JP2013155674A - 航空機用ジェットエンジンのファン動翼 - Google Patents

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Abstract

【課題】全体の軽量化を図りつつ、耐衝撃性をより向上することができる航空機用ジェットエンジンのファン動翼を提供する。
【解決手段】ファン動翼1は、樹脂と強化繊維との複合材料からなり、回転方向の一方の側に臨む圧力面10aおよび回転方向の他方の側に臨む負圧面10bを有する翼体10を備えている。この翼体10の基端には、ファンディスクの嵌合溝に嵌合可能なダブテール11aが設けられている。また、翼体には、当該翼体よりも高剛性であって、外気の取り入れ方向上流側に位置する翼体の前縁部近傍を被覆した状態で当該翼体に固定されるシース20を備える。シースは、翼体の翼根側から先端側へと当該翼体の長手方向に沿って延在するとともに、翼体の翼根側に位置する当該シースの基端部21cが、ダブテール11aまで延在している。
【選択図】図3

Description

本発明は、ファンディスクと一体回転することにより、エンジンケース内に外気を取り入れる航空機用ジェットエンジンのファン動翼に関する。
近年、航空機用ジェットエンジンの分野において、軽量かつ高強度の素材として、樹脂(熱硬化性樹脂または熱可塑性樹脂)と強化繊維とからなる複合材料(FRP:Fiber Reinforced Plastics)が注目されており、こうした複合材料を用いたファン動翼が種々開発、実用化されている。
また、航空機用ジェットエンジンにおいては、エンジンケース内に進入した鳥や氷等の異物が、当該ジェットエンジンの最前段に位置するファンに衝突することがあり、複合材料を用いたファン動翼においては、異物の衝突に備えて耐衝撃性を十分に確保するための対策が施されている。
特許文献1に示されるファン動翼においては、複合材料で構成される翼体の前縁側であって、もっとも異物が衝突しやすい翼体の先端側に、複合材料よりも高強度の金属製シースが設けられている。このように、翼体を複合材料で構成するとともに、当該翼体の一部に金属製シースを設けることにより、ファン動翼全体の軽量化を図りつつ、異物の衝突による翼体の損傷を低減するようにしている。
特開平08−210102号公報
ファン動翼に異物が衝突すると、通常、翼体の前縁側から後縁側へと曲げ変形が伝達されるとともに、翼体の先端側から基端側へと曲げ変形が伝達される。こうした曲げ変形は、特に自由端側である翼体の先端側においてより大きく生じるが、このとき、上記特許文献1に示されるファン動翼においては、異物の衝突によって生じる曲げ応力が、金属製シースを翼体から引き剥がす力となって作用する。その結果、ファン動翼に異物が衝突すると、シースと翼体との継ぎ目からシースが捲り上げられるように引き剥がされてしまい、翼体から離脱したシースによって、他のファン動翼やエンジンケース等を損傷させてしまうおそれがある。このような事情に鑑み、複合材料を用いたファン動翼において、耐衝撃性のさらなる向上が望まれている。
本発明の目的は、全体の軽量化を図りつつ、耐衝撃性をより向上することができる航空機用ジェットエンジンのファン動翼を提供することである。
上記課題を解決するために、本発明の航空機用ジェットエンジンのファン動翼は、ファンディスクに形成された嵌合溝に嵌合され、当該ファンディスクと一体回転することにより、エンジンケース内に形成される流路に外気を取り入れる航空機用ジェットエンジンのファン動翼であって、樹脂と強化繊維との複合材料からなり、回転方向の一方の側に臨む圧力面および回転方向の他方の側に臨む負圧面を有する翼体と、前記翼体の長手方向一端側に設けられ、前記ファンディスクの嵌合溝に嵌合する嵌合部と、前記翼体よりも高剛性であって、前記外気の取り入れ方向上流側に位置する前記翼体の前縁部近傍を被覆した状態で当該翼体に固定されるシースと、を備え、前記シースは、前記翼体の長手方向一端側から他端側へと当該翼体の長手方向に沿って延在するとともに、当該シースの長手方向の一端である基端部が、前記エンジンケース内に形成される前記流路よりも前記翼体の一端側に位置することを特徴とする。
また、前記シースの基端部は、前記翼体の嵌合部まで延在するとともに当該嵌合部の一部を被覆するとよい。
また、前記シースの基端部は、前記翼体とともに前記ファンディスクの嵌合溝に嵌合されるとよい。
また、前記シースは金属材料で構成されるとよい。
本発明によれば、全体の軽量化を図りつつ、より耐衝撃性を向上することができる。
本実施形態のファン動翼を備えた航空機用ジェットエンジンの側面図である。 図1の部分断面図である。 ファン動翼の斜視図である。 図3におけるIV−IV線断面図である。 図3の部分拡大図である。 ファン動翼の翼根を示す側面図および断面図である。 一般的なファン動翼の先端におけるコード位置とモーメントとの関係を示す図である。
以下に添付図面を参照しながら、本発明の好適な実施形態について詳細に説明する。かかる実施形態に示す寸法、材料、その他具体的な数値等は、発明の理解を容易とするための例示にすぎず、特に断る場合を除き、本発明を限定するものではない。なお、本明細書および図面において、実質的に同一の機能、構成を有する要素については、同一の符号を付することにより重複説明を省略し、また本発明に直接関係のない要素は図示を省略する。
図1は、本実施形態のファン動翼を備えた航空機用ジェットエンジンの側面図であり、図2は、図1の部分断面図である。図1および図2に示すように、ジェットエンジン100は、円筒状のコアカウル101、および、このコアカウル101の外周に設けられた円筒状のナセル102からなるエンジンケース103を備えている。ナセル102には、エンジンケース103内に外気を吸入する複数のファン動翼1(図2においては1枚のみ示す)が収容されており、このファン動翼1が回転すると、コアカウル101内に設けられたコア流路104と、コアカウル101の外周面とナセル102の内周面とによって形成されるバイパス流路105とに外気が導かれることとなる。
詳しい説明は省略するが、コアカウル101内には、ファン動翼1によって吸入された吸入空気を圧縮する圧縮機と、この圧縮機によって圧縮された圧縮空気を燃焼する燃焼室と、この燃焼室の燃焼工程で生じる排気ジェットの噴出力を回転エネルギーに変換する高圧タービンおよび低圧タービンと、が設けられている。また、コアカウル101よりも外気の取り入れ方向上流側(図中左側)であって、ナセル102内には、ファンディスク106が回転自在に収容されている。このファンディスク106は、上記の低圧タービンのロータとシャフトを介して連結されており、低圧タービンと一体となってファンディスク106が回転することとなる。
そして、ファンディスク106の外周面には、ファン動翼1を嵌合支持する複数の嵌合溝106aが、回転方向(周方向)に等間隔に形成されている。詳しくは後述するが、ファン動翼1の長手方向一端(ファンディスク106側の端部)にはダブテール11aが形成されており、嵌合溝106aは、ダブテール11aを内部に収容可能な寸法形状であって、かつ、ファンディスク106の径方向(ファン動翼1の長手方向)に抜け止め可能な開口を有している。
したがって、ファンディスク106の前方または後方(図2中左右方向)から、ダブテール11aを嵌合溝106aにスライドさせて嵌合させることにより、ファン動翼1がファンディスク106に保持されることとなる。そして、ファンディスク106の前方(図2中左側)には、環状のフロントリテーナ107が設けられており、また、ファンディスク106の後方(図2中右側)には、環状のリアリテーナ108が設けられている。
フロントリテーナ107は、外気をエンジンケース103内にガイドするノーズコーン109に一体的に設けられており、また、リアリテーナ108は、ファンディスク106に固定されており、これらフロントリテーナ107およびリアリテーナ108によって、ファン動翼1が嵌合溝106a内に保持されることとなる。なお、嵌合溝106aの底面とファン動翼1との間にはスペーサ110が介在しており、ファン動翼1と嵌合溝106aとの間に形成される隙間によって、ファン動翼1にガタツキが生じないようにしている。
上記の構成により、ファンディスク106が回転すると、ファンディスク106と一体となってファン動翼1が回転し、これによって、エンジンケース103内に外気が取り入れられることとなる。そして、エンジンケース103(ナセル102)内であって、ファンディスク106の径方向外方には、吸入された外気を案内する流路面111が形成されており、この流路面111に案内された外気が、コア流路104およびバイパス流路105に導かれることとなる。以下に、ファン動翼1の具体的構成について、図3〜図6を用いて詳細に説明する。
図3は、ファン動翼1の斜視図であり、図4は、図3におけるIV−IV線断面図である。以下では、ファンディスク106に嵌合されたファン動翼1のうち、その長手方向一端側(図3中下方、ファンディスク106の回転中心側)を基端側とするとともに、長手方向他端側(図3中上方)を先端側とし、外気の取り入れ方向上流側(図3中左方)を前縁側とするとともに、外気の取り入れ方向下流側(図3中右方)を後縁側として説明する。
ファン動翼1は、樹脂と強化繊維との複合材料によって構成される翼体10を備えている。複合材料を構成する樹脂としては、例えば、エポキシ樹脂、フェノール樹脂、ポリイミド樹脂等の熱硬化性樹脂や、ポリエーテルイミド、ポリエーテルエーテルケトン、ポリフェニレンスルファイド等の熱可塑性樹脂が考えられ、また、複合材料を構成する強化繊維としては、炭素繊維、アラミド繊維、ガラス繊維等の強化繊維が考えられる。ただし、翼体10に要求される強度を確保できれば、複合材料の具体的な素材は上記に限定されるものではない。
翼体10は、ファンディスク106に嵌合されて回転する際の回転方向の一方の側に臨む圧力面10aと、回転方向の他方の側に臨み、翼体10の厚さ方向において圧力面10aと表裏関係をなす負圧面10bと、を有している。また、図3に示すとおり、翼体10の基端側には、当該翼体10の一部を構成する翼根11が設けられている。この翼根11は、ファンディスク106の嵌合溝106aに嵌合可能であって、翼体10の他の部位よりも厚く形成されたダブテール11a(嵌合部)を備えている。
なお、図3に示す一点鎖線Aは、翼体10における翼根11の境界部分を示している。具体的には、翼体10の圧力面10aおよび負圧面10bには、上記の流路面111(図2参照)を形成する別部材からなるプラットホーム(流路を形成する鍔)が設けられる。本実施形態においては、翼体10の一点鎖線Aで示す部位が流路面111に対応するものであり、したがって、ここでは、翼体10のうち、流路面111よりもファンディスク106の回転中心側に位置する部位、すなわち、翼体10における一点鎖線Aよりも基端側の部位が翼根11となる。
そして、翼体10の圧力面10aおよび負圧面10bにおける前縁側の端部近傍には、図4に示すように、前縁側に向かうにしたがって徐々に先細りとなる接着部10cが形成されており、この接着部10cにシース20が固定されている。このシース20は、鳥や氷等の異物の衝突に対する翼体10の耐衝撃性を向上するものであり、チタンやニッケル等の金属によって構成されるシース本体21を備えている。なお、シース本体21の素材は金属に限定されるものではなく、翼体10よりも高剛性であれば、どのような素材で構成してもよい。
シース本体21は、翼体10の基端側から先端側に向かって当該翼体10の長手方向に沿って延在するとともに、翼体10の前縁部を被覆する形状をなしている。より具体的には、シース本体21は、接着部10cに密着する凹状の密着部21aを備えており、この密着部21aを接着部10cに密着させた状態で翼体10に固定されている。なお、シース本体21の密着部21aと、翼体10の接着部10cとの間には接着剤が塗布または貼付されており、シース本体21はこの接着剤によって翼体10に固定されることとなる。また、翼体10にシース本体21が固定された状態では、シース本体21と、翼体10の圧力面10aおよび負圧面10bとが面一となる寸法関係を維持しており、ファン動翼1において、その前縁側から後縁側へと滑らかな連続性が確保されるようにしている。
また、翼体10に形成される接着部10cは、翼体10の基端から先端まで長手方向の全域に亘って連続形成されており、したがって、シース本体21は、翼体10の前縁部を、その基端から先端までの全域に亘って被覆することとなる。さらに、翼体10の先端部においては、接着部10cが前縁から後縁まで翼体10の幅方向に亘って延在形成されており、シース本体21の先端部21bも、翼体10の先端部を前縁から後縁まで被覆するように、翼体10の幅方向に亘って延在形成されている。
図5は、ファン動翼1の先端部21bの部分拡大図である。この図に示すように、シース本体21の先端部21bは、翼体10の先端よりも長手方向先端側に位置して、当該翼体10の先端縁を完全に被覆する構成となっている。また、シース本体21の先端部21bは、翼体10の幅方向において後縁まで延在しており、当該翼体10の後縁と面一となる寸法関係を維持している。
図6(a)はファン動翼1の翼根11を示す断面図、図6(b)はファン動翼1の翼根11を示す側面図である。上記したとおり、接着部10cは、翼体10の基端から先端まで長手方向の全域に亘って連続形成されており、翼体10の前縁部は、その基端から先端までの全域に亘ってシース本体21によって被覆されている。
つまり、シース本体21は、その基端部21cが一点鎖線A(流路面111)よりも翼根11側すなわちファンディスク106の回転中心側に位置するとともに、翼体10の基端部に相当するダブテール11aをも被覆することとなる。そして、ダブテール11aは、ファンディスク106の嵌合溝106a内に収容されるため、シース本体21の基端部21cも、ダブテール11aと一体となって嵌合溝106a内に収容されることとなる。
次に、上記の構成からなるファン動翼1の作用について説明する。鳥や氷等の異物がシース20に衝突すると、ファン動翼1の前縁側から後縁側へと当該ファン動翼1の幅方向に曲げ変形が伝達される。一般的に、ファン動翼1の前縁側から後縁側へと当該ファン動翼1の幅方向に伝達される曲げ変形は、図3に矢印Bで示す回転方向の第1のモーメントに起因するものである。こうした第1のモーメントは、シース本体21に対して、当該シース本体21を翼体10から引き剥がす力となって作用するが、この第1のモーメントに起因する曲げ変形量は、自由端側であるファン動翼1の先端側において特に大きくなる。そして、ファン動翼1の先端側における第1のモーメントは、当該ファン動翼1の前縁側および後縁側よりも、幅方向中央側において大きくなることが判明している。
図7は、一般的なファン動翼の先端におけるコード位置とモーメントとの関係を示す図である。この図において、横軸は、ファン動翼の先端におけるコード位置(ファン動翼の幅方向位置)を示し、縦軸は、ファン動翼に対して所定の打ち込み速度で着撃した場合のファン動翼先端のモーメントを示している。また、図中実線は、一定の降伏応力下でのコード位置とモーメントとの推移を示し、図中破線は、降伏応力を2倍にした場合のコード位置とモーメントとの推移を示している。なお、図7(a)と図7(b)とでは、打ち込み角度のみが異なり、その他の条件は同じである。
これらの図に示すように、異物の衝突によってファン動翼の先端に生じるモーメントは、ファン動翼の幅方向両端部(前縁側および後縁側)よりも中央側で大きくなる傾向があり、特にコード位置40.0〜140.0の範囲、すなわち、ファン動翼の前縁から20%の範囲、および、ファン動翼の後縁から20%の範囲を除く部分で顕著に表れる。
上記のように、シース本体21を翼体10に固定した場合には、シース本体21と翼体10との連続部分、すなわち、シース本体21と翼体10との継ぎ目が、最も剥離しやすい部分となる。したがって、大きなモーメントが作用する位置に、最も剥離しやすい部分であるシース本体21と翼体10との継ぎ目を位置させてしまうと、異物の衝突によって生じるモーメントによって、シース本体21が翼体10から引き剥がされてしまう危険性が高くなる。
これに対して、シース本体21の先端部21bを翼体10の後縁まで延在させるとともに、最も剥離しやすい継ぎ目を、異物の衝突によって生じるモーメントが比較的小さい部分、すなわち、ファン動翼1の後縁から20%程度の範囲内に位置させれば、異物の衝突によって、シース本体21が翼体10から引き剥がされてしまう危険性を低減することができる。しかも、本実施形態においては、シース本体21の先端部21bが、翼体10の後縁と面一となっており、シース本体21が翼体10から引き剥がされるおそれが極めて低くなる。なお、先端部21bの後縁を、翼体10の後縁よりも外気の取り入れ方向下流側に突出させてもよい。
また、ファン動翼1に異物が衝突した場合には、上記のように、翼体10の前縁側から後縁側へと当該翼体10の幅方向に伝達される曲げ変形が生じた後に、衝突部位から翼体10の先端側および基端側へと、当該翼体10の長手方向に曲げ変形が伝達される。一般的に、翼体10の長手方向に伝達される曲げ変形は、図3に矢印Cで示す回転方向の第2のモーメントに起因するものである。こうした第2のモーメントも、上記の第1のモーメント同様に、シース本体21に対して、当該シース本体21を翼体10から引き剥がす力となって作用するものであり、その大きさは、基端側よりも先端側の方が大きくなる。
したがって、本実施形態のように、第2のモーメントに対して最も剥離しやすいシース本体21の基端部21cを、曲げ変形量が小さい翼体10の翼根11側に位置させれば、シース本体21が翼体10から剥離するおそれを低減することができる。しかも、本実施形態においては、シース本体21の基端部21cが、翼根11のダブテール11aまで延在されており、ダブテール11aとともに嵌合溝106aに収容されているので、基端部21cが翼体10から剥離するおそれが極めて低い。
このように、本実施形態によれば、異物の衝突によって翼体10からシース20が離脱して、他のファン動翼1やエンジンケース103等を損傷させてしまうといった問題が生じるおそれが極めて低くなり、ファン動翼1全体の軽量化と耐衝撃性の向上とが実現されることとなる。
以上、添付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、本発明はかかる実施形態に限定されないことは言うまでもない。当業者であれば、特許請求の範囲に記載された範疇において、各種の変更例または修正例に想到し得ることは明らかであり、それらについても当然に本発明の技術的範囲に属するものと了解される。
本発明は、ファンディスクと一体回転することにより、エンジンケース内に外気を取り入れる航空機用ジェットエンジンのファン動翼に利用することができる。
1 …ファン動翼
10 …翼体
10a …圧力面
10b …負圧面
11 …翼根
11a …ダブテール(嵌合部)
20 …シース
21c …基端部
100 …ジェットエンジン
103 …エンジンケース
106 …ファンディスク
106a …嵌合溝
111 …流路面

Claims (4)

  1. ファンディスクに形成された嵌合溝に嵌合され、当該ファンディスクと一体回転することにより、エンジンケース内に形成される流路に外気を取り入れる航空機用ジェットエンジンのファン動翼であって、
    樹脂と強化繊維との複合材料からなり、回転方向の一方の側に臨む圧力面および回転方向の他方の側に臨む負圧面を有する翼体と、
    前記翼体の長手方向一端側に設けられ、前記ファンディスクの嵌合溝に嵌合する嵌合部と、
    前記翼体よりも高剛性であって、前記外気の取り入れ方向上流側に位置する前記翼体の前縁部近傍を被覆した状態で当該翼体に固定されるシースと、を備え、
    前記シースは、
    前記翼体の長手方向一端側から他端側へと当該翼体の長手方向に沿って延在するとともに、当該シースの長手方向の一端である基端部が、前記エンジンケース内に形成される前記流路よりも前記翼体の一端側に位置することを特徴とする航空機用ジェットエンジンのファン動翼。
  2. 前記シースの基端部は、前記翼体の嵌合部まで延在するとともに当該嵌合部の一部を被覆していることを特徴とする請求項1記載の航空機用ジェットエンジンのファン動翼。
  3. 前記シースの基端部は、前記翼体とともに前記ファンディスクの嵌合溝に嵌合されることを特徴とする請求項2記載の航空機用ジェットエンジンのファン動翼。
  4. 前記シースは金属材料で構成されていることを特徴とする請求項1〜3のいずれかに記載の航空機用ジェットエンジンのファン動翼。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2016039068A1 (ja) * 2014-09-10 2016-03-17 株式会社Ihi 低バイパス比ターボファンエンジンのためのバイパスダクトフェアリングおよびそれを備えたターボファンエンジン

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20160032729A1 (en) * 2014-08-04 2016-02-04 United Technologies Corporation Composite Fan Blade
US9745851B2 (en) 2015-01-15 2017-08-29 General Electric Company Metal leading edge on composite blade airfoil and shank
FR3035679B1 (fr) * 2015-04-29 2018-06-01 Safran Aircraft Engines Aube composite, comprenant un renfort de bord d'attaque en un autre materiau
US10677259B2 (en) * 2016-05-06 2020-06-09 General Electric Company Apparatus and system for composite fan blade with fused metal lead edge
FR3053083B1 (fr) * 2016-06-22 2019-11-01 Safran Aircraft Engines Anneau de carenage de roue a aubes
CN108930664A (zh) * 2017-05-24 2018-12-04 中国航发商用航空发动机有限责任公司 混合结构航空发动机风扇叶片
US20190368361A1 (en) * 2018-06-05 2019-12-05 General Electric Company Non-symmetric fan blade tip cladding
CN114439613B (zh) * 2020-10-30 2024-02-20 中国航发商用航空发动机有限责任公司 航空发动机风扇叶片及航空发动机
CN114856857B (zh) * 2022-05-12 2023-06-13 中国航发四川燃气涡轮研究院 多通道的集成式圆转方机匣

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2012013017A (ja) * 2010-07-01 2012-01-19 Ihi Corp ファン動翼及びファン

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1260484A (en) * 1968-05-06 1972-01-19 Dowty Rotol Ltd Blades suitable for propellers, compressors, fans and the like
GB1268202A (en) * 1968-08-01 1972-03-22 Rolls Royce Composite blade for an elastic fluid flow machine
US3892612A (en) * 1971-07-02 1975-07-01 Gen Electric Method for fabricating foreign object damage protection for rotar blades
US4621979A (en) * 1979-11-30 1986-11-11 United Technologies Corporation Fan rotor blades of turbofan engines
US4451205A (en) * 1982-02-22 1984-05-29 United Technologies Corporation Rotor blade assembly
US5141401A (en) * 1990-09-27 1992-08-25 General Electric Company Stress-relieved rotor blade attachment slot
US5141400A (en) * 1991-01-25 1992-08-25 General Electric Company Wide chord fan blade
US5443367A (en) * 1994-02-22 1995-08-22 United Technologies Corporation Hollow fan blade dovetail
GB2293631B (en) * 1994-09-30 1998-09-09 Gen Electric Composite fan blade trailing edge reinforcement
US6607358B2 (en) * 2002-01-08 2003-08-19 General Electric Company Multi-component hybrid turbine blade
US7156621B2 (en) * 2004-05-14 2007-01-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Blade fixing relief mismatch
RU2297538C2 (ru) * 2005-04-28 2007-04-20 Открытое акционерное общество "Теплоэнергосервис" Способ упрочнения поверхности верхней части пера турбинной лопатки
FR2906320B1 (fr) * 2006-09-26 2008-12-26 Snecma Sa Aube composite de turbomachine a renfort metallique
DE102006049818A1 (de) * 2006-10-18 2008-04-24 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Fanschaufel aus Textilverbundwerkstoff
US7780410B2 (en) * 2006-12-27 2010-08-24 General Electric Company Method and apparatus for gas turbine engines
US8186961B2 (en) * 2009-01-23 2012-05-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Blade preloading system
US8075274B2 (en) * 2009-05-13 2011-12-13 Hamilton Sundstrand Corporation Reinforced composite fan blade
US8376712B2 (en) * 2010-01-26 2013-02-19 United Technologies Corporation Fan airfoil sheath
GB201011228D0 (en) * 2010-07-05 2010-08-18 Rolls Royce Plc A composite turbomachine blade
US8871297B2 (en) * 2010-09-30 2014-10-28 Barry Barnett Method of applying a nanocrystalline coating to a gas turbine engine component

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2012013017A (ja) * 2010-07-01 2012-01-19 Ihi Corp ファン動翼及びファン

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2016039068A1 (ja) * 2014-09-10 2016-03-17 株式会社Ihi 低バイパス比ターボファンエンジンのためのバイパスダクトフェアリングおよびそれを備えたターボファンエンジン
US10655630B2 (en) 2014-09-10 2020-05-19 Ihi Corporation Bypass duct fairing for low bypass ratio turbofan engine and turbofan engine therewith

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