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J-GLOBAL ID：200903000310939132
タービン間エンジンフレームを有する航空機エンジン
Inventor：
Applicant, Patent owner：
Agent (1)：
松本 研一 (外2名)
Gazette classification：公開公報
Application number (International application number)：2002344850
Publication number (International publication number)：2003193803
Application date： Nov. 28, 2002
Publication date： Jul. 09, 2003
Summary：
【要約】【課題】 本発明は、エンジンを航空機に取り付けるために用いられるフレームに関する。【解決手段】 周方向に間隔を離して配置された複数のストラット90が、第1構造リング86と第2構造リング88との間を延びる。前部中心ボア84を有する前部サンプ部材104、及び後部中心ボア85を有する後部サンプ部材106が、それぞれタービンフレーム60の前部108及び後部110に固定的に接合される。フレーム連結手段が、第1構造リング86上に設けられる。フレーム連結手段は、U形状クレビス122を含むことができる。フレーム60は、第1ロータ29の第1タービン24と第2ロータ31の第2タービン26との間に軸方向に配置されたタービン間フレーム60とすることができる。第2タービン26の軸線方向重心CGは、後部サンプ部材106により支持された第2タービンフレーム軸受76近くを通る。
Claim (excerpt)：
航空機用ガスタービンエンジンのタービンフレーム(60)であって、第1構造リング(86)と、中心軸線8の周りに前記第1構造リング(86)と同軸に、かつ該第1構造リング(86)の半径方向内方に間隔をおいて配置された第2構造リング(88)と、前記第1構造リング(86)と前記第2構造リング(88)との間を半径方向に延びる周方向に間隔を離して配置された複数のストラット(90)と、前部及び後部中心ボア(84、85)を有する前部及び後部サンプ部材(104、106)と、を備え、該前部及び後部サンプ部材(104、106)が、それぞれ前記タービンフレーム(60)の前部及び後部(108、110)に固定的に接合され、前記エンジンを航空機に連結するためのフレーム連結手段が、前記第1構造リング(86)上に設けられた、ことを特徴とするフレーム。
IPC (3)：
F01D 5/06
, F01D 25/16
, F02K 3/06
F01D 5/06
, F01D 25/16 B
, F02K 3/06
3G002AA07
, 3G002AA09
, 3G002AB06
