段と
して役立つ。
【００２３】軸受３２は第１および第２連結棒列５０、
５４の少なくとも一方そして図示の実施例では両方から
軸方向上流に離れていてそれらと同一面内にないので、
羽根離脱荷重による転倒モーメントも軸受支持ハウジン
グ７２を経てハブ４４に伝達される。軸方向に相隔たる
両連結棒列５０、５４を利用することにより、羽根離脱
転倒モーメントは連結棒列５０、５４によって効果的に
対処される。これに対し、もし単一の連結棒列がこのよ
うな羽根離脱転倒モーメントを受ければ、単一連結棒列
に対するハブ４４の回動が起こり、フレームに望ましく
ないひずみと応力を導入するおそれがある。
【００２４】さらに、薄ナット対７６を利用する本発明
の一実施例では、連結棒５２、５６の熱膨張時に薄ナッ
ト対７６によりハブ４４と外側ケーシング４６が熱膨張
に対抗するので、連結棒５２、５６に圧縮荷重がかかる
。連結棒５２、５６は細長いので、圧縮荷重を受けると
座屈を起こしやすい。本発明の好適実施例によれば、安
定化手段はさらに、図２と図３に示すようなボス７８を
持つ整形体７０を包含し、ボス７８は第１および第２連
結棒５２、５６に沿う所定半径位置で連結棒５２、５６
を囲み、ボス７８の位置における連結棒５２、５６の横
方向の拘束をなす。図２に明示のように、ボス７８は整
形体７０の一体部分であり、連結棒５２、５６を囲みか
つそれらと接触して連結棒５２、５６を横方向に拘束し
それらの座屈耐性を高める。図３に示すように、ボス７
８はケーシング４６とハブ４４との中間にあることが好
ましく、そうすれば、連結棒５２、５６の単純第１モー
ドの曲げに対して最も有効な横方向の拘束をもたらし座
屈耐性を高め得る。座屈耐性をさらに高めるために所望
に応じて連結棒５２、５６に沿う他の半径位置に別のボ
ス７８を設けてもよい。
【００２５】薄ナット対７６を用いる、図２に示した本
発明の実施例では、正常運転中連結棒５２、５６が高温
燃焼ガス４２により加熱されて膨張する傾向があるので
圧縮応力が発生する。また、第１および第２連結棒５２
、５６におけるプレテンションは、燃焼ガス４２によっ
て連結棒５２、５６に生じる圧縮応力より好ましくは大
きいようにあらかじめ選定される。
【００２６】図４は内側ハブ４４と外側ケーシング４６
とそれらの間に延在する連結棒５２、５６とを含むフレ
ーム３０の略図である。図４に示す各スポークは第１連
結棒５２または第２連結棒５６の位置を示す。フレーム
３０の組立て中、ハブ４４は複数の周方向に相隔たる内
側支持取付具８０、好ましくは各連結棒対５２、５６に
対して１個ずつの取付具に適当に支持される。外側ケー
シング４６は複数の周方向に相隔たる外側支持取付具８
２、好ましくは各連結棒対５２、５６に対して１個ずつ
の取付具に同様に支持される。第１および第２連結棒５
２、５６をハブ４４と外側ケーシング４６のそれぞれの
穴６２に個別に挿通し、そしてナット６０、７６を緩く
取付ける。次いで、ナット６０にトルクをかけることに
より連結棒５２、５６を好適な順序で個別に締付けてフ
レーム３０に均等なプレテンションを与える。連結棒５
２、５６の好適な締付け順序の一例は、図４に示した番
号を用いると、連結棒を次の順序、すなわち、１、６、
４、９、２、７、５、１０、３、８の順序で締付けるこ
とである。この締付け順序の各段階で、第１連結棒５２
とそれに対応して軸方向に隔たる第２連結棒５６とを締
付け、それから次の段階に進む。この締付け順序は、基
本的に、任意のすなわち第１の連結棒対から始まり、そ
の後第１連結棒対からほぼ１８０　゜　離れた反対側の
第２連結棒対に進み、次いで第１および第２連結棒対間
の概して等間隔の位置にある第３連結棒対に進み、さら
に第３連結棒対からほぼ１８０　゜　離れた第４連結棒
対に進む。そしてこの順序を、全ての連結棒５２、５６
が均等に締付けられて全連結棒に均等なプレテンション
がかかるまで続ける。所望のプレテンションに達するま
で前記順序を数回繰返すことが好ましく、各回毎にナッ
ト６０のトルクを増してゆく。次いで、薄ナット７６を
それぞれハブ４４と外側ケーシング４６に対して締付け
る。
【００２７】上述の基本的なフレーム３０は、ハブ４４
と外側ケーシング４６と第１および第２連結棒列５０、
５４を含むが別の支柱を含まないので、比較的簡単で軽
量の組立体であり、エンジン１０の重量をかなり減らす
。さらに、第１および第２連結棒５２、５６は組立て時
にプレテンションをかけられるので、常用温度で運転中
のエンジンで利用される時、例えば、エンジン１０が巡
航回転数で航空機を駆動する時、連結棒５２、５６はほ
とんど無応力の状態になり得る。なぜなら、プレテンシ
ョンは、運転時の連結棒５２、５６の熱荷重または熱膨
張の結果として連結棒５２、５６に生じる圧縮応力に等
しいかまたはそれよりわずかに大きいようにあらかじめ
選定され得るからである。
【００２８】横方向支持用のボス７８と、薄ナット対７
６とを含む安定化手段により、比較的細長い連結棒ボル
ト５２、５６を用いてもファン羽根離脱状態発生時のか
なり大きな圧縮荷重を支承できる。このような細長い連
結棒５２、５６は、フレーム３０の重量をかなり減らす
一要因である。さらに、調整自在ナット６０を利用する
連結棒５２、５６がフレーム３０に存在するので、フレ
ーム３０を特定の運転状態に対して最適にし得る。例え
ば、エンジン１０を燃焼排出ガス４２の比較的高い温度
で運転したい場合、それに応じてナット６０を締め増し
して引張りを強めれば、連結棒５２、５６における熱荷
重と圧縮応力の増加に対処できる。
【００２９】さらに、軸方向に相隔たる棒列５０、５４
をなす連結棒５２、５６の使用により、軸受支持ハウジ
ング７２を経てフレーム３０のハブ４４に伝達される羽
根離脱転倒モーメントが効果的に対処される。このよう
な状態において、薄ナット対７６は連結棒５２、５６に
おける圧縮応力に対抗することにより転倒モーメントへ
の適応を助ける。羽根離脱状態では、両連結棒列５０、
５４の一方が引張力を受けるのに対し連結棒列５０、５
４の他方が圧縮力を受けるような場合があり得る。この
ような場合、薄ナット対７６とボス７８を利用して前者
の連結棒が引張りに耐えるのに対し後者の連結棒は圧縮
に耐える。
【００３０】以上、本発明の好適実施例を説明したが、
もちろん本発明の範囲内で様々な改変が可能である。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施例によるフレームを有するガス
タービンエンジンの略図である。
【図２】図１に示したタービンフレームの拡大、部分断
面側面図である。
【図３】図２に示したフレームの線３ー３に沿う端面図
でタービンフレームの四半分を示す。
【図４】タービンフレームの諸要素の組立てを例示する
同フレームの略図である。
【符号の説明】
２６　　低圧タービン軸 ３０　　タービンフレーム ４４　　ハブ ４６　　ケーシング ５０　　第１連結棒列 ５２　　第１連結棒 ５４　　第２連結棒列 ５６　　第２連結棒 ５８　　ボルト頭部 ６０　　調整自在ナット ７０　　整形体 ７２　　軸受支持ハウジング ７４　　軸受支持体 ７６Ａ　　第１薄ナット ７６Ｂ　　第２薄ナット ７８　　ボス

Claims (17)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】　　環状ハブと、このハブから半径方向外
    方に離れた環状ケーシングと、前記ハブを前記ケーシン
    グに連結する複数の周方向に相隔たる第１連結棒からな
    る第１棒列と、前記ハブを前記ケーシングに連結しかつ
    前記第１棒列から軸方向に離れた複数の周方向に相隔た
    る第２連結棒からなる第２棒列とからなり、前記第１お
    よび第２連結棒に所定量の引張りを生じるように前記第
    １および第２連結棒にプレテンションを与えた、ガスタ
    ービンエンジン用のプレテンションを与えたフレーム。
  2. 【請求項２】　　前記第１および第２連結棒はそれぞれ
    、第１端に頭部をそして他端に調整自在ナットを有する
    細長いボルトからなり、前記ナットは前記ボルトに前記
    所定量の引張りを選択的に適用するために前記ボルトに
    対して調整自在である、請求項１記載のフレーム。
  3. 【請求項３】　　前記ハブと前記ケーシングは半径方向
    に相隔たって相互間に流路を画成し、また前記フレーム
    はさらに複数の整形体を含み、これらの整形体はそれぞ
    れ１対の軸方向に相隔たる前記第１および第２連結棒を
    包囲しそして前記ハブから前記ケーシングまで延在する
    、請求項１記載のフレーム。
  4. 【請求項４】　　前記ハブに固定した軸受支持ハウジン
    グをさらに含む請求項１記載のフレーム。
  5. 【請求項５】　　前記ハウジングは前記第１および第２
    連結棒列の両方から軸方向に離間した軸受支持体を含む
    、請求項４記載のフレーム。
  6. 【請求項６】　　前記第１および第２連結棒は細長くそ
    して圧縮荷重により座屈を起こしやすいものであり、ま
    た前記フレームはさらに、前記第１および第２連結棒に
    おける前記圧縮荷重に対処する安定化手段を含む、請求
    項１記載のフレーム。
  7. 【請求項７】　　前記安定化手段は、前記ハブと前記ケ
    ーシングとの間に配置し、かつ圧縮荷重を受ける前記第
    １および第２連結棒の各々に取付けた１対の薄ナットを
    包含し、両薄ナットは、前記ハブに隣接して前記連結棒
    に取付けられ前記連結棒が前記ハブを貫通して滑ること
    を阻止する第１薄ナットと、前記ケーシングに隣接して
    前記連結棒に取付けられ前記連結棒が前記ケーシングを
    貫通して滑ることを阻止する第２薄ナットとからなる、
    請求項６記載のフレーム。
  8. 【請求項８】　　前記安定化手段は、圧縮荷重を受ける
    １対の軸方向に相隔たる前記第１および第２連結棒を包
    囲する１個の整形体を包含し、この整形体は、前記１対
    の第１および第２連結棒に沿う所定半径位置で両連結棒
    を囲むボスを含みこれらのボスの所で前記第１および第
    ２連結棒の横方向の拘束をなす、請求項６記載のフレー
    ム。
  9. 【請求項９】　　前記所定半径位置は前記ケーシングと
    前記ハブの中間にある、請求項８記載のフレーム。
  10. 【請求項１０】　　前記ハブに固定した軸受支持ハウジ
    ングをさらに含み、このハウジングは前記第１および第
    ２連結棒列の両方から軸方向に離れた軸受支持体を含み
    、前記第１および第２連結棒はそれぞれ、圧縮荷重によ
    り座屈を起こしやすくかつ第１端に頭部をそして他端に
    調整自在ナットを有する細長いボルトからなり、前記ナ
    ットは前記第１および第２連結棒の各々に前記所定量の
    引張りを適用するために前記ボルトに対して調整自在で
    あり、また前記第１および第２連結棒における前記圧縮
    荷重に対処する安定化手段を含む請求項１記載のフレー
    ム。
  11. 【請求項１１】　　前記安定化手段は、前記ハブと前記
    ケーシングとの間に配置し、かつ圧縮荷重により座屈を
    起こしやすい前記第１および第２連結棒の各々に取付け
    た１対の薄ナットを包含し、両薄ナットは、前記ハブに
    隣接して前記連結棒に取付けられ前記連結棒が前記ハブ
    を貫通して滑ることを阻止する第１薄ナットと、前記ケ
    ーシングに隣接して前記連結棒に取付けられ前記連結棒
    が前記ケーシングを貫通して滑ることを阻止する第２薄
    ナットとからなる、請求項１０記載のフレーム。
  12. 【請求項１２】　　前記ハブと前記ケーシングは半径方
    向に相隔たって相互間に流路を画成し、また前記フレー
    ムはさらに複数の整形体を含み、これらの整形体はそれ
    ぞれ１対の軸方向に相隔たる前記第１および第２連結棒
    を包囲しそして前記ハブから前記ケーシングまで延在し
    ており、さらに前記安定化手段は、前記１対の第１およ
    び第２連結棒に沿う所定半径位置で両連結棒を囲むよう
    に各整形体内に設けられたボスを含みこれらのボスの所
    で前記第１および第２連結棒の横方向の拘束をなす、請
    求項１１記載のフレーム。
  13. 【請求項１３】　　前記所定半径位置は前記ケーシング
    と前記ハブの中間にある、請求項１２記載のフレーム。
  14. 【請求項１４】　　前記ガスタービンエンジンは低圧タ
    ービン軸に連結したファンと低圧タービンをさらに含み
    、前記低圧タービン軸は後端が前記軸受支持体に支持さ
    れ、前記流路は前記低圧タービンの下流にあってそれか
    ら高温燃焼ガスを受入れ、そして前記第１および第２連
    結棒は前記燃焼ガスによる加熱によって前記第１および
    第２連結棒に発生する圧縮応力に対応する予定可能なプ
    レテンションを与えられている、請求項１３記載のフレ
    ーム。
  15. 【請求項１５】　　前記第１および第２連結棒における
    前記プレテンションは前記燃焼ガスによる前記加熱によ
    って前記第１および第２連結棒に発生する前記圧縮応力
    より大きい、請求項１４記載のフレーム。
  16. 【請求項１６】　　前記ガスタービンエンジンは低圧タ
    ービン軸に連結したファンと低圧タービンをさらに含み
    、前記低圧タービン軸は後端が前記軸受支持体に支持さ
    れ、前記流路は前記低圧タービンの下流にあってそれか
    ら高温燃焼ガスを受入れ、そして前記第１および第２連
    結棒は前記燃焼ガスによる加熱によって前記第１および
    第２連結棒に発生する圧縮応力に対応する予定可能なプ
    レテンションを与えられている、請求項１０記載のフレ
    ーム。
  17. 【請求項１７】　　前記第１および第２連結棒における
    前記プレテンションは前記燃焼ガスによって前記第１お
    よび第２連結棒に発生する前記圧縮応力より大きい、請
    求項１６記載のフレーム。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001041003A (ja) * 1999-07-16 2001-02-13 General Electric Co <Ge> プレストレス型ガスタービンノズル
JP2015502496A (ja) * 2011-12-23 2015-01-22 ゲーコーエヌ エアロスペース スウェーデン アーベー ガスタービンエンジン構成要素

Families Citing this family (78)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5249418A (en) * 1991-09-16 1993-10-05 General Electric Company Gas turbine engine polygonal structural frame with axially curved panels
US5272869A (en) * 1992-12-10 1993-12-28 General Electric Company Turbine frame
US5292227A (en) * 1992-12-10 1994-03-08 General Electric Company Turbine frame
US5320486A (en) * 1993-01-21 1994-06-14 General Electric Company Apparatus for positioning compressor liner segments
US5483792A (en) * 1993-05-05 1996-01-16 General Electric Company Turbine frame stiffening rails
US5443365A (en) * 1993-12-02 1995-08-22 General Electric Company Fan blade for blade-out protection
US5526640A (en) * 1994-05-16 1996-06-18 Technical Directions, Inc. Gas turbine engine including a bearing support tube cantilevered from a turbine nozzle wall
US6533544B1 (en) 1998-04-21 2003-03-18 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade
DE10037837C2 (de) 2000-08-03 2002-08-01 Mtu Aero Engines Gmbh Aufhängung
EP1329593B1 (de) 2002-01-17 2005-03-23 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel mit einer Heissgasplattform und einer Lastplattform
DE10153911B4 (de) * 2001-11-02 2010-08-19 Alstom Technology Ltd. Befestigungsmittel für Einspritzdüsen in einem Luftansaugkanal einer Strömungsmaschine
US7370467B2 (en) * 2003-07-29 2008-05-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbofan case and method of making
DE602004014154D1 (de) * 2003-07-29 2008-07-10 Pratt & Whitney Canada Turbofan-Triebwerksgehäuse, Turbofantriebwerk und entsprechendes Verfahren
GB0328671D0 (en) * 2003-12-11 2004-01-14 Rolls Royce Plc Aircraft engine mounting
US7100358B2 (en) * 2004-07-16 2006-09-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine exhaust case and method of making
US7124572B2 (en) * 2004-09-14 2006-10-24 Honeywell International, Inc. Recuperator and turbine support adapter for recuperated gas turbine engines
US7326030B2 (en) * 2005-02-02 2008-02-05 Siemens Power Generation, Inc. Support system for a composite airfoil in a turbine engine
US7610763B2 (en) * 2006-05-09 2009-11-03 United Technologies Corporation Tailorable design configuration topologies for aircraft engine mid-turbine frames
US7762766B2 (en) * 2006-07-06 2010-07-27 Siemens Energy, Inc. Cantilevered framework support for turbine vane
US7950236B2 (en) * 2006-09-11 2011-05-31 Pratt & Whitney Canada Corp. Exhaust duct and tail cone attachment of aircraft engines
US8001791B2 (en) * 2007-11-13 2011-08-23 United Technologies Corporation Turbine engine frame having an actuated equilibrating case
US8215901B2 (en) * 2007-12-03 2012-07-10 United Technologies Corporation Gas turbine engines and related systems involving offset turbine frame struts
FR2933129B1 (fr) * 2008-06-30 2013-12-06 Snecma Carter de turbomachine a la tenue mecanique amelioree, turbine comprenant un tel carter et moteur d'aeronef equipe d'une telle turbine
US8113768B2 (en) 2008-07-23 2012-02-14 United Technologies Corporation Actuated variable geometry mid-turbine frame design
US9080448B2 (en) * 2009-12-29 2015-07-14 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine vanes
US20130028718A1 (en) * 2010-04-15 2013-01-31 Stroem Linda Strut, a gas turbine engine frame comprising the strut and a gas turbine engine comprising the frame
FR2964415B1 (fr) 2010-09-08 2015-11-13 Snecma Treillis hyperstatique de suspension de moteur
US9279368B2 (en) * 2011-02-11 2016-03-08 Eagleburgmann Ke, Inc. Apparatus and methods for eliminating cracking in a turbine exhaust shield
JP5571015B2 (ja) * 2011-02-25 2014-08-13 三菱重工業株式会社 ガスタービン
DE102011013076A1 (de) 2011-03-04 2012-09-06 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strahltriebwerksvorrichtung mit einem Nebenstromkanal
US8770924B2 (en) 2011-07-07 2014-07-08 Siemens Energy, Inc. Gas turbine engine with angled and radial supports
US8992173B2 (en) 2011-11-04 2015-03-31 United Technologies Corporation Tie-rod nut including a nut flange with a plurality of mounting apertures
US9316117B2 (en) * 2012-01-30 2016-04-19 United Technologies Corporation Internally cooled spoke
US9555871B2 (en) * 2012-03-05 2017-01-31 The Boeing Company Two-surface sandwich structure for accommodating in-plane expansion of one of the surfaces relative to the opposing surface
US9316108B2 (en) 2012-03-05 2016-04-19 General Electric Company Gas turbine frame stiffening rails
FR2988777B1 (fr) * 2012-03-29 2014-04-25 Snecma Propulsion Solide Integration de pieces d'arriere-corps de moteur aeronautique
US9587514B2 (en) 2012-07-13 2017-03-07 United Technologies Corporation Vane insertable tie rods with keyed connections
US9222413B2 (en) 2012-07-13 2015-12-29 United Technologies Corporation Mid-turbine frame with threaded spokes
US9217371B2 (en) 2012-07-13 2015-12-22 United Technologies Corporation Mid-turbine frame with tensioned spokes
WO2014105800A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Gas turbine seal assembly and seal support
WO2014105604A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Angled cut to direct radiative heat load
WO2014105599A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Heat shield for cooling a strut
US9903224B2 (en) 2012-12-29 2018-02-27 United Technologies Corporation Scupper channelling in gas turbine modules
WO2014105603A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Multi-piece heat shield
WO2014137444A2 (en) 2012-12-29 2014-09-12 United Technologies Corporation Multi-ply finger seal
WO2014105602A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Heat shield for a casing
WO2014105616A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Turbine exhaust case architecture
EP2938863B1 (en) 2012-12-29 2019-09-25 United Technologies Corporation Mechanical linkage for segmented heat shield
WO2014105100A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Bumper for seals in a turbine exhaust case
JP6271582B2 (ja) 2012-12-29 2018-01-31 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイションＵｎｉｔｅｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ ガスタービンシールアセンブリおよびシール支持体
WO2014105619A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Multi-function boss for a turbine exhaust case
US10053998B2 (en) 2012-12-29 2018-08-21 United Technologies Corporation Multi-purpose gas turbine seal support and assembly
DE112013006258B4 (de) 2012-12-29 2026-01-15 RTX Corporation (n.d.Ges.d. Staates Delaware) Turbinenrahmenanordnung und Verfahren zum Bereitstellen einer Turbinenrahmenanordnung
EP2938868B1 (en) 2012-12-29 2019-08-07 United Technologies Corporation Flow diverter assembly
WO2014105657A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Mount with deflectable tabs
US9631517B2 (en) 2012-12-29 2017-04-25 United Technologies Corporation Multi-piece fairing for monolithic turbine exhaust case
EP2938836B1 (en) 2012-12-29 2020-02-05 United Technologies Corporation Seal support disk and assembly
US10240532B2 (en) 2012-12-29 2019-03-26 United Technologies Corporation Frame junction cooling holes
JP6249499B2 (ja) 2012-12-31 2017-12-20 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイションＵｎｉｔｅｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ タービン排気ケースのマルチピース型フレーム
EP2938860B1 (en) 2012-12-31 2018-08-29 United Technologies Corporation Turbine exhaust case multi-piece frame
WO2014105716A1 (en) 2012-12-31 2014-07-03 United Technologies Corporation Turbine exhaust case multi-piece frame
US10330011B2 (en) 2013-03-11 2019-06-25 United Technologies Corporation Bench aft sub-assembly for turbine exhaust case fairing
FR3008136B1 (fr) * 2013-07-04 2017-12-15 Snecma Suspension d’une structure dans un turboreacteur par un treillis hyperstatique avec des elements de liaison mis en pre-tension et procede de mise en pre-tension associe.
US9598981B2 (en) * 2013-11-22 2017-03-21 Siemens Energy, Inc. Industrial gas turbine exhaust system diffuser inlet lip
US10094242B2 (en) 2014-02-25 2018-10-09 United Technologies Corporation Repair or remanufacture of liner panels for a gas turbine engine
US9784129B2 (en) 2014-08-01 2017-10-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Rear mount assembly for gas turbine engine
US9816396B2 (en) 2014-10-16 2017-11-14 Honeywell International Inc. Integrated outer flowpath ducting and front frame system for use in a turbofan engine and method for making same
GB201418396D0 (en) * 2014-10-17 2014-12-03 Rolls Royce Plc Gas turbine engine support structures
US9732628B2 (en) * 2015-03-20 2017-08-15 United Technologies Corporation Cooling passages for a mid-turbine frame
US9982600B2 (en) * 2015-05-19 2018-05-29 United Technologies Corporation Pre-skewed capture plate
US10247035B2 (en) 2015-07-24 2019-04-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Spoke locking architecture
US10443449B2 (en) 2015-07-24 2019-10-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Spoke mounting arrangement
CA2936180C (en) 2015-07-24 2025-05-06 Pratt & Whitney Canada Corp. MULTI-RADIUS COOLING SYSTEM AND METHOD
US10385868B2 (en) * 2016-07-05 2019-08-20 General Electric Company Strut assembly for an aircraft engine
US10605119B2 (en) * 2017-09-25 2020-03-31 United Technologies Corporation Turbine frame assembly for gas turbine engines
US11028778B2 (en) 2018-09-27 2021-06-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Engine with start assist
FR3092359B1 (fr) * 2019-02-05 2021-01-15 Safran Helicopter Engines Dispositif de canalisation d’un flux de gaz dans une turbomachine d’aeronef
US10823011B2 (en) * 2019-02-07 2020-11-03 Raytheon Technologies Corporation Turbine engine tie rod systems

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2928648A (en) * 1954-03-01 1960-03-15 United Aircraft Corp Turbine bearing support
US2938336A (en) * 1956-12-06 1960-05-31 United Aircraft Corp Gas flow straightening vanes
US2919888A (en) * 1957-04-17 1960-01-05 United Aircraft Corp Turbine bearing support
US4055041A (en) * 1974-11-08 1977-10-25 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Integrated gas turbine engine-nacelle
US4142365A (en) * 1976-11-01 1979-03-06 General Electric Company Hybrid mixer for a high bypass ratio gas turbofan engine
US4249859A (en) * 1977-12-27 1981-02-10 United Technologies Corporation Preloaded engine inlet shroud
US4458863A (en) * 1980-03-10 1984-07-10 The Boeing Company Strut supported inlet
US4478551A (en) * 1981-12-08 1984-10-23 United Technologies Corporation Turbine exhaust case design
GB2129501B (en) * 1982-11-09 1987-07-08 Rolls Royce Gas turbine engine casing
US4571936A (en) * 1985-07-10 1986-02-25 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Length adjustable strut link with low aerodynamic drag
US4987736A (en) * 1988-12-14 1991-01-29 General Electric Company Lightweight gas turbine engine frame with free-floating heat shield
US4979872A (en) * 1989-06-22 1990-12-25 United Technologies Corporation Bearing compartment support

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001041003A (ja) * 1999-07-16 2001-02-13 General Electric Co <Ge> プレストレス型ガスタービンノズル
JP2015502496A (ja) * 2011-12-23 2015-01-22 ゲーコーエヌ エアロスペース スウェーデン アーベー ガスタービンエンジン構成要素

Also Published As

Publication number Publication date
DE4109870A1 (de) 1991-10-10
FR2660369A1 (fr) 1991-10-04
US5076049A (en) 1991-12-31
IT1245266B (it) 1994-09-13
GB9106600D0 (en) 1991-05-15
GB2242711A (en) 1991-10-09
JPH073182B2 (ja) 1995-01-18
ITMI910833A0 (it) 1991-03-28
ITMI910833A1 (it) 1992-09-28
CA2034470A1 (en) 1991-10-03

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