JP6167677B2 - ファンにおける翼及びファン - Google Patents

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Description

本発明は、航空機エンジンにおけるファンに用いられるファン出口案内翼等の翼等に関する。
近年、ファンの構成要素であるファン出口案内翼（ファン静翼）について種々の開発が行われており（特許文献１及び特許文献２等参照）、ファン出口案内翼の一般的な構成を説明すると、次のようになる。
ファン出口案内翼は、翼本体としての案内翼本体を備えており、この案内翼本体は、翼厚方向一方側に、腹面（正圧面）を有し、翼厚方向他方側に、背面（負圧面）を有している。また、案内翼本体の基端（径方向内端）には、プラットフォームが形成されており、このプラットフォームは、径方向外側に、空気の流路面を有している。そして、プラットフォームの流路面の反対面における上流端側（軸方向一方側の端側）には、航空機エンジンにおける筒状のファンフレームの一部に締結可能な第１フランジが形成されており、プラットフォームの流路面の反対面における下流端側（軸方向他方側の端側）には、ファンフレームの別の一部に締結可能な第２フランジが形成されている。更に、案内翼本体の先端（径方向外端）における前縁側（上流端側）には、航空機エンジンにおけるファンケースの一部に締結可能な第１接続片が形成されており、案内翼本体の先端における後縁側（下流端側）には、ファンケースの一部に締結可能な第２接続片が形成されている。
特開２０１１−１９６１７９号公報 特開２００８−８２３３７号公報
ところで、航空機エンジンの燃費向上を目的とした高バイパス比化の要請によって、ファンの直径が大きくなる傾向にあり、それに伴い、ファン出口案内翼の径方向の長さだけでなく、ファン出口案内翼の軸長（軸方向の長さ）が拡大することになる。そのため、プラットフォームの剛性が低くなって、一次振動モードにおけるプラットフォームの固有振動数が低下して、プラットフォームの振動強度を高いレベルで確保することが困難になる。一方、プラットフォームの流路面の反対面（径方向内側面）に、プラットフォームを補強するリブをプラットフォームの軸方向中心を経由してプラットフォームの上流端側から下流端側にかけて連続して形成することにより、プラットフォームの剛性を高めることも考えられるが、出口案内翼の重量が増大して、ファンの軽量化、換言すれば、航空機エンジンの軽量化が困難になる。
つまり、航空機エンジンの軽量化を促進しつつ、プラットフォームの振動強度を高いレベルまで確保することは困難であるという問題がある。
そこで、本発明は、前述の問題を解決することができる、新規な構成のファンにおける翼等を提供することを目的とする。
本発明の発明者は、前述の課題を解決するために、試行錯誤を繰り返して、図４（ａ）（ｂ）に示す比較例及び発明例に係るファン出口案内翼のプラットフォームについて固有値解析を行った結果、次のような新規な知見を得ることができ、本発明を完成するに至った。
即ち、プラットフォームの流路面の反対面にリブを備えたファン出口案内翼において、プラットフォームの軸方向中心Ｃに対して第１フランジと第２フランジとのフランジ間距離Ｌの８〜３０％だけ上流側及び下流側に離隔した所定のエリアを除いた部位にリブが形成された場合（発明例に係るファン出口案内翼の場合）には、プラットフォームの軸方向中心Ｃを経由してプラットフォームの上流端側から下流端側にかけてリブが連続して形成された場合（比較例に係るファン出口案内翼の場合）に比べて、一次振動モードにおけるプラットフォームの固有振動数が高くなる（具体的には、１．１７０倍になる）ことが判明した。ここで、プラットフォームの軸方向中心Ｃに対して前記フランジ間距離Ｌの８〜３０％だけ上流側及び下流側に離隔した所定のエリアは、図５（ａ）に示すプラットフォームを解析対象とし、航空機エンジンの運転中におけるプラットフォームの変位についての一次振動モード解析の結果に基づいて予め設定したエリアであって、航空機エンジンの運転中における最大変位の生じる位置から最大変位の９０〜５０％の変位が生じる位置までのエリアに相当するものである。また、図５（ｂ）は、航空機エンジンの運転中におけるプラットフォームの変位についての一次振動モード解析の結果を示しており、図５（ｂ）中の数値は、プラットフォームの最大変位量を１．０として、プラットフォームの変位量を無次元化したものであって、図示は省略するが、最大変位量の位置（変位量１．０の位置）は、０．９のエリア内に存在している。
なお、図４及び図５において、「ＦＦ」は、前方向（上流方向）、「ＦＲ」は、後方向（下流方向）、「ＡＤ」は、軸方向、「ＲＤ」は、径方向、「ＴＤ」は、翼厚方向をそれぞれ指している。また、航空機エンジンの運転とは、離陸してから着陸するまでの航空機エンジンの一連の動作のことをいう。
本発明の態様は、航空機エンジンにおけるファンに用いられる翼において、翼厚方向一方側に腹面（正圧面）を有し、翼厚方向他方側に背面（負圧面）を有した翼本体と、前記翼本体の基端（径方向内端）に形成され、径方向外側に空気の流路面を有したプラットフォームとを備え、前記翼本体の基端が前記プラットフォームの前記流路面における前記ファンの円周方向の一方側に位置し、前記プラットフォームの前記流路面の反対面（径方向内側面）における上流端側（軸方向一方側の端側）に第１フランジが形成され、前記プラットフォームの前記流路面の反対面における下流端側（軸方向他方側の端側）に第２フランジが形成され、前記プラットフォームの前記流路面の反対面における前記円周方向の他方側の部位にのみ、前記プラットフォームを補強する第１リブが形成され、前記第１リブが前記プラットフォームの軸方向中心に対して前記第１フランジと前記第２フランジとのフランジ間距離（前記第１フランジと前記第２フランジとの軸方向の間隔距離）の８〜３０％だけ上流側（軸方向一方側）に離隔した第１位置から前記プラットフォームの上流端（軸方向一方側の端）に向かって延びており、前記プラットフォームの前記流路面の反対面における前記円周方向の他方側の部位にのみ、前記プラットフォームを補強する第２リブが形成され、前記第２リブが前記プラットフォームの軸方向中心に対して前記フランジ間距離の８〜３０％だけ下流側（軸方向他方側）に離隔した第２位置から前記プラットフォームの下流端（軸方向他方側の端）に向かって延びていることである。
なお、本願の明細書及び特許請求の範囲において、「ファンにおける翼」とは、ファン出口案内翼、ファン動翼を含む意である。また、「軸方向」とは、翼をファンに用いた状態においてファンの軸方向になる方向のことをいい、「径方向」とは、翼をファンに用いた状態においてファンの径方向になる方向のことをいう。
本発明の第１の態様によると、前記プラットフォームの前記流路面の反対面における前記円周方向の他方側の部位であって、前記プラットフォームの軸方向中心に対して前記フランジ間距離の８〜３０％だけ上流側及び下流側に離隔した所定のエリア（前記第１位置と前記第２位置の間のエリア）を除く部位に、前記第１リブ及び前記第２リブが形成されることになる。そのため、前述の新規な知見を適用すると、前記プラットフォームの軸方向中心を経由して前記プラットフォームの上流端側から下流端側にかけてリブを連続して形成する場合よりも、一次振動モードにおける前記プラットフォームの固有振動数を十分に高めることができる。
本発明の第２の態様は、航空機エンジンにおける筒状のコアカウルの内側に形成された環状のコア流路、及び前記コアカウルの外側に配設した筒状のファンケースの内周面と前記コアカウルの外周面との間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、第１の態様からなるファンにおける翼を備えたことを要旨とする。
第２の態様によると、第１の態様による作用と同様の作用を奏する。
本発明によれば、前記プラットフォームの軸方向中心を経由して前記プラットフォームの上流端側から下流端側にかけて前記リブを連続して形成する場合よりも、一次振動モードにおける前記プラットフォームの固有振動数を十分に高めることができるため、前記ファンにおける翼の重量を減らして、前記ファンの軽量化、換言すれば、前記航空機エンジンの軽量化を促進しつつ、前記プラットフォームの振動強度を高いレベルまで確保することができる。
図１は、図３における矢視部Iの拡大図である。 図２は、プラットフォームの流路面の反対面側から見た本発明の実施形態に係るファン出口案内翼の部分斜視図である。 図３は、本発明の実施形態に係るファンを備えた航空機エンジンの前側部分の半側断面図である。 図４（ａ）は、比較例に係るファン出口案内翼のプラットフォームの流路面の反対面側を示す図、図４（ｂ）は、発明例に係るファン出口案内翼のプラットフォームの流路面の反対面側を示す図である。 図５（ａ）は、解析対象としてのプラットフォームの流路面側を示す図、図５（ｂ）は、航空機エンジンの運転中におけるプラットフォームの変位についての一次振動モード解析の結果を示す図である。
本発明の実施形態について図１から図３を参照して説明する。なお、図１から図３において、「ＦＦ」は、前方向（上流方向）、「ＦＲ」は、後方向（下流方向）、「ＡＤ」は、軸方向、「ＲＤ」は、径方向、「ＴＤ」は、翼厚方向をそれぞれ指している。
図３に示すように、本発明の実施形態に係るファン１は、航空機エンジンにおける筒状のコアカウル３の内側に形成された環状のコア流路５、及びコアカウル３の外側に配設した筒状のファンケース７の内周面とコアカウル３の外周面との間に形成されたバイパス流路９に空気を取入れるものである。そして、本発明の実施形態に係るファン１の一般的な構成等について説明すると、次のようになる。
コアカウル３の前部には、ファンディスク１１がベアリング１３等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１１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されている。また、ファンディスク１１の外周面には、複数の嵌合溝（嵌合切欠）１５が等間隔に形成されている。
ファンディスク１１の各嵌合溝１５には、ファン動翼１７が嵌合して設けられており、各ファン動翼１７は、翼本体としての動翼本体１９と、この動翼本体１９の基端（径方向内端）に形成されたプラットフォーム２１と、このプラットフォーム２１の径方向内側に形成されかつファンディスク１１の嵌合溝１５に嵌合可能なダブテール２３とを備えている。また、ファンディスク１１の各嵌合溝１５の底面と各ファン動翼１７のダブテール２３との間には、複数のスペーサ２５が設けられている。そして、ファンディスク１１の前側（上流側）には、複数のファン動翼１７を保持する環状のフロントリテーナ２７が一体的に設けられており、ファンディスク１１の後側（下流側）には、複数のファン動翼１７を保持する環状のリアリテーナ２９が一体的に設けられている。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の後側に配設された低圧圧縮機３３における低圧圧縮機ロータ３５に同軸状に一体的に連結されている。
コアカウル３とファンケース７との間におけるファン動翼１７の下流側には、空気の流れを整流する複数のファン出口案内翼３７が円周方向に等間隔に設けられている。そして、本発明の実施形態に係るファン出口案内翼３７の具体的な構成について説明すると、次のようになる。
図１及び図３に示すように、ファン出口案内翼３７は、翼本体としての案内翼本体３９を備えており、この案内翼本体３９は、翼厚方向一方側に、腹面（正圧面）３９ｖを有してあって、翼厚方向他方側に、背面（負圧面）３９ｂを有している。また、案内翼本体３９の基端（径方向内端）には、プラットフォーム４１が形成されており、このプラットフォーム４１は、径方向外側に空気の流路面４１ｆを有している。
プラットフォーム４１の流路面４１ｆの反対面４１ｄにおける上流端側（前端側）には、円弧状の第１フランジ４３が形成されており、この第１フランジ４３は、コアカウル３の一部である筒状のファンフレーム４５の外周面に形成した環状又は円弧状の第１相手フランジ４７にボルト４９とナット５１によって締結可能である。また、プラットフォーム４１の流路面４１ｆの反対面４１ｄにおける下流端側（後端側）には、円弧状の第２フランジ５３が形成されており、この第２フランジ５３は、ファンフレーム４５の外周面における第１相手フランジ４７の下流側に形成した環状又は円弧状の第２相手フランジ５５にボルト５７とナット５９によって締結可能である。
案内翼本体３９の先端（径方向外端）における前縁側（上流端側）には、第１接続片６１が形成されており、この第１接続片６１は、ファンケース７の拡径部７ｅにボルト６３とナット６５によって締結可能である。また、案内翼本体３９の先端における後縁側（下流端側）には、第２接続片６７が形成されており、この第２接続片６７は、ファンケース７の拡径部７ｅにボルト６９とナット７１によって締結可能である。
図１及び図２に示すように、プラットフォーム４１の流路面４１ｆの反対面（径方向内側面）４１ｄにおける腹面３９ｖ側（翼厚方向一方側）の部位には、プラットフォーム４１を補強する第１リブ７３が形成されている。そして、第１リブ７３は、プラットフォーム４１の軸方向中心Ｃに対して第１フランジ４３と第２フランジ５３とのフランジ間距離（第１フランジ４３と第２フランジ５３との軸方向の間隔距離）Ｌの８〜３０％だけ上流側（軸方向一方側）に離隔した第１位置Ｐ1から第１フランジ４３にかけて延びている。また、プラットフォーム４１の流路面４１ｆの反対面４１ｄにおける腹面３９ｖ側の部位には、プラットフォーム４１を補強する第２リブ７５が形成されている。そして、第２リブ７５は、プラットフォーム４１の軸方向中心Ｃに対してフランジ間距離Ｌの８〜３０％だけ下流側（軸方向他方側）に離隔した第２位置Ｐ２から第２フランジ５３にかけて延びている。
換言すれば、プラットフォーム４１の流路面４１ｆの反対面４１ｄにおける腹面３９ｖ側の部位であって、プラットフォーム４１の軸方向中心Ｃに対してフランジ間距離Ｌの８〜３０％だけ上流側及び下流側に離隔した所定のエリア（第１位置Ｐ1Ｐ1と第２位置Ｐ２の間のエリア）を除く部位に、第１リブ７３及び第２リブ７５が形成されている。ここで、所定のエリアは、航空機エンジンの運転中におけるプラットフォーム４１の変位についての一次振動モード解析の結果に基づいて予め設定したエリアであって、航空機エンジンの運転中における最大変位の生じる位置から最大変位の９０〜５０％の変位が生じる位置までのエリアに相当するものである。所定のエリアを除く部位に第１リブ７３及び第２リブ７５が形成されるようにしたのは、所定のエリアに第１リブ７３及び第２リブ７５が形成されると、一次振動モードにおけるプラットフォーム４１の固有振動数を十分に高めることができなくなるからである。
なお、本発明の実施形態にあっては、プラットフォーム４１の流路面４１ｆの反対面４１ｄにおける腹面３９ｖ側の部位に第１リブ７３及び第２リブ７５が形成されているが、プラットフォーム４１に対する案内翼本体３９の位置関係が変更されることによって、プラットフォーム４１の流路面４１ｆの反対面４１ｄにおける背面３９ｂ側（翼厚方向他方側）の部位に形成されることもある。また、第１リブ７３が第１位置Ｐ１から第１フランジ４３にかけて延びていなくても、第１位置Ｐ１からプラットフォーム４１の上流端に向かって延びていれば構わなく、同様に、第２リブ７５が第２位置Ｐ２から第２フランジ５３にかけて延びていなくても、第２位置Ｐ２からプラットフォーム４１の下流端に向かって延びていれば構わない。
続いて、本発明の実施形態の作用及び効果について説明する。
航空機エンジンの稼働によりファンディスク１１を回転させることにより、複数のファン動翼１７をファンディスク１１と一体的に回転させて、コア流路５及びバイパス流路９に空気を取入れることができる。そして、バイパス流路９の取入れた空気の流れは、複数のファン出口案内翼３７によって整流される（ファン１の通常の作用）。
ファン１の通常の作用の他に、ファン出口案内翼３７において、プラットフォーム４１の流路面４１ｆの反対面４１ｄにおける腹面３９ｖ側の部位であって、プラットフォーム４１の軸方向中心Ｃに対してフランジ間距離Ｌの８〜３０％だけ上流側及び下流側に離隔した所定のエリアを除く部位に、第１リブ７３及び第２リブ７５が形成されているため、前述の新規な知見を適用すると、プラットフォーム４１の軸方向中心Ｃを経由してプラットフォーム４１の上流端側から下流端側にかけてリブを連続して形成した場合（比較例に係るファン出口案内翼の場合（図４（ａ）参照））よりも、一次振動モードにおけるプラットフォーム４１の固有振動数を十分に高めることができる。
従って、本発明の実施形態によれば、ファン出口案内翼３７の重量を減らして、ファン１の軽量化、換言すれば、航空機エンジンの軽量化を促進しつつ、プラットフォーム４１の振動強度を高いレベルまで確保することができる。
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、例えば、ファン出口案内翼３７における第１リブ７３及び第２リブ７５の構成をファン動翼１７に適用する等、その他、適宜の変更を行うことにより、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。
１：ファン、３：コアカウル、５：コア流路、７：ファンケース、７ｅ：ファンケースの拡径部、９：バイパス流路、１１：ファンディスク、１５：嵌合溝、１７：ファン動翼、１９：動翼本体、２１：プラットフォーム、２３：ダブテール、３７：ファン出口案内翼、３９：案内翼本体、３９ｂ：案内翼本体の背面、３９ｖ：案内翼本体の腹面、４１：プラットフォーム、４１ｆ：プラットフォームの流路面、４１ｄ：プラットフォームの収路面の反対面、４３：第１フランジ、４５：ファンフレーム、４７：第１相手フランジ、５３：第２フランジ、５５：第２相手フランジ、６１：第１接続片、６７：第２接続片、７３：第１リブ、７５：第２リブ、Ｐ1：第１位置、Ｐ２：第２位置

Claims (4)

  1. 航空機エンジンにおけるファンに用いられる翼において、
    翼厚方向一方側に腹面を有し、翼厚方向他方側に背面を有した翼本体と、
    前記翼本体の基端に形成され、径方向外側に空気の流路面を有したプラットフォームとを備え、
    前記翼本体の基端が前記プラットフォームの前記流路面における前記ファンの円周方向の一方側に位置し、
    前記プラットフォームの前記流路面の反対面における上流端側に第１フランジが形成され、前記プラットフォームの前記流路面の反対面における下流端側に第２フランジが形成され、
    前記プラットフォームの前記流路面の反対面における前記円周方向の他方側の部位にのみ、前記プラットフォームを補強する第１リブが形成され、前記第１リブが前記プラットフォームの軸方向中心に対して前記第１フランジと前記第２フランジとのフランジ間距離の８〜３０％だけ上流側に離隔した第１位置から前記プラットフォームの上流端に向かって延びており、前記プラットフォームの前記流路面の反対面における前記円周方向の他方側の部位にのみ、前記プラットフォームを補強する第２リブが形成され、前記第２リブが前記プラットフォームの軸方向中心に対して前記フランジ間距離の８〜３０％だけ下流側に離隔した第２位置から前記プラットフォームの下流端に向かって延びている、ファンにおける翼。
  2. 前記プラットフォームの軸方向中心に対して前記フランジ間距離の８〜３０％だけ上流側及び下流側に離隔したエリアは、前記航空機エンジンの運転中における最大変位の生じる位置から最大変位の９０〜５０％の変位が生じる位置までのエリアに相当する、請求項１に記載のファンにおける翼。
  3. 前記第１フランジが前記航空機エンジンにおける筒状のファンフレームの一部に締結可能であって、前記第２フランジが前記ファンフレームの外周面の一部に締結可能であって、前記第１リブが前記第１位置から前記第１フランジにかけて延びており、前記第２リブが前記第２位置から前記第２フランジにかけて延びている、請求項１又は請求項２に記載のファンにおける翼。
  4. 航空機エンジンにおける筒状のコアカウルの内側に形成された環状のコア流路、及び前記コアカウルの外側に配設した筒状のファンケースの内周面と前記コアカウルの外周面との間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、
    請求項１から請求項３のうちのいずれかの１項に記載のファンにおける翼を備えた、ファン。
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