JP5573951B2 - ファン動翼、及び、ファン - Google Patents

Description

本発明は、航空機エンジンのエンジンケース内に形成されたエンジン流路に空気を取り入れるファンと、そのファン動翼[fan rotor blade]に関する。

近年、航空機エンジンの分野において、樹脂と強化繊維との複合材料（ＦＲＰ）が軽量で高強度な素材として注目されており、このような複合材料を用いた種々のファン動翼が開発されている（下記特許文献１〜４参照）。

上述した複合材料を用いたファン動翼は、翼体[blade body]が複合材料で構成されている。例えば、翼体は、エポキシ樹脂等の熱硬化性樹脂又はポリエーテルエーテルケトン[polyetheretherketone]（ＰＥＥＫ）等の熱可塑性樹脂と炭素繊維等の強化繊維との複合材料により構成される。また、翼体は、負圧面[suction-side surface]（背面[convex surface]）及び正圧面[pressure-side surface]（腹面[concave surface]）を有している。

翼体の基端には、翼根[blade root]が一体形成されている。翼根も、エポキシ樹脂等の熱硬化性樹脂又はポリエーテルエーテルケトン等の熱可塑性樹脂と炭素繊維等の強化繊維との複合材料により構成される。また、翼根は、ファンディスク外周に形成された嵌合溝[joint slot]に嵌合される。

翼体の前縁[leading edge]には、前縁を保護するシース[sheath]が設けられている。シースは、スパン方向に延在し、金属で構成される。さらに、翼体の後縁[trailing edge]には（又は、先端縁及び後縁に）、翼体を補強するガードが設けられる場合もある。ガードは、シースと同様に、金属により構成される。

日本国特開２００９−６８４９３号 日本国特開２００８−３２０００号 日本国特開平９−２１７６０２号 米国特許第５３７５９７８号

エンジンケース内に吸い込まれた鳥やアイススラブ[ice slab]等の異物[obstacle]に対するファン動翼の耐衝撃性を十分に確保するには、一般には、翼体の前縁にシースを設けるだけでなく、上述したように後縁にもガードを設けたり、翼体を厚くすることが必要である。しかし、翼体の後縁にガードを設けた場合、ファン動翼の構成要素[components]が増え、構成が複雑になったり、軽量化が阻害される。また、翼体を厚くした場合、空力性能が低下したり、軽量化が阻害される。

本発明の目的は、複合材料を用いた、十分な耐衝撃性を有するファン動翼と、このファン動翼を用いたファンとを提供することにある。

本発明の第１の特徴は、航空機エンジンのエンジンケース内に形成されたエンジン流路に空気を取り入れるファンに用いられる、熱硬化性又は熱可塑性樹脂と強化繊維との複合材料によって構成されたファン動翼であって、前記複合材料によって構成された、一方の側に負圧面を有すると共に他方の側に正圧面を有する翼体と、前記複合材料によって前記翼体の基端に一体的に形成された、前記ファンのファンディスクの外周に形成された嵌合溝に嵌合可能な翼根と、前記翼体の前縁にスパン方向に延在して取り付けられ、前記前縁を保護する金属製のシースと、を備え、前記シースが、前方に向けて徐々に薄くなるシース本体と前記シース本体の後端両側から一体的に延出された一対の接合片とを備えると共に、前記翼体の基端から５０〜８０％スパンに境界点が設定されて前記境界点から前記基端側のシース基端側部分と前記境界点から先端側のシース先端側部分とに区画されており、前記シース先端側部分は、前記シース基端側部分と滑らかに連続し、かつ、前記スパン方向において前記シース基端側部分の長さ以下の長さを有しており、前記翼体の前記基端から８０％スパンにおける前記シース先端側部分上の位置を前記エンジンケース内に吸い込まれた異物との想定衝突位置とし、前記想定衝突位置における前記シース本体のシース長さが１０％コード以上６０％コード以下であり、前記ファン動翼の先端縁の前記シースのシース長さが４０％コード以上である、ことを特徴とするファン動翼を提供する。

なお、「ファン動翼」とは、狭義のファン動翼だけでなく、エンジンケース内に空気を取り入れる最も上流側の圧縮機動翼を含む。また、「シース長さ」とは、ファン動翼の前縁と後縁上の同一スパン位置を結ぶ方向の長さをいう。

上記第１の特徴によれば、想定衝突位置におけるシース本体のシース長さが１０％コード以上６０％コード以下であるので、異物の衝突エネルギーを十分に低減することができる。また、ファン動翼の先端縁のシースのシース長さが４０％コード以上であるので、異物のファン動翼への衝突によってファン動翼の先端縁に生じる応力波による最大歪を基準許容最大歪以下にすることができる。これにより、翼体の後縁等に翼体を補強するガードを設けたり、翼体を厚くしたりすることなく、ファン動翼の耐衝撃性を十分に確保できる。また、ファン動翼の空力性能の低下を招くことなく、ファン動翼の構成要素を減らして、ファン動翼の構成を簡略化でき、かつ、ファン動翼を軽量化できる。

本発明の第２の特徴は、航空機エンジンのエンジンケース内に形成されたエンジン流路に空気を取り入れるファンであって、軸心周りに回転可能に前記エンジンケース内に設けられた、外周に複数の嵌合溝が形成されたファンディスクと、複数の前記嵌合溝にそれぞれ嵌合された、複数の前記第１の特徴のファン動翼と、を備えたファンを提供する。

上記第２の特徴によれば、前記第１の特徴による効果を得ることができることに加えて、航空機エンジンの稼動によってファンディスクが回転されると、複数のファン動翼をファンディスクと一体的に回転され、エンジンケース内のエンジン流路に空気を取り入れることができる。

図１は、ファン動翼の一実施形態の側面図である。 図２は、図１におけるII-II線拡大断面図である。 図３は、前記ファン動翼を有する航空機エンジンの前方部分の側断面図である。 図４は、想定衝突位置におけるシース本体のシース長さｋと、ファン動翼の先端縁に沿うシースのシース長さｍを示す側面図である。 図５は、前記シース長さｋと異物の衝突エネルギーとの関係を示すグラフである。 図６は、ファン動翼の先端縁上の前縁からの位置と当該位置における先端縁の最大歪との関係を示す図である。

まず、十分な耐衝撃性を有するファン動翼を実現するにあたって得られた、２つの新規な知見について説明する。

第１の新規な知見について、図４及び図５を参照しつつ説明する。図４に示されるように、シース先端部分[sheath top segment]５１Ｔにおける異物（エンジンケース内に吸い込まれた鳥やアイススラブ等）との想定衝突位置Ｐ（最も径外側位置）でのシース本体[sheath main body]（図２に示されるシース５１全体から接合片５５，５７を除いたシース本体５３を参照）のコード方向の長さをシース長さｋとする。ここで、図５のグラフに示されるように、シース長さｋを１０％コード（＝ファン動翼のコード方向全長に対して１０％の長さ）以上にすると異物の衝突エネルギーを低減でき、かつ、６０％コードよりも長くしても衝突エネルギーの低減効果は向上しない。なお、想定衝突位置Ｐは、想定される異物の大きさやファン動翼２３の大きさ等に基づいて具体的に決定される。

第２の新規な知見について、図４及び図６を参照して説明する。図４に示されるように、ファン動翼２３の先端縁に沿うシース５１（図２に示されるシース５１全体を参照）の長さをシース長さｍとする。ここで、図６に示されるように、シース長さｍを４０％コード以上とすると、異物の衝撃によってファン動翼２３の先端縁に生じる応力波による最大歪を基準許容最大歪[maximum allowable strain criterion]以下にすることができる。なお、「基準許容最大歪」とは、経験的又は試験的に許容できると認められるファン動翼の先端縁の最大歪である。

なお、図６に示される、シース長さｍ毎の前縁からの位置と先端縁の最大歪との関係は、離陸時にエンジンケース３内に吸い込まれた２．５３ポンド（約１．１５キログラム）の異物が想定衝突位置に衝突した条件に基づいて、衝撃応答解析によって求められたものである。

ファン動翼２３（及び、それを用いたファン１）の一実施形態を図１〜図３を参照しつつ説明する。なお、図中「ＦＦ」は前方を、「ＦＲ」は後方をそれぞれ示している。

図３に示されるように、ファン１は、航空機エンジンのエンジンケース３内に形成されたエンジン流路５に空気を取り入れる。エンジンケース３は、筒状のコアカウル[core cowl]７と、コアカウル７の外側に複数のストラット９（１つのみ図示）を介して設けられたナセル[nacelle]１１とからなる。エンジン流路５は、途中から、コアカウル７の内側に形成された環状（筒状）のコア流路（主流路）１３と、ナセル１１の内側でコアカウル７の外側に形成されたバイパス流路１５とに分岐される。

コアカウル７の前部には、ファンディスク１７がベアリング１９を介して回転可能に設けられている。ファンディスク１７は、ファン１の後方に配設された複数の低圧タービンロータ（図示省略）に同軸状に一体的に連結されている。また、ファンディスク１７の外周には、複数の嵌合溝２１が等間隔に形成されている。

ファンディスク１７の各嵌合溝２１には、ファン動翼２３が嵌合されている。ファン動翼２３は、熱硬化性樹脂と強化繊維との複合材料（ＦＲＰ）によって構成されている。ファンディスク１７の各嵌合溝２１の底面とファン動翼２３の間にはスペーサ２５が設けられている。ファンディスク１７の前方には、ファン動翼２３を前方から保持する環状のフロントリテーナ２７が設けられていると共に、ファンディスク１７の後方には、ファン動翼２３を後方から保持する環状のリアリテーナ２９が設けられている。なお、フロントリテーナ２７は、空気を案内するノーズコーン３１に一体的に連結されており、リアリテーナ２９は、ファン１の後方に配設された低圧圧縮機３３の低圧圧縮機ロータ３５に同軸状に一体的に連結されている。

従って、航空機エンジンの稼働によってファンディスク１７が回転されると、ファン動翼２３は、ファンディスク１７と一体的に回転され、エンジン流路５（コア流路１３及びバイパス流路１５）に空気を取り入れる。

ファン動翼２３の構成について図１及び図２参照しつつ説明する。ファン動翼２３は、上述したように、ファン１に用いられ、翼体３７を具備している。翼体３７は、熱硬化性樹脂（エポキシ樹脂、フェノール樹脂、又は、ポリイミド樹脂等）と強化繊維（炭素繊維、アラミド繊維、又は、ガラス繊維等）との複合材料により構成されている。図１に示されるように、翼体３７は、一方の側に負圧面（背面）３９を有し、他方の側に正圧面（腹面）４１を有している。図２に示されるように、翼体３７本体の負圧面３９の前方縁[front edge]には、スパン方向に延びる第１段差部[first stepped portion]４３が形成されており、翼体３７本体の正圧面４１の前方縁には、スパン方向に延びる第２段差部[second stepped portion]４５が形成されている。

なお、翼体３７は、熱硬化性樹脂と強化繊維との複合材料によって構成される代わりに、熱可塑性樹脂（ポリエーテルエーテルケトン、又は、ポリフェニレンスルファイド等）と強化繊維との複合材料によって構成されてもよい。

翼体３７の基端には、翼根４７が一体形成されている。翼根４７も、熱硬化性樹脂（エポキシ樹脂、フェノール樹脂、又は、ポリイミド樹脂等）と強化繊維（炭素繊維、アラミド繊維、又は、ガラス繊維等）との複合材料とによって構成されている。また、翼根４７は、ファンディスク１７の外周に形成された嵌合溝２１に嵌合されるダブテール[dovetail]４９を有している。

なお、翼根４７も、熱硬化性樹脂と強化繊維との複合材料によって構成される代わりに、熱可塑性樹脂（ポリエーテルエーテルケトン、又は、ポリフェニレンスルファイド等）と強化繊維との複合材料とによって構成されてもよい。

ここで、翼体３７と翼根４７の境界部は、エンジン流路５の流路面５ｆに一致する。

翼体３７の前縁には、シース５１が取り付けられている。シース５１は、スパン方向に延在された金属（チタン合金等）によって構成されている。シース５１は、前方に位置するシース本体５３と、シース本体５３の後端両側から一体的に延出された一対の第１接合片５５及び第２接合片５７とを備えている。第１接合片５５及び第２接合片５７は、シース本体５３と共に、翼体３７本体（翼体３７からシース５１を除いた部分）の前方縁[front edge]を覆う。シース本体５３は、前方に向けて徐々に薄くなり、その前方縁[front edge]が翼体３７の前縁[leading edge]となる。シース本体５３の負圧面３９側の後方縁からは、第１接合片５５が一体的に延出されている。第１接合片５５は、シート状の接着剤によって上述した第１段差部４３に接合されている。さらに、シース本体５３の正圧面４１側の後方縁からは、第２接合片５７が一体的に延出されている。第２接合片５７は、シート状の接着剤によって上述した第２段差部４５に接合されている。

ファン動翼２３の要部（特徴部分）について説明する。シース５１は、そのファン動翼２３の延在方向（スパン方向）に沿って、翼体３７の基端側（ハブ側）のシース基端部分[sheath base segment]５１Ｈと、翼体３７の先端側のシース先端側部分[sheath top segment]５１Ｔとに区画されている[segmented]。また、シース先端側部分５１Ｔとシース基端側部分５１Ｈとは滑らかに連続しており、それらの境界点Ｉは、シース５１の基端（ハブ端）から５０〜８０％スパン（＝ファン動翼のスパン方向全長に対して５０〜８０％の長さ）の位置にある。

シース５１（シース先端側部分５１Ｔ）の上述した想定衝突位置Ｐ（本実施形態ではシース５１の基端から８０％スパン）でのシース本体５３のシース長さｋは、１０％コード以上６０％コード以下、好ましくは、１０％コード以上３０％コード以下である。ここで、シース長さｋが１０％コード以上とされるのは、上述した第１の新規な知見に基づいている。また、シース長さｋが６０％コードを超えると、シース５１の重量が増大し過ぎてしまう。

シース５１（シース先端側部分５１Ｔ）の上述したシース長さｍは、４０％コード以上、好ましくは、４０％コード以上６０％コード以下である。ここで、シース長さｍが４０％コード以上とされるのは、上述の第２の新規な知見に基づいている。

本実施形態によれば、上述したシース長さｋが１０％コード以上６０％コード以下とされるので、鳥やアイススラブ等の異物の衝突エネルギーを十分に低減することができる。また、上述したシース長さｍが４０％コード以上とされるので、異物のファン動翼２３への衝突によってファン動翼２３の先端縁に生じる応力波による最大歪を基準許容最大歪以下にすることができる。これにより、翼体３７の後縁等に翼体３７を補強するガードを設けたり、翼体３７を厚くしたりすることなく、かつ、シース５１の重量増大を抑えつつ、ファン動翼２３の耐衝撃性を十分に確保できる。

従って、ファン動翼２３の空力性能を低下させることなく、ファン動翼２３の構成要素を減らして、ファン動翼２３の構成を簡略化でき、かつ、ファン動翼２３を軽量化できる。

また、シース５１のコード方向の長さは、シース基端側部分５１Ｈからシース先端側部分５１Ｔに向けて（図１中の下から上へと）、徐々に長くされている。シース基端側部分５１Ｈは、回転半径が小さいのでシース先端側部分５１Ｔよりも回転速度が遅い。このため、シース基端側部分５１Ｈの異物に対する衝突速度は、シース先端側部分５１Ｔよりも遅くなるので、必要なシースのコード方向の長さは短くてよく、短くすることで軽量化に寄与する。そこで、上述したように、シース５１のコード方向の長さを、シース基端側部分５１Ｈからシース先端側部分５１Ｔに向けて徐々に長くして、ファン動翼２３の耐衝撃性をと軽量化をバランスよく実現できる。

なお、本発明は、上記実施形態に限定されず、種々の態様で実施可能である。また、本発明に包含される権利範囲も、上記実施形態に限定されない。

Claims (6)

1. 航空機エンジンのエンジンケース内に形成されたエンジン流路に空気を取り入れるファンに用いられる、熱硬化性又は熱可塑性樹脂と強化繊維との複合材料によって構成されたファン動翼であって、
   前記複合材料によって構成された、一方の側に負圧面を有すると共に他方の側に正圧面を有する翼体と、
   前記複合材料によって前記翼体の基端に一体的に形成された、前記ファンのファンディスクの外周に形成された嵌合溝に嵌合可能な翼根と、
   前記翼体の前縁にスパン方向に延在して取り付けられ、前記前縁を保護する金属製のシースと、を備え、
   前記シースは、前方に向けて徐々に薄くなるシース本体と前記シース本体の後端両側から一体的に延出された一対の接合片とを備えると共に、前記翼体の基端から５０〜８０％スパンに境界点が設定されて前記境界点から前記基端側のシース基端側部分と前記境界点から先端側のシース先端側部分とに区画されており、
   前記シース先端側部分は、前記シース基端側部分と滑らかに連続し、かつ、前記スパン方向において前記シース基端側部分の長さ以下の長さを有しており、
   前記翼体の前記基端から８０％スパンにおける前記シース先端側部分上の位置を前記エンジンケース内に吸い込まれた異物との想定衝突位置とし、前記想定衝突位置における前記シース本体のシース長さが１０％コード以上６０％コード以下であり、
   前記ファン動翼の先端縁の前記シースのシース長さが４０％コード以上である、ことを特徴とするファン動翼。
2. 前記想定衝突位置における前記シース本体の前記シース長さが、１０％コード以上３０％コード以下である、請求項１に記載のファン動翼。
3. 前記先端縁の前記シースの前記シース長さが、４０％コード以上６０％コード以下である、請求項１又は２に記載のファン動翼。
4. 前記シースのコード方向の長さが、前記シース基端側部分から前記シース先端側部分に向けて、徐々に長くされている、請求項１〜３のいずれかに記載のファン動翼。
5. 前記シース以外の全ての部分が、前記複合材料によって構成されている、請求項１〜４のいずれかに記載のファン動翼。
6. 航空機エンジンのエンジンケース内に形成されたエンジン流路に空気を取り入れるファンであって、
   軸心周りに回転可能に前記エンジンケース内に設けられた、外周に複数の嵌合溝が形成されたファンディスクと、
   複数の前記嵌合溝にそれぞれ嵌合された、複数の請求項１〜５のいずれかに記載されたファン動翼と、を備えたファン。

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