WO2013115210A1 - 航空機用ジェットエンジンのファン動翼 - Google Patents

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fan
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広幸 八木
博史 黒木
健郎 大淵
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株式会社Ihi
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    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a fan rotor blade for an aircraft jet engine that takes outside air into an engine case by rotating integrally with a fan disk.
  • FRP Fiber Reinforced Plastics
  • resin thermosetting resin or thermoplastic resin
  • reinforcing fibers have attracted attention as lightweight and high-strength materials.
  • Various types of fan blades using such composite materials have been developed and put into practical use.
  • a metal sheath having a strength higher than that of the composite material is provided on the front edge side of the blade body made of the composite material, and on the tip side of the blade body that is most likely to collide with foreign matter Is provided.
  • the blade body is made of a composite material, and a metal sheath is provided on a part of the blade body to reduce the weight of the fan blade and reduce damage to the blade body due to the collision of foreign objects.
  • An object of the present invention is to provide an aircraft jet engine fan rotor blade capable of further improving impact resistance while reducing the overall weight.
  • a fan rotor blade of an aircraft jet engine is formed in an engine case by being fitted in a fitting groove formed in a fan disk and integrally rotating with the fan disk.
  • a fan rotor blade for an aircraft jet engine that takes outside air into a flow path that is made of a composite material of a resin and a reinforcing fiber, and faces a pressure surface facing one side in the rotational direction and the other side in the rotational direction
  • a wing body having a suction surface; a fitting portion provided on one end side in the longitudinal direction of the wing body; and fitted into a fitting groove of the fan disk; and more rigid than the wing body,
  • a sheath that is fixed to the wing body in a state of covering the vicinity of the front edge of the wing body that is positioned upstream in the intake direction, and the sheath extends from one end side in the longitudinal direction of the wing body to the other end side.
  • the length of the wing And a base end portion which is one end in the longitudinal
  • the base end portion of the sheath may extend to the fitting portion of the wing body and cover a part of the fitting portion.
  • the base end portion of the sheath may be fitted into the fitting groove of the fan disk together with the wing body.
  • the sheath may be made of a metal material.
  • FIG. 1 is a side view of an aircraft jet engine equipped with a fan rotor blade according to the present embodiment.
  • FIG. 2 is a partial cross-sectional view of FIG.
  • FIG. 3 is a perspective view of the fan rotor blade.
  • 4 is a cross-sectional view taken along line IV-IV in FIG.
  • FIG. 5 is a partially enlarged view of FIG.
  • FIG. 6A and FIG. 6B are a side view and a cross-sectional view showing the blade root of the fan rotor blade, respectively.
  • FIG. 7A and FIG. 7B are diagrams showing the relationship between the cord position and the moment at the tip of a general fan rotor blade.
  • FIG. 1 is a side view of an aircraft jet engine equipped with a fan rotor blade of this embodiment
  • FIG. 2 is a partial cross-sectional view of FIG.
  • the jet engine 100 includes an engine case 103 including a cylindrical core cowl 101 and a cylindrical nacelle 102 provided on the outer periphery of the core cowl 101.
  • the nacelle 102 accommodates a plurality of fan rotor blades 1 (only one is shown in FIG. 2) for sucking outside air into the engine case 103.
  • the fan rotor blades 1 rotate, they are provided in the core cowl 101.
  • the outside air is guided to the core flow path 104 formed and the bypass flow path 105 formed by the outer peripheral surface of the core cowl 101 and the inner peripheral surface of the nacelle 102.
  • a compressor that compresses the intake air sucked by the fan rotor blade 1, a combustion chamber that burns the compressed air compressed by the compressor, and the combustion chamber
  • a high-pressure turbine and a low-pressure turbine that convert the jet power of the exhaust jet generated in the combustion process into rotational energy are provided.
  • a fan disk 106 is rotatably accommodated in the nacelle 102 on the upstream side in the outside air intake direction (left side in the figure) of the core cowl 101.
  • the fan disk 106 is connected to the rotor of the low-pressure turbine through a shaft, and the fan disk 106 rotates together with the low-pressure turbine.
  • a plurality of fitting grooves 106a for fitting and supporting the fan rotor blade 1 are formed on the outer peripheral surface of the fan disk 106 at equal intervals in the rotation direction (circumferential direction).
  • a dovetail 11a is formed at one end of the fan rotor blade 1 in the longitudinal direction (end on the fan disk 106 side), and the fitting groove 106a has a dimension and shape that can accommodate the dovetail 11a inside.
  • the fan rotor blade 1 is held by the fan disk 106 by sliding the dovetail 11a into the fitting groove 106a from the front or rear (left and right direction in FIG. 2) of the fan disk 106 to be fitted.
  • An annular front retainer 107 is provided in front of the fan disk 106 (left side in FIG. 2), and an annular rear retainer 108 is provided behind the fan disk 106 (right side in FIG. 2). ing.
  • the front retainer 107 is provided integrally with a nose cone 109 that guides outside air into the engine case 103, and the rear retainer 108 is fixed to the fan disk 106.
  • the front retainer 107 and the rear retainer 108 The fan rotor blade 1 is held in the fitting groove 106a.
  • a spacer 110 is interposed between the bottom surface of the fitting groove 106a and the fan rotor blade 1, and the fan rotor blade 1 is formed by a gap formed between the fan rotor blade 1 and the fitting groove 106a. It prevents the rattling from occurring.
  • FIG. 3 is a perspective view of the fan rotor blade 1
  • FIG. 4 is a cross-sectional view taken along the line IV-IV in FIG.
  • one end side in the longitudinal direction (downward in FIG. 3, the rotation center side of the fan disk 106) is set as the base end side, and the other end side in the longitudinal direction.
  • (Upper side in FIG. 3) is the front end side
  • the upstream side in the outside air intake direction (left side in FIG. 3) is the front edge side
  • the downstream side in the outside air intake direction (right side in FIG. 3) is the rear edge side. .
  • the fan rotor blade 1 includes a blade body 10 made of a composite material of resin and reinforcing fiber.
  • the resin constituting the composite material include thermosetting resins such as epoxy resins, phenol resins, and polyimide resins, and thermoplastic resins such as polyetherimide, polyether ether ketone, and polyphenylene sulfide.
  • the reinforcing fibers constituting the composite material reinforcing fibers such as carbon fibers, aramid fibers, and glass fibers can be considered.
  • the specific material of the composite material is not limited to the above as long as the strength required for the wing body 10 can be secured.
  • the wing body 10 is fitted to the fan disk 106 and faces the pressure surface 10a facing one side in the rotational direction when rotating, and the pressure surface 10a facing the other side in the rotational direction and in the thickness direction of the wing body 10. And a negative pressure surface 10b having a front and back relationship. Further, as shown in FIG. 3, a blade root 11 constituting a part of the blade body 10 is provided on the base end side of the blade body 10. The blade root 11 includes a dovetail 11a (fitting portion) that can be fitted into the fitting groove 106a of the fan disk 106 and is formed thicker than other portions of the blade body 10.
  • the pressure surface 10a and the negative pressure surface 10b of the wing body 10 are provided with a platform (an ridge that forms a flow path) made of another member that forms the flow path surface 111 (see FIG. 2).
  • the portion indicated by the alternate long and short dash line A of the wing body 10 corresponds to the flow path surface 111. Therefore, here, in the wing body 10, the rotational center side of the fan disk 106 with respect to the flow path surface 111.
  • the part located at the base end, that is, the part closer to the base end side than the one-dot chain line A in the wing body 10 is the blade root 11.
  • a sheath 20 is fixed to the bonding portion 10c.
  • the sheath 20 improves the impact resistance of the wing body 10 against the collision of foreign matters such as birds and ice, and includes a sheath body 21 made of a metal such as titanium or nickel.
  • the material of the sheath main body 21 is not limited to metal, and any material may be used as long as it has higher rigidity than the wing body 10.
  • the sheath body 21 extends along the longitudinal direction of the wing body 10 from the proximal end side to the distal end side of the wing body 10 and has a shape that covers the front edge of the wing body 10. More specifically, the sheath body 21 includes a concave contact portion 21a that is in close contact with the adhesive portion 10c, and is fixed to the wing body 10 in a state where the close contact portion 21a is in close contact with the adhesive portion 10c. Note that an adhesive is applied or pasted between the contact portion 21a of the sheath body 21 and the adhesive portion 10c of the wing body 10, and the sheath body 21 is fixed to the wing body 10 by this adhesive. Become.
  • the bonding portion 10c formed on the wing body 10 is continuously formed over the entire region in the longitudinal direction from the base end to the tip end of the wing body 10, and thus the sheath body 21 is formed at the front edge portion of the wing body 10. Is covered over the entire region from the proximal end to the distal end.
  • an adhesive portion 10 c is formed so as to extend across the width direction of the wing body 10 from the leading edge to the trailing edge, and the leading end portion 21 b of the sheath body 21 is also formed on the wing body 10. It extends over the width direction of the wing body 10 so as to cover the tip from the front edge to the rear edge.
  • FIG. 5 is a partially enlarged view of the tip 21b of the fan rotor blade 1.
  • the distal end portion 21 b of the sheath body 21 is positioned on the distal end side in the longitudinal direction with respect to the distal end of the wing body 10 and is configured to completely cover the distal end edge of the wing body 10. Further, the distal end portion 21b of the sheath body 21 extends to the rear edge in the width direction of the wing body 10, and maintains a dimensional relationship that is flush with the rear edge of the wing body 10.
  • FIG. 6A is a cross-sectional view showing the blade root 11 of the fan rotor blade 1
  • FIG. 6B is a side view showing the blade root 11 of the fan rotor blade 1.
  • FIG. 10c is continuously formed over the entire region in the longitudinal direction from the base end to the tip of the wing body 10, and the front edge portion of the wing body 10 extends over the entire region from the base end to the tip.
  • the sheath body 21 is covered.
  • the sheath main body 21 has a base end portion 21 c positioned on the blade root 11 side, that is, on the rotation center side of the fan disk 106 with respect to the alternate long and short dash line A (flow path surface 111), and corresponds to the base end portion of the blade body 10.
  • the dovetail 11a is also covered. Since the dovetail 11a is accommodated in the fitting groove 106a of the fan disk 106, the proximal end portion 21c of the sheath body 21 is also accommodated in the fitting groove 106a integrally with the dovetail 11a. .
  • the operation of the fan rotor blade 1 having the above configuration will be described.
  • a foreign matter such as a bird or ice collides with the sheath 20
  • bending deformation is transmitted in the width direction of the fan blade 1 from the front edge side to the rear edge side of the fan blade 1.
  • the bending deformation transmitted in the width direction of the fan rotor blade 1 from the front edge side to the rear edge side of the fan rotor blade 1 is caused by the first moment in the rotational direction indicated by the arrow B in FIG. It is.
  • Such a first moment acts on the sheath body 21 as a force for peeling the sheath body 21 from the wing body 10, and the amount of bending deformation caused by the first moment is on the free end side.
  • FIG. 7 is a diagram showing the relationship between the cord position and the moment at the tip of a general fan rotor blade.
  • the horizontal axis indicates the cord position at the tip of the fan rotor blade (the position in the width direction of the fan rotor blade), and the vertical axis indicates when the foreign object strikes the fan rotor blade at a predetermined driving speed. This shows the moment of the fan blade tip.
  • the solid line in the figure shows the transition of the cord position and moment under a certain yield stress
  • the broken line in the figure shows the transition of the cord position and moment when the yield stress is doubled. Note that FIG. 7A and FIG. 7B differ only in the foreign object driving angle, and other conditions are the same.
  • the moment generated at the tip of the fan rotor blade by the collision of a foreign object tends to be larger at the center side than both ends (front edge side and rear edge side) in the width direction of the fan rotor blade.
  • This is prominent in the range of the position 40.0 to 140.0, that is, the range excluding the range of 20% from the leading edge of the fan blade and the range of 20% from the trailing edge of the fan blade.
  • the continuous part of the sheath body 21 and the wing body 10 that is, the portion where the seam between the sheath body 21 and the wing body 10 is most easily peeled off. It becomes. Therefore, if the seam between the sheath body 21 and the wing body 10, which is the most easily peeled portion, is positioned at a position where a large moment acts, the sheath body 21 is detached from the wing body 10 due to the moment generated by the collision of foreign matter. The risk of being peeled off increases.
  • the part which has the comparatively small moment which arises by the collision of a foreign material, ie, the joint which is easy to peel, ie, the fan blade 1 If it is located within a range of about 20% from the rear edge, it is possible to reduce the risk that the sheath body 21 will be peeled off from the wing body 10 due to the collision of foreign matter.
  • the distal end portion 21b of the sheath body 21 is flush with the rear edge of the wing body 10, and the possibility that the sheath body 21 is peeled off from the wing body 10 is extremely low. Note that the rear edge of the tip 21b may protrude further downstream in the outside air intake direction than the rear edge of the wing body 10.
  • the bending deformation transmitted in the width direction of the blade body 10 from the front edge side to the rear edge side of the blade body 10 occurs, Bending deformation is transmitted in the longitudinal direction of the wing body 10 from the portion to the distal end side and the proximal end side of the wing body 10.
  • the bending deformation transmitted in the longitudinal direction of the wing body 10 is caused by a second moment in the rotational direction indicated by an arrow C in FIG. Similar to the first moment, the second moment acts on the sheath body 21 as a force for peeling the sheath body 21 from the wing body 10.
  • the tip side is larger than the end side.
  • the sheath body 21 that is most easily peeled off with respect to the second moment is positioned on the blade root 11 side of the wing body 10 with a small amount of bending deformation, the sheath The possibility that the main body 21 peels from the wing body 10 can be reduced. Moreover, in the present embodiment, the proximal end portion 21c of the sheath body 21 extends to the dovetail 11a of the blade root 11, and is accommodated in the fitting groove 106a together with the dovetail 11a. The possibility of peeling from the wing body 10 is extremely low.
  • the sheath 20 is detached from the blade body 10 due to the collision of the foreign matter, and there is a very low possibility that problems such as damage to the other fan rotor blades 1 and the engine case 103 may occur.
  • the weight reduction of the entire fan rotor blade 1 and the improvement in impact resistance are realized.
  • the present invention can be used for a fan rotor blade of an aircraft jet engine that takes outside air into an engine case by rotating integrally with a fan disk.

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Abstract

　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。

Description

航空機用ジェットエンジンのファン動翼
　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。
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る。 図２は、図１の部分断面図である。 図３は、ファン動翼の斜視図である。 図４は、図３におけるＩＶ－ＩＶ線断面図である。 図５は、図３の部分拡大図である。 図６（ａ）及び図６（ｂ）は、それぞれファン動翼の翼根を示す側面図および断面図である。 図７（ａ）及び図７（ｂ）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。
　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、異物が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、異物の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。

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のいずれか一項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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