JP2012026361A - ガスタービンエンジン - Google Patents

Abstract

【課題】ファンを備えるガスタービンエンジンにおいて、着氷しない環境におけるファンの空力性能の低下を防止しつつ、着氷環境においてファン翼間の氷による閉塞を防止する。
【解決手段】環状に配列される複数のファン翼の上流側に位置すると共に、防氷コーティングが施されたコーティング領域Ｒ１と当該防氷コーティングが施されていない露出領域Ｒ２とによってパターニングされたパターニング領域Ｒを備え、ファン翼の翼弦方向から見て、コーティング領域Ｒ１のファン翼側の端部である翼側端部Ｒ１ａは、隣り合うファン翼の前縁間に位置しかつ幅が当該前縁間よりも狭い。
【選択図】図２

Description

本発明は、ガスタービンエンジンに関するものである。

ガスタービンエンジンのなかにはファンを備え、当該ファンの駆動によって空気を取込むものがある。例えば、旅客機に搭載されるガスタービンエンジンの一種であるジェットエンジンは、一般的に、ファンを備えている。
このようなファンは、通常、ファン翼として、環状に配列されて回転駆動される複数のファン動翼や、同じく環状に配列されて空気の整流を行うファン静翼等を備えている。

ところで、このようなガスタービンエンジンは、航空機や船舶に搭載され、零度以下の低温環境に晒されることがあり、ファン翼に着氷する場合がある。このようにファン翼に着氷し、この着氷した氷が成長すると、ファン翼間を塞ぎ、ファンにおける圧力損失が高くなり、ファン性能が低下する。

このため、特許文献１では、ジェットエンジンにおいて、ファン動翼の上流側に設置されるノーズコーンの表面に複数のフィンを立てて流路を形成し、ファン動翼に流れ込む空気流をファン動翼に直接触れにくい構成を採用することによって、ファン動翼への着氷を防止する技術が提案されている。

米国特許第３７９４４４４号明細書

しかしながら、ノーズコーンの表面に流路を形成するフィンを立てた場合には、ノーズコーンの表面における空気の流れを規制することなり、ノーズコーンの表面が滑らかである場合と比較して、圧力損失が大きくなる。
ノーズコーンの表面における圧力損失の増大よりも、ファン動翼間の閉塞の方が性能への影響が大きいことから、着氷環境においては、ノーズコーンにフィンを立てるメリットが大きい。ところが、周囲の温度が氷点よりも高い場合には、ノズルコーンの表面に立てたフィンのメリットはなく、フィンは、圧力損失を増大させてファンの性能を低下することのみに機能する。

なお、着氷による翼間の閉塞は、ジェットエンジンのファン動翼のみにおける問題ではなく、着氷環境に晒されるガスタービンエンジン全般における問題である。また、ファンの動翼に限らず、静翼においても同様の問題が生じる可能性がある。

本発明は、上述する問題点に鑑みてなされたもので、ファンを備えるガスタービンエンジンにおいて、着氷しない環境におけるファンの空力性能の低下を防止しつつ、着氷環境においてファン翼間の氷による閉塞を防止することを目的とする。

本発明は、上記課題を解決するための手段として、以下の構成を採用する。

第１の発明は、ファンを備えるガスタービンエンジンであって、環状に配列される複数のファン翼の上流側に位置すると共に、防氷コーティングが施されたコーティング領域と当該防氷コーティングが施されていない露出領域とによってパターニングされたパターニング領域を備え、前記ファン翼の翼弦方向から見て、前記コーティング領域の前記ファン翼側の端部である翼側端部は、隣り合う前記ファン翼の前縁間に位置しかつ幅が当該前縁間よりも狭いという構成を採用する。

第２の発明は、上記第１の発明において、前記ファン翼が動翼であり、前記翼側端部にて前記コーティング領域と前記露出領域との境界が、前記動翼の翼弦方向から見て、前記動翼の正圧面から離間して配置されているという構成を採用する。

第３の発明は、上記第２の発明において、上記翼側端部にて上記コーティング領域と上記露出領域との境界線と、上記動翼のハブ端のキャンバラインの接線とが直線で接続されているという構成を採用する。

第４の発明は、上記第１〜第３いずれかの発明において、前記パターニング領域が、ノーズコーンの表面に設けられているという構成を採用する。

第５の発明は、上記第４の発明において、前記コーティング領域が、前記ノーズコーンの回転方向に中央部が突出して湾曲しているという構成を採用する。

第６の発明は、上記第１〜第５いずれかの発明において、前記コーティング領域は、前記ファン翼の前縁間ごとに設けられているという構成を採用する。

本発明によれば、ファン翼の上流側に位置するパターニング領域において、防氷コーティングが施されたコーティング領域と当該防氷コーティングが施されていない露出領域とが設けられている。このため、着氷環境に晒されると、パターニング領域において、コーティング領域には着氷せず、露出領域のみ着氷して氷が成長し氷壁が形成される。この結果、コーティング領域を挟んで氷壁が形成され、これらの氷壁により、流路が形成される。
さらに、本発明によれば、コーティング領域のファン翼側の端部である翼側端部は、ファン翼の翼弦方向から見て、隣り合うファン翼の前縁間に位置し、さらに幅が当該前縁間よりも狭い。このため、露出領域に氷が付着して成長すると、隣り合う氷壁によって形成される流路の側壁は、ファン翼の少なくとも一方の翼面から離間して配置されることとなる。
そして、このような氷壁による流路が形成された結果、ファン翼（例えばハブ側）の翼面に吹き付けられる空気量が減少し、ファン翼への着氷を抑制することができる。
つまり、本発明によれば、着氷環境において、ファン翼間の氷による閉塞を防止することができる。

また、本発明によれば、着氷環境でなければ、パターニング領域に氷壁が形成されず、パターニング領域がフラットな状態となる。
このため、本発明によれば、着氷しない環境におけるファンの空力性能の低下を防止することができる。

このように本発明によれば、ファンを備えるガスタービンエンジンにおいて、着氷しない環境におけるファンの空力性能の低下を防止しつつ、着氷環境においてファン翼間の氷による閉塞を防止することが可能となる。

本発明の一実施形態におけるジェットエンジンの概略構成を模式的に示す断面図である。 本発明の一実施形態におけるジェットエンジンが備えるノーズコーンを含む拡大図である。 本発明の一実施形態におけるジェットエンジンが備えるノーズコーンを模式的に示す断面図である。

以下、図面を参照して、本発明に係るガスタービン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は、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。また、以下の説明においては、ガスタービンエンジンの一例として、２軸のジェットエンジンを挙げて説明を行う。

図１は、本実施形態のジェットエンジンＳ１の概略構成を模式的に示す断面図である。この図に示すように、本実施形態のジェットエンジンＳ１は、アウターカウル１と、インナーカウル２と、ファン３と、低圧圧縮機４と、高圧圧縮機５と、燃焼器６と、高圧タービン７と、低圧タービン８と、シャフト９と、主ノズル１０を備えている。

アウターカウル１は、ジェットエンジンＳ１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１ａとして機能するものである。
そして、アウターカウル１は、図１に示すように、その内部にインナーカウル２の上流側及びファン３を収容している。

インナーカウル２は、アウターカウル１よりも小径の円筒形部材であり、アウターカウル１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。
このインナーカウル２は、ジェットエンジンＳ１の主要部である低圧圧縮機４と、高圧圧縮機５と、燃焼器６と、高圧タービン７と、低圧タービン８と、シャフト９と、主ノズル１０等を内部に収容している。

なお、インナーカウル２の内部は、アウターカウル１に取込まれた空気の一部及び燃焼器６で生成される高温ガスが通る流路（以下、コア流路１１と称する）とされている。
また、図１に示すように、アウターカウル１とインナーカウル２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。そして、アウターカウル１とインナーカウル２との隙間は、アウターカウル１内に取込まれた空気のうち、コア流路１１に流れこまない残部を外部に排出するバイパス流路１２とされている。
また、アウターカウル１及びインナーカウル２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３は、アウターカウル１内に流れ込む空気流を形成するものであり、シャフト９に固定される複数のファン動翼３ａと、バイパス流路１２に配置される複数のファン静翼３ｂと、ノーズコーン３ｃとを備えている。
なお、後に詳説するシャフト９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９は、芯部である中実の第１シャフト９ａと、第１シャフト９ａを囲って外側に配置される中空の第２シャフト９ｂとによって構成されている。ファン動翼３ａは、シャフト９の第１シャフト９ａに固定されている。

ノーズコーン３ｃは、ファン動翼３ａの上流側に設置されており、アウターカウル１の中央に取込まれた空気をファン動翼３ａに案内するものである。このノーズコーン３ｃは、上流側に頂点が向けられた円錐形状を有している。
図２は、ノーズコーン３ｃを含む拡大図であり、（ａ）が斜視図、（ｂ）が側面図である。
図２に示すように、本実施形態のジェットエンジンにおいては、ノーズコーン３ｃの表面３ｃ１が、防水コーティングが施されたコーティング領域Ｒ１と防水コーティングが施されていない露出領域とＲ２とによってパターニングされたパターニング領域Ｒとされている。このパターニング領域Ｒは、空気の流れ方向においてファン動翼３ａの設置領域と隣接されている。

コーティング領域Ｒ１は、ファン動翼３ａの数だけ設けられている。すなわち、コーティング領域Ｒ１は、ファン動翼３ａの前縁間ごとに複数設けられている。
各コーティング領域Ｒ１は、ノーズコーン３ｃの先端からノーズコーン３ｃの全長に亘って設けられている。
また、図２に示すように、コーティング領域Ｒ１は、ノーズコーン３ｃの回転方向に膨らんで湾曲しており、これによって上流端側はファン３の回転軸に沿い、下流端側がファン動翼３ａのハブ端のキャンバラインに沿う形状とされている。

そして、図２（ｂ）に示すように、コーティング領域Ｒ１のファン動翼３ａ側の端部である翼側端部Ｒ１ａは、隣り合うファン動翼３ａの前縁間に位置し、かつ、幅が当該前縁間よりも狭い。
より詳細には、翼側端部Ｒ１ａにおいて、２つある露出領域との境界Ｋ１，Ｋ２のうち、ノーズコーン３ｃの回転方向上流側の境界Ｋ１は、同じく回転方向上流側に位置するファン動翼３ａの負圧面３ａ２（翼面）と一致して配置されている。また、ノーズコーン３ｃの回転方向下流側の境界Ｋ２は、同じく回転方向下流側に位置するファン動翼３ａの正圧面３ａ１（翼面）から離間して配置されている。
なお、図２（ｂ）に示すように、翼側端部Ｒ１ａにおいて、境界Ｋ１側におけるコーティング領域Ｒ１と露出領域Ｒ２との境界線は、ファン動翼３ａの翼弦方向から見て、ファン動翼３ａのハブ端のキャンバラインの接線と真っ直ぐに接続されている。つまり、境界Ｋ１側におけるコーティング領域Ｒ１と露出領域Ｒ２との境界線は、ファン動翼３ａのハブ端のキャンバラインに対して滑らかに接続されている。

なお、コーティング領域Ｒ１に塗布される防氷コーティングの形成方法は、例えば、特開２００７−２９６５１１号公報に詳細に記載されているため、ここでの説明は割愛する。
また、防氷コーティングの材料としては、上記特開２００７−２９６５１１号公報に記載された材料の他、例えば、特開２００７−１９６３８３号公報、特開平９−２７９０５６号公報または以下のＵＲＬに記載された超撥水材料を用いることができる。
１．http://rnavi.ndl.go.jp/mokuji_html/000003660472.html
２．http://keytech.ntt-at.co.jp/environ/prd_4001.html
３．http://www.toeidenki.co.jp/html_page/chou_hassui.htm
４．http://www.nipponpaint.co.jp/r&d/tc17/s3.pdf
５．http://www.shochou-kaigi.org/sysimg/research/16.pdf
６．http://www-surface.phys.s.u-tokyo.ac.jp/sssj/Vol26/26-09/9g559-563.pdf
７．http://www.iis-net.or.jp/files/wing21/011/20080324102716502.pdf
８．http://www.nims.go.jp/news/press/2008/01/200801230/p200801230.pdf

なお、図２に示すように、露出領域Ｒ２は、防氷コーティングの施されていないノーズコーン３ｃの裸面が露出する領域であり、コーティング領域Ｒ１同士の間に設けられている。

図１に戻り、低圧圧縮機４は、高圧圧縮機５よりも上流側に配置されており、ファン３によってコア流路１１に送り込まれた空気を圧縮するものである。
この低圧圧縮機４は、シャフト９の第１シャフト９ａに固定される動翼４ａと、インナーカウル２の内壁に固定される静翼４ｂとを備えている。
なお、動翼４ａは、環状に等間隔で複数配列されて１つの動翼列を構成している。また、静翼４ｂも環状に等間隔で複数配列されて１つの静翼列を構成している。そして、低圧圧縮機４では、空気の流れ方向において、静翼列から始まり、静翼列と動翼列とが交互に複数配置されている。

高圧圧縮機５は、図１に示すように、低圧圧縮機４よりも下流側に配置されており、低圧圧縮機４から送り込まれた空気をさらに高圧に圧縮するものである。
この高圧圧縮機５は、シャフト９の第２シャフト９ｂに固定される動翼５ａと、インナーカウル２の内壁に固定される静翼５ｂとを備えている。
なお、低圧圧縮機４と同様に、動翼５ａは、環状に等間隔で複数配列されて１つの動翼列を構成している。また、静翼５ｂも環状に等間隔で複数配列されて１つの静翼列を構成している。そして、空気の流れ方向において、静翼列と動翼列とが交互に複数配置されている。

燃焼器６は、高圧圧縮機５の下流側に配置されており、高圧圧縮機５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高温ガスを生成するものである。

高圧タービン７は、燃焼器６の下流側に配置されており、燃焼器６から排出される高温ガスから回転動力を回収するものである。
この高圧タービン７は、シャフト９の第２シャフト９ｂに固定される複数のタービン動翼７ａと、コア流路１１に固定される複数のタービン静翼７ｂとを備えており、タービン静翼７ｂに整流された高温ガスをタービン動翼７ａで受けて第２シャフト９ｂを回転駆動する。

低圧タービン８は、高圧タービン７の下流側に配置されており、高圧タービン７を通過した高温ガスからさらに回転動力を回収するものである。
この低圧タービン８は、シャフト９の第１シャフト９ａに固定される複数のタービン動翼８ａと、コア流路１１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によって整流された高温ガスをタービン動翼８ａで受けて第１シャフト９ａを回転駆動する。

シャフト９は、空気の流れ方向に向いて配置される棒状部材であり、タービン（高圧タービン７及び低圧タービン８）にて回収された回転動力をファン３及び圧縮機（低圧圧縮機４及び高圧圧縮機５）に伝達するものである。
このシャフト９は、上述のように、半径方向に分割されて、第１シャフト９ａと、第２シャフト９ｂとによって構成されている。
そして、第１シャフト９ａは、上流側にファン３のファン動翼３ａ及び低圧圧縮機４の動翼４ａが取り付けられ、下流側に低圧タービン８のタービン動翼８ａが取り付けられている。
また、第２シャフト９ｂは、上流側に低圧圧縮機４の動翼４ａ及び高圧圧縮機５の動翼５ａが取り付けられ、下流側に高圧タービン７のタービン動翼７ａが取り付けられている。

主ノズル１０は、低圧タービン８のさらに下流側に設けられると共に、ジェットエンジンＳ１の後方に向けて低圧タービン８を通過した高温ガスを噴射するものである。
そして、この主ノズル１０から高温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Ｓ１の推力が得られる。

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Ｓ１においては、定常状態では、ファン３の駆動によってアウターカウル１内に空気が取込まれ、その一部がコア流路１３に流入する。
そして、コア流路１３に流入した空気は、低圧圧縮機４及び高圧圧縮機５によって順次圧縮され、燃焼器６に供給される。
燃焼器６に供給された圧縮空気は、燃料と混合されて混合気とされる。そして、当該混合気が燃焼器６によって燃焼されることによって高温ガスが生成される。
燃焼器６において生成された高温ガスは、高圧タービン７及び低圧タービン８を通過して主ノズル１０からジェットエンジンＳ１の後方に噴射される。これによって推進力が得られる。

なお、高温ガスが高圧タービン７を通過する際に、高圧タービン７によって回転動力が回収され、第２シャフト９ｂを介して高圧圧縮機５の動翼５ａが回転駆動される。
また、高温ガスが低圧タービン８を通過する際に、低圧タービン８によって回転動力が回収され、第１シャフト９ａを介してファン３のファン動翼３ａ及び低圧圧縮機４の動翼４ａが回転駆動される。

ここで、本実施形態のジェットエンジンＳ１においては、ファン動翼３ａの上流側に位置するパターニング領域Ｒであるノーズコーン３ｃの表面３ｃ１に、防氷コーティングが施されたコーティング領域Ｒ１と当該防氷コーティングが施されていない露出領域Ｒ２とが設けられている。このため、ジェットエンジンＳ１が氷点下等の着氷環境に晒されると、ノーズコーン３ｃの表面３ｃ１において、図３に示すように、コーティング領域Ｒ１には着氷せず、露出領域Ｒ２のみに着氷して氷が成長し氷壁Ｘが形成される。この結果、コーティング領域Ｒ２を挟んで氷壁Ｘが形成され、これらの氷壁Ｘにより、流路Ｙが形成される。

さらに、本実施形態のジェットエンジンＳ１においては、コーティング領域Ｒ１のファン動翼３ａ側の端部である翼側端部Ｒ１ａは、ファン動翼３ａの翼弦方向から見て、隣り合うファン動翼３ａの前縁間に位置し、さらに幅が当該前縁間よりも狭い。このため、露出領域Ｒ２に氷が付着して成長すると、隣り合う氷壁Ｘによって形成される流路Ｙの側壁（すなわち氷壁Ｘの側面）は、ファン動翼３ａの一方の翼面（本実施形態においては正圧面３ａ１）から離間して配置されることとなる。
そして、上述のような氷壁Ｘによる流路Ｙが形成された結果、ファン動翼３ａの翼面に吹き付けられる空気量が減少し、ファン動翼３ａの着氷を抑制することができる。

また、本実施形態のジェットエンジンＳ１によれば、着氷環境でなければ、ノーズコーン３ｃの表面３ｃ１に氷壁Ｘが形成されず、ノーズコーン３ｃの表面３ｃ１がフラットな状態となる。
このため、本実施形態のジェットエンジンＳ１によれば、着氷しない環境におけるファン３の空力性能の低下を防止することができる。

このように本実施形態のジェットエンジンＳ１によれば、着氷しない環境におけるファン３の空力性能の低下を防止しつつ、着氷環境においてファン動翼３ａ間の氷による閉塞を防止することが可能となる。

また、一般的には、ファン動翼のハブ側の正圧面が空気中に含まれる過冷却水を多く受け、また遠心力小さく氷が剥がれ難いため着氷しやすい。これに対して、本実施形態のジェットエンジンＳ１においては、ノーズコーン３ｃの回転方向下流側の境界Ｋ２（コーティング領域Ｒ１と露出領域Ｒ２との境界）が、同じく回転方向下流側に位置するファン動翼３ａの正圧面３ａ１（翼面）から離間して配置されている。
このため、流路Ｙの側壁がファン動翼３ａの正圧面３ａ１から離間することとなり、最も着氷しやすいファン動翼３ａの正圧面３ａ１に空気流が触れることを防止し、ファン動翼３ａへの着氷をより効果的に防止することができる。

また、本実施形態のジェットエンジンＳ１においては、翼側端部Ｒ１ａにおいて、境界Ｋ１側におけるコーティング領域Ｒ１と露出領域Ｒ２との境界線と、ファン動翼３ａのハブ端のキャンバラインの接線とが直線で接続されている。
このため、流路Ｙを流れる空気流をファン動翼３ａ間にスムーズに導くことができ、ファン３における圧力損失が増大することを防止することができる。

また、本実施形態のジェットエンジンＳ１においては、各コーティング領域Ｒ１が、ノーズコーン３ｃの回転方向に中央部が突出して湾曲している。
このため、コーティング領域Ｒ１は、上流端側はファン３の回転軸に沿い、下流端側がファン動翼３ａのハブ端のキャンバラインに沿う形状とすることができる。
コーティング領域Ｒ１を、上述の形状とすることによって、ファン３の回転軸方向からノーズコーン３ｃに流入する空気流をスムーズにファン動翼３ａに導くことができ、ファン３における圧力損失が増大することを防止することができる。

また、本実施形態のジェットエンジンＳ１においては、コーティング領域Ｒ１がファン動翼３ａの前縁間ごとに設けられている。
このため、全てのファン動翼３ａ間が、氷によって閉塞することを防止することができる。

以上、図面を参照しながら本発明の好適な実施形態について説明したが、本発明は上記実施形態に限定されるものではない。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、本発明の主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。

例えば、上記実施形態においては、ファン動翼３ａの翼弦方向から見て、全てのファン動翼３ａ間にコーティング領域Ｒ１が形成されている構成について説明した。
しかしながら、本発明はこれに限定されるものではなく、１つでもコーティング領域Ｒ１があれば効果を期待できるため、全てのファン動翼３ａ間にコーティング領域Ｒ１が設けられている必要はない。

また、上記実施形態においては、パターニング領域Ｒがノーズコーン３ｃの表面３ｃ１全体である構成について説明した。
しかしながら、本発明はこれに限定されるものではなく、ノーズコーン３ｃの表面３ｃ１の一部の領域をパターニング領域とすることも可能である。

また、上記実施形態においては、本発明のファン翼がファン動翼３ａ（動翼）である構成について説明した。
しかしながら、本発明はこれに限定されるものではなく、本発明のファン翼をファン静翼３ｂとして適用することも可能である。この場合には、ファン静翼３ｂの上流側に位置するアウターカウル１あるいはインナーカウル２の壁面をパターニング領域とすれば良い。

また、上記実施形態においては、本発明のガスタービンエンジンをジェットエンジンに適用した例について説明した。
しかしながら、本発明はこれに限定されるものではなく、他のガスタービンエンジンに適用することも可能であり、例えば、船舶に搭載されるガスタービンエンジンに適用することもできる。

Ｓ１……ジェットエンジン（ガスタービンエンジン）、３……ファン、３ａ……ファン動翼（ファン翼）、３ａ１……正圧面（翼面）、３ａ２……負圧面（翼面）、３ｂ……静翼（ファン翼）、Ｒ……パターニング領域、Ｒ１……コーティング領域、Ｒ１ａ……翼側端部、Ｒ２……露出領域、Ｋ１，Ｋ２……境界、Ｘ……氷壁、Ｙ……流路

Claims (6)

1. ファンを備えるガスタービンエンジンであって、
   環状に配列される複数のファン翼の上流側に位置すると共に、防氷コーティングが施されたコーティング領域と当該防氷コーティングが施されていない露出領域とによってパターニングされたパターニング領域を備え、
   前記ファン翼の翼弦方向から見て、前記コーティング領域の前記ファン翼側の端部である翼側端部は、隣り合う前記ファン翼の前縁間に位置しかつ幅が当該前縁間よりも狭いことを特徴とするガスタービンエンジン。
2. 前記ファン翼が動翼であり、
   前記翼側端部にて前記コーティング領域と前記露出領域との境界が、前記動翼の翼弦方向から見て、前記動翼の正圧面から離間して配置されていることを特徴とする請求項１記載のガスタービンエンジン。
3. 前記翼側端部にて前記コーティング領域と前記露出領域との境界線と、前記動翼のハブ端のキャンバラインの接線とが直線で接続されていることを特徴とする請求項２記載のガスタービンエンジン。
4. 前記パターニング領域は、ノーズコーンの表面に設けられていることを特徴とする請求項１〜３いずれかに記載のガスタービンエンジン。
5. 前記コーティング領域は、前記ノーズコーンの回転方向に中央部が突出して湾曲していることを特徴とする請求項４記載のガスタービンエンジン。
6. 前記コーティング領域は、前記ファン翼の前縁間ごとに設けられていることを特徴とする請求項１〜５いずれかに記載のガスタービンエンジン。

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