JP5703750B2

JP5703750B2 - ファン動翼及びファン

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Publication number: JP5703750B2
Application number: JP2010292658A
Authority: JP
Inventors: 室岡　武; 武室岡
Original assignee: IHI Corp
Current assignee: IHI Corp
Priority date: 2010-12-28
Filing date: 2010-12-28
Publication date: 2015-04-22
Anticipated expiration: 2030-12-28
Also published as: CN103270313A; RU2013134982A; WO2012090736A1; CA2822786C; CA2822786A1; RU2541479C1; US20130323065A1; EP2660475B1; EP2660475A4; JP2012140874A; US9359064B2; EP2660475A1; CN103270313B

Description

本発明は、航空機エンジンのエンジンケース内におけるコア流路及びバイパス流路に空気を取入れるファンに用いられるファン動翼等に関する。

従来からファン動翼の形状に関して種々の開発がなされており、本願の発明者も、構造強度を十分に確保しつつ、空力性能を向上させたファン動翼について既に開発して出願している（特許文献１参照）。そして、その先行技術に係るファン動翼の具体的な構成等は、次のようになる。

動翼前縁のハブ側には、ファンの軸心（航空機エンジンの軸心）に対して垂直な垂直ハブ部が形成されており、この垂直ハブ部の基端（径方向内端）は、動翼前縁のハブ端に位置している。また、垂直ハブ部の先端（径方向外端）から径方向外側に向かって、後傾ミッドスパン部が形成されており、この後傾ミッドスパン部は、先端が基端よりも後側（下流側）に位置するように後傾している。更に、後傾ミッドスパン部の先端から動翼前縁のチップ端にかけて、前傾チップ部が形成されており、この前傾チップ部は、先端が基端よりも前側に位置するように前傾している。

従って、垂直ハブ部がファンの軸心に対して垂直になっているため、動翼前縁のハブ側に垂直ハブ部を形成することなく、動翼前縁のハブ側（ハブ側部分）を後傾させた場合に比べて、ファン動翼のハブ側のコード長を十分に確保することができる。また、前傾チップ部が前傾しているため、動翼前縁のチップ側（チップ側部分）を後傾させた場合に比べて、チップ側の空気の流入速度が遅くなって、ファン動翼のチップ側の衝撃波損失を低減することができる。更に、後傾ミッドスパン部が後傾しているため、ファン動翼の重心が前傾チップ部の形成に伴って前方向の偏ることを抑えて、動翼前縁のハブ端付近の応力を低減できる。これにより、ファン動翼の構造強度を十分に確保して、ハブ側の圧力比及びチップ側のファン効率等、ファン動翼の空力性能を向上させることができる。

特開２００７−３１５３０３号公報

ところで、近年、航空機エンジンの高効率化の要請が強まってきており、それに伴い、ファン動翼の構造強度を十分に確保した上で、ファン動翼の空力性能、特に、ファン効率の更なる向上が望まれている。

そこで、本発明は、前述の要請に応えることができる、新規なファン動翼等を提供することを目的とする。

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環状のコア流路、及び前記エンジンケース内における前記コア流路の外側に同心上に形成された環状のバイパス流路に空気を取入れるファンに用いられるファン動翼において、動翼前縁（リーディングエッジ）は、ハブ側に形成され、前記ファンの軸心（前記航空機エンジンの軸心）に対して垂直な垂直ハブ部と、前記垂直ハブ部の径方向外端から径方向外側に向かって形成され、径方向外端が径方向内端よりも後側（下流側）に位置するように後傾（後側にスイープ）した後傾ミッドスパン部と、前記後傾ミッドスパン部の径方向外端からチップ側にかけて形成され、径方向外端が径方向内端よりも前側（上流側）に位置するように前傾した前傾チップ部と、ハブ端から前記垂直ハブ部の径方向内端にかけて形成され、径方向外端が径方向内端よりも後側に位置するように後傾（前側にスイープ）した後傾ハブ部と、からなり、前記動翼前縁のハブ端から前記垂直ハブ部の径方向外端までのスパン長は、前記動翼前縁の全スパン長の２０〜５０％に設定し、前記動翼前縁のハブ端から前記後傾ハブ部の径方向外端までのスパン長は、前記動翼前縁の全スパン長の５〜２５％に設定し、前記後傾ハブ部の後傾角の最大値は、５〜４５度に設定してあることを要旨とする。

なお、本願の明細書及び特許請求の範囲の記載において、「ファン動翼」とは、狭義のファン動翼にだけでなく、圧縮機動翼を含む意である。また、「ファンの軸心に対して垂直」とは、前記ファンの軸心に対して垂直な面に対して±５度の範囲内にあることの意である。更に、「上流側」とは、主流の流れ方向から見て上流側のことをいい、「下流側」とは、主流の流れ方向から見て下流側のことをいう。

第１の特徴によると、前記垂直ハブ部が前記ファンの軸心に対して垂直になってあって、前記前傾チップ部が前傾しかつ前記後傾ミッドスパン部が後傾しているため、本願の発明者が先に出願した前述の先行技術に係るタービン動翼と同様に、前記動翼前縁のハブ端付近の応力を低減しつつ、前記ファン動翼のハブ側のコード長を十分に確保する共に、前記ファン動翼のチップ側の衝撃波損失を低減することができる。加えて、前記後傾ハブ部が後傾しているため、空気流をハブ側へ押付けるような静圧分布を前記ファン動翼の背面に発生させ、ハブ側の剥離（空気流の剥離）を低減することができる。

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環状のコア流路、及び前記エンジンケース内における前記コア流路の外側に同心上に形成されたバイパス流路に空気を取入れるファンにおいて、前記エンジンケース内に軸心周りに回転可能に設けられ、外周面に複数の嵌合溝が周方向に沿って等間隔に形成されたファンディスクと、前記ファンディスクの各嵌合溝に嵌合して設けられ、第１の特徴からなるファン動翼と、を具備したことを要旨とする。

第２の特徴によると、第１の特徴による作用を奏する他に、前記航空機エンジンの稼働によって前記ファンディスクを回転させることにより、複数の前記ファン動翼を前記ファンディスクと一体的に回転させて、前記コア流路及び前記バイパス流路に空気を取入れることができる。

本発明によれば、前記動翼前縁のハブ端付近の応力を低減しつつ、前記ファン動翼のハブ側のコード長を十分に確保する共に、前記ファン動翼のチップ側の衝撃波損失を低減でき、加えて、ハブ側の剥離を低減できるため、前記ファン動翼の構造強度を十分に確保した上で、前記ファン動翼の空力性能、特に、ハブ側のファン効率を向上させて、前記航空機エンジンの高効率化を図ることができる。

図１は、本発明の第１実施形態に係るファン動翼の側面図である。図２は、本発明の第１実施形態に係る航空機エンジンの前側部分の半側断面図である。図３（ａ）は、所定位置からファン動翼の動翼前縁の軸方向長さとファン動翼の前縁のスパン比との関係を示す図、図３（ｂ）は、ファン動翼の前縁のスイープ角とファン動翼の前縁のスパン比との関係を示す図である。図４は、本発明の第２実施形態に係るファン動翼の側面図である。図５（ａ）は、図６におけるV-V線に沿った図、図５（ｂ）は、図５（ａ）に相当する図であって、後傾ハブ部を有しない場合の状態を示している。図６は、ファン動翼のファン効率とファン動翼の動翼前縁のスパン比との関係を示す図である。図７（ａ）は、ファンの稼働中における実施例に係るファン動翼の背面の応力布状態を示す図、図７（ｂ）は、ファンの稼働中における比較例に係るファン動翼の背面の応力分布状態を示す図である。

（第１実施形態）
本発明の第１実施形態について図１から図３（ａ）（ｂ）を参照して説明する。なお、図面中、「ＦＦ」は、前方向、「ＦＲ」は、後方向をそれぞれ指している。

図２に示すように、本発明の第１実施形態に係るファン１は、航空機エンジンのエンジンケース３内に形成された環状のコア流路（主流路）５、及びエンジンケース３内におけるコア流路５の外側に同心上に形成されたバイパス流路７に空気を取入れるものである。ここで、エンジンケース３は、筒状のコアカウル９と、筒状のコアカウル９の外側に複数（１つのみ図示）のストラット１１を介して囲むように設けられた筒状のファンケース１３等とからなっている。また、コア流路５は、コアカウル９の内側に区画されてあって、バイパス流路７は、コアカウル９の外壁とファンケース１３の内壁とによって区画されている。そして、本発明の第１実施形態に係るファン１の構成等について簡単に説明すると、次のようになる。

コアカウル９の前部には、ファンディスク１５がベアリング１７を介して回転可能に設けられており、このファンディスク１５は、ファン１の後方に配設された低圧タービン（図示省略）の複数段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している。また、ファンディスク１５の外周面には、複数の嵌合溝（嵌合切欠）１９が周方向に沿って等間隔に形成されている。

ファンディスク１５の各嵌合溝１９には、ファン動翼２１が嵌合して設けられており、ファンディスク１５の各嵌合溝１９の底面（奥面）と各ファン動翼２１の間には、複数のスペーサ２３が前後に設けられている。また、ファンディスク１５の前側には、複数のファン動翼２１を前方から保持する環状のフロントリテーナ２５が一体的に設けられており、ファンディスク１５の後側には、複数のファン動翼２１を後方から保持する環状のリアリテーナ２７が一体的に設けられている。なお、フロントリテーナ２５は、空気を案内するノーズコーン２９に一体的に連結されており、リアリテーナ２７は、ファン１の後側に配設された低圧圧縮機３１における低圧圧縮機ロータ３３に同軸状に一体的に連結している。

従って、航空機エンジンの稼働によりファンディスク１５を回転させることにより、複数のファン動翼２１をファンディスク１５と一体的に回転させて、コア流路５及びバイパス流路７に空気を取入れることができる。

続いて、本発明の第１実施形態に係るファン動翼２１の構成等について説明する。

図１及び図２に示すように、ファン動翼２１は、前述のように、ファン１に用いられるものであって、チタン合金等の金属により構成されている。また、ファン動翼２１は、翼体３５を備えており、翼体３５は、一側に、背面（負圧面）３７を有してあって、他側に、腹面（正圧面）３９を有している。そして、翼体３５の前縁がファン動翼２１の動翼前縁４１になっており、翼体３５の後縁がファン動翼２１の動翼後縁４３になっている。また、翼体３５の基端側には、翼根４５が一体形成されており、この翼根４５は、ファンディスク１５の嵌合溝１９に嵌合可能なダブテール４７を有している。なお、翼体３５と翼根４５の境界部（プラットホーム部）は、コア流路５の内壁面の延長上に位置している。

図１及び図３（ａ）（ｂ）に示すように、動翼前縁４１のハブ側には、垂直ハブ部４９が形成されており、この垂直ハブ部４９は、ファン１の軸心（航空機エンジンの軸心）Ｓに対して垂直になっており、換言すれば、ファン１の軸心に対して垂直な面に対して±５度の範囲内になるように規定されている。

垂直ハブ部４９の先端（径方向外端）から径方向外側に向かって、後傾ミッドスパン部５１が形成されており、この後傾ミッドスパン部５１は、垂直ハブ部４９に滑らかに接続してあって、先端が基端（径方向内端）よりも後側（下流側）に位置するように後傾（換言すれば、後側にスイープ）している。また、後傾ミッドスパン部５１の後傾角（負のスイープ角）θｍは、基端側から徐々に大きくなって最大値に達し、それから先端側にかけて徐々に小さくなっている。

後傾ミッドスパン部５１の先端から動翼前縁４１のチップ端（チップ側）にかけて、前傾チップ部５３が形成されており、この前傾チップ部５３は、後傾ミッドスパン部５１に滑らかに接続してあって、先端が基端よりも前側（上流側）に位置するように前傾（換言すれば、前側にスイープ）している。また、前傾チップ部５３の前傾角（正のスイープ角）は、基端側から先端側にかけて徐々に大きく）なっている。

動翼前縁４１のハブ端から垂直ハブ部４９の基端にかけて、後傾ハブ部５５が形成されており、この後傾ハブ部５５は、垂直ハブ部４９に滑らかに接続してあって、先端が基端よりも後側に位置するように後傾（換言すれば、後側にスイープ）している。また、後傾ハブ部５５の後傾角（負のスイープ角）θｈは、基端側から徐々に小さくなっている。これにより、空気流をハブ側へ押付けるような静圧分布をファン動翼２１の背面に発生させ、ハブ側の剥離（空気流の剥離）を低減することができる。

垂直ハブ部４９、後傾ミッドスパン部５１等は動翼前縁４１の全スパン長ＬＡ等に関連して、次のように規定されている。

垂直ハブ部４９において、動翼前縁４１のハブ端から垂直ハブ部４９の先端までのスパン長Ｌ１は、動翼前縁４１の全スパン長ＬＡの２０〜５０％、好ましくは、３０〜４０％に設定してある。スパン長Ｌ１を全スパン長ＬＡの２０％以上に設定したのは、全スパン長ＬＡの２０％未満に設定すると、ハブ側の圧力比を十分に向上させることが困難になるからである。スパン長Ｌ１を全スパン長ＬＡの５０％以下に設定したのは、全スパン長ＬＡの５０％を越えて設定すると、後傾ミッドスパン部５１のスパン長が短くなって、ファン動翼２１の重心が前方向に偏って、動翼前縁４１のハブ端付近に過大な応力が発生することが懸念されるからである。

後傾ミッドスパン部５１において、後傾ミッドスパン部５１の後傾角θｍの最大値は、５〜４５度、好ましくは、１０〜２０度に設定してある。後傾ミッドスパン部５１の後傾角θｍの最大値を５度以上に設定したのは、５度未満に設定すると、前傾チップ部５３の形成に伴ってファン動翼２１の重心が前方向に偏って、動翼前縁４１のハブ端付近に過大な応力が発生することが懸念されるからである。後傾ミッドスパン部５１の後傾角θｍの最大値を４５度以下に設定にしたのは、４５度を超えて設定すると、ファン動翼２１の重心が後方向に偏って、動翼後縁４３のハブ端付近に過大な応力が発生することが懸念されるからである。

前傾チップ部５３において、動翼前縁４１のハブ端から前傾チップ部５３の基端（径方向内端）までのスパン長Ｌ２は、動翼前縁４１の全スパン長ＬＡの６０〜９０％、好ましくは７５〜８５％に設定してある。スパン長Ｌ２を全スパン長ＬＡの６０％以上に設定したのは、全スパン長ＬＡの６０％未満に設定すると、前傾チップ部５３の形成に伴ってファン動翼２１の重心が前方向に偏って、動翼前縁４１のハブ端付近に過大な応力が発生することが懸念されるからである。スパン長Ｌ２を全スパン長ＬＡの９０％以下に設定したのは、全スパン長ＬＡの９０％を越えて設定すると、チップ側の空気の流入速度が速くなって、ファン動翼２１のチップ側の衝撃波損失を十分に低減することが困難になるからである。

また、前傾チップ部５３の前傾角（正のスイープ角）θｔの最大値は、５〜４５度、好ましくは、１０〜２０度に設定されている。前傾チップ部５３の前傾角θｔの最大値を５度以上に設定したのは、５度未満に設定すると、チップ側の空気の流入速度が速くなって、ファン動翼２１のチップ側の衝撃波損失を十分に低減することが困難になるからである。前傾チップ部の前傾角θｔの最大値を４５度以下に設定したのは、４５度を越えて設定すると、前傾チップ部５３の形成に伴ってファン動翼２１の重心が前方向に偏って、動翼前縁４１のハブ端付近に過大な応力が発生することが懸念されるからである。

後傾ハブ部５５において、動翼前縁４１のハブ端から後傾ハブ部５５の先端までのスパン長Ｌ３は、動翼前縁４１の全スパン長の５〜２５％、好ましくは、１０〜２０％に設定してある。スパン長Ｌ３を全スパン長の５％以上に設定したのは、全スパン長の５％未満に設定すると、空気流をハブ側へ押付けるような静圧分布をファン動翼２１の背面に発生させることが困難になるからである。スパン長Ｌ３を全スパン長の２５％以下に設定したのは、全スパン長の２５％越えて設定すると、垂直ハブ部４９のスパン長が短くなって、ハブ側の圧力比を十分に高めることが困難になるからである。

また、後傾ハブ部５５の後傾角θｈの最大値は、５〜４５度、好ましくは１５〜２５度に設定してある。後傾ハブ部５５の後傾角θｈの最大値を５〜４５度に設定したのは、５度未満又は４５度を越えて設定すると、空気流をハブ側へ押付けるような静圧分布をファン動翼２１の背面に発生させることが困難になるからである。

続いて、本発明の第１実施形態の作用及び効果について説明する。

垂直ハブ部４９がファン１の軸心Ｓに対して垂直になってあって、前傾チップ部５３が前傾しかつ後傾ミッドスパン部５１が後傾しているため、本願の発明者が先に出願した前述の先行技術に係るタービン動翼と同様に、動翼前縁４１のハブ端付近の応力を低減しつつ、ファン動翼２１のハブ側のコード長を十分に確保する共にファン動翼２１のチップ側の衝撃波損失を低減することができる。加えて、後傾ハブ部５５が後傾しているため、前述のように、空気流をハブ側へ押付けるような静圧分布をファン動翼２１の背面に発生させ、ハブ側の剥離を低減することができる。

従って、本発明の第１実施形態によれば、動翼前縁４１のハブ端付近の応力を低減しつつ、ファン動翼２１のハブ側のコード長を十分に確保する共にファン動翼２１のチップ側の衝撃波損失を低減でき、加えて、ハブ側の剥離を低減できるため、ファン動翼２１の構造強度を十分に確保した上で、ファン動翼２１の空力性能、特に、ハブ側のファン効率を向上させて、航空機エンジンの高効率化を図ることができる（後述の実施例参照）。

（第２実施形態）
本発明の第２実施形態について図４及び図５（ａ）（ｂ）を参照して説明する。

図４に示すように、本発明の第２実施形態に係るファン動翼５７は、本発明の第１実施形態に係るファン動翼２１と同様に、航空機エンジンのファン１に用いられるものであって、ファン動翼５７の具体的な構成は、次のようになる。

ファン動翼５７は、翼体５９を備えており、この翼体５９は、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又は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と炭素繊維，アラミド繊維，又はガラス繊維等の強化繊維との複合材料により構成されている。また、翼体５９は、厚み方向（翼体５９の厚み方向）に積層構造（多層構造）になっている。また、翼体５９は、一側に、背面（負圧面）６１を有してあって、他側に、腹面（正圧面）６３を有してあって、翼体５９の後縁がファン動翼５７の動翼後縁６５になっている。

翼体５９の基端側には、翼根６７が一体形成されており、この翼根６７は、翼体５９と同様に、熱硬化性樹脂又は熱可塑性樹脂と強化繊維との複合材料により構成されてあって、厚み方向（翼根６７の厚み方向）に積層構造になっている。また、翼根６７は、ファンディスク１５の嵌合溝１９に嵌合可能なダブテール６９を有している。なお、翼体５９と翼根６７の境界部は、コア流路５（図２参照）の内壁面の延長上に位置している。

翼体５９の前縁側には、翼体５９の前縁側を保護するシース７１がシート状の接着剤を介して設けられており、このシース７１は、チタン合金等の金属により構成されている。また、シース７１の内側は中空構造になってあるが、中実構造にしたり、シース７１の内側にクッション材（図示省略）が設けられるようにしたりしても構わない。

シース７１の前縁がファン動翼５７の動翼前縁７３になっており、動翼前縁７３（シース７１の前縁）のハブ側には、垂直ハブ部７５が形成されており、垂直ハブ部７５の先端（径方向外端）から径方向外側に向かって、後傾ミッドスパン部７７が形成されている。また、後傾ミッドスパン部７７の先端から動翼前縁７３のチップ端（チップ側）にかけて、前傾チップ部７９が形成されており、動翼前縁７３のハブ端から垂直ハブ部７５の基端にかけて、後傾ハブ部８１が形成されている。ここで、垂直ハブ部７５、後傾ミッドスパン部７７、前傾チップ部７９、及び後傾ハブ部８１は、それぞれ、本発明の第１実施形態に係るファン動翼２１の動翼前縁４１における垂直ハブ部４９、後傾ミッドスパン部５１、前傾チップ部５３、及び後傾ハブ部５５と同様の構成を有している。

そして、本発明の第２実施形態によれば、前述のように、垂直ハブ部７５等が本発明の第１実施形態に係るファン動翼２１の動翼前縁４１における垂直ハブ部４９等と同様の構成を有しているため、本発明の第１実施形態と同様の作用及び効果を奏する。

また、シース７１の前縁のハブ端から垂直ハブ部７５の基端にかけて後傾ハブ部８１が形成されているため、図５（ａ）（ｂ）に示すように、シース７１の前縁に後傾ハブ部８１を有しない場合に比べて、翼体５９の前縁のハブ端付近をシース７１の前縁から遠ざけることができる。これにより、翼体５９の前縁のハブ端付近の肉厚を厚くして、複合材料から構成される翼体５９の構造強度を十分に確保して、ファン動翼５７の耐久性を向上させることができる。

なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限られるものではなく、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は、これらの実施形態に限定されないものである。

本発明の実施例について図６及び図７（ａ）（ｂ）を参照して説明する。

スパン長Ｌ１を全スパン長ＬＡの３７％、後傾角θｍの最大値を１５度、スパン長Ｌ２を全スパン長ＬＡの８０％、前傾角θｔの最大値を１５度、スパン長Ｌ３を全スパン長の１５％、後傾角θｈの最大値を２３度に設定したファン動翼２１（実施例に係るファン動翼）、及び後傾ハブ部が省略されている点を除き実施例に係るファン動翼と同じ構成を有するファン動翼（比較例に係るファン動翼）を解析対象とする。そして、スパン比０．００（ハブ端）からスパン比０．１０におけるファン効率について３次元定常粘性ＣＦＤ（Computational Fluid Dynamics）解析を行い、その結果をまとめると、図６に示すようになる。即ち、実施例に係るファン動翼は、比較例に係るファン動翼に比べて、ハブ側のファン効率を向上させたことが確認された（図６において一点鎖線で囲んだ部分）。

また、実施例に係るファン動翼及び比較例に係るファン動翼について、ファン稼働中（航空機エンジンの稼働中）における背面の応力分布について構造解析を行い、その結果をまとめると、図７（ａ）（ｂ）に示すようになる。即ち、実施例に係るファン動翼も、比較例に係るファン動翼と同様に、動翼前縁に過大な応力が発生しないことが確認された。なお、図７（ａ）（ｂ）中に記載された０．２から１．０の数字は、応力の大きさの度合いを表すものである。

図示は省略するが、スパン長Ｌ１が全スパン長ＬＡの３０〜４０％、後傾角θｍの最大値が１０〜２０度、スパン長Ｌ２が全スパン長ＬＡの７５〜８５％、前傾角θｔの最大値が１０〜２０度、スパン長Ｌ３が全スパン長の１０〜２０％、後傾角θｈの最大値が１５〜２５度に設定されたファン動翼２１についても、同様の解析結果を得ることができた。

１ファン
Ｓファンの軸心
３エンジンケース
５コア流路
７バイパス流路
１５ファンディスク
１９嵌合溝
２１ファン動翼
３５翼体
４１動翼前縁
４３動翼後縁
４５翼根
４７ダブテール
４９垂直ハブ部
５１後傾ミッドスパン部
５３前傾チップ部
５５後傾ハブ部
Ｌ１動翼前縁のハブ端から垂直ハブ部の先端までのスパン長
Ｌ２動翼前縁のハブ端から前傾チップ部の基端までのスパン長
Ｌ３動翼前縁のハブ端から後傾ハブ部の先端までのスパン長
θｍ後傾ミッドスパン部の後傾角
θｔ前傾チップ部の前傾角
θｈ後傾ハブ部の後傾角
５７ファン動翼
５９翼体
６５動翼後縁
６７翼根
６９ダブテール
７１シース
７３動翼前縁
７５垂直ハブ部
７７後傾ミッドスパン部
７９前傾チップ部
８１後傾ハブ部

Claims

航空機エンジンのエンジンケース内に形成された環状のコア流路、及び前記エンジンケース内における前記コア流路の外側に同心上に形成された環状のバイパス流路に空気を取入れるファンに用いられるファン動翼において、
動翼前縁は、
ハブ側に形成され、前記ファンの軸心に対して垂直な垂直ハブ部と、
前記垂直ハブ部の径方向外端から径方向外側に向かって形成され、径方向外端が径方向内端よりも後側に位置するように後傾した後傾ミッドスパン部と、
前記後傾ミッドスパン部の径方向外端からチップ側にかけて形成され、径方向外端が径方向内端よりも前側に位置するように前傾した前傾チップ部と、
ハブ端から前記垂直ハブ部の径方向内端にかけて形成され、径方向外端が径方向内端よりも後側に位置するように後傾した後傾ハブ部と、からなり、
前記動翼前縁のハブ端から前記垂直ハブ部の径方向外端までのスパン長は、前記動翼前縁の全スパン長の２０〜５０％に設定し、
前記動翼前縁のハブ端から前記後傾ハブ部の径方向外端までのスパン長は、前記動翼前縁の全スパン長の５〜２５％に設定し、前記後傾ハブ部の後傾角の最大値は、５〜４５度に設定してあることを特徴とするファン動翼。
前記動翼前縁のハブ端から前記前傾チップ部の基端までのスパン長は、前記動翼前縁の全スパン長の６０〜９０％に設定し、
前記前傾チップ部の前傾角の最大値は、５〜４５度に設定してあることを特徴とする請求項１に記載のファン動翼。
熱硬化性樹脂又は熱可塑性樹脂と強化繊維との複合材料により構成された翼体と、
前記翼体の基端側に一体形成され、熱硬化性樹脂又は熱可塑性樹脂と強化繊維との複合材料により構成された翼根と、
前記翼体の前縁側に設けられ、金属により構成され、前記翼体の前縁側を保護するシースと、を備え、
前記シースの前縁が前記動翼前縁であることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載のファン動翼。
航空機エンジンのエンジンケース内に形成された環状のコア流路、及び前記エンジンケース内における前記コア流路の外側に同心上に形成されたバイパス流路に空気を取入れるファンにおいて、
前記エンジンケース内に軸心周りに回転可能に設けられ、外周面に複数の嵌合溝が周方向に沿って等間隔に形成されたファンディスクと、
前記ファンディスクの各嵌合溝に嵌合して設けられ、請求項１から請求項３のいずれか１項に記載のファン動翼と、を具備したことを特徴とするファン。