WO2014196489A1 - ファンにおける翼及びファン - Google Patents

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fan
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rib
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和人 小河原
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株式会社Ihi
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Definitions

  • the present invention relates to a fan in an aircraft engine and a wing such as a fan outlet guide wing used for the fan.
  • the fan exit guide vane has a guide vane body as a vane body.
  • the guide vane body has an abdominal surface (positive pressure surface) on one side in the blade thickness direction and a back surface (negative pressure surface) on the other side in the blade thickness direction.
  • a platform is formed at the base end (radial inner end) of the guide vane body.
  • the platform has an air flow path surface on the radially outer side.
  • a first flange that can be fastened to a part of a cylindrical fan frame in the aircraft engine is formed on the upstream end side (on the one axial end side) of the opposite surface of the platform flow path surface.
  • a second flange that can be fastened to another part of the fan frame is formed on the downstream end side (the other end side in the axial direction) on the opposite surface of the flow path surface. Furthermore, a first connection piece that can be fastened to a part of a fan case in an aircraft engine is formed on the leading edge side (upstream end side) of the tip (radially outer end) of the guide wing body. A second connection piece that can be fastened to a part of the fan case is formed on the rear edge side (downstream end side) at the front end.
  • the fan diameter tends to increase. Accordingly, not only the radial length of the fan outlet guide vane but also the fan outlet guide vane. This increases the axial length (length in the axial direction). For this reason, the rigidity of the platform is lowered, the natural frequency of the platform in the primary vibration mode is lowered, and it becomes difficult to secure the vibration strength of the platform at a high level.
  • an object of the present invention is to provide a fan in an aircraft engine and a wing used for the fan that can solve the above-described problems.
  • a first aspect of the present invention is a wing used for a fan in an aircraft engine, having a ventral surface (positive pressure surface) on one side in the wing thickness direction and a back surface (negative pressure surface) on the other side in the wing thickness direction.
  • a wing body, and a platform formed at a base end (radially inner end) of the wing body and having an air flow path surface on a radially outer side, the surface opposite to the flow path surface of the platform (radial inner surface) ) Is formed on the upstream end side (on the one axial end side), and the second flange is formed on the downstream end side (the other axial end side) of the platform on the opposite surface of the flow path surface.
  • the platform is reinforced in at least one of the ventral side (blade thickness direction one side) portion and the back side (blade thickness direction other side) portion of the platform opposite to the flow path surface.
  • a first rib is formed, and the first rib has a flange-to-flange distance between the first flange and the second flange with respect to the axial center of the platform (the axial direction between the first flange and the second flange).
  • a second rib that reinforces the platform is formed at the at least one portion on the opposite surface of the road surface, and the second rib is downstream by 8 to 30% of the distance between the flanges with respect to the axial center of the platform.
  • the gist of the present invention is that it extends from a second position spaced apart to the side (the other side in the axial direction) toward the downstream end (the other end in the axial direction) of the platform.
  • the “blade in the fan” means a fan outlet guide vane and a fan rotor blade.
  • “Axial direction” refers to the direction of the fan when the blade is used as a fan
  • “radial direction” refers to the radial direction of the fan when the blade is used as a fan. It refers to the direction.
  • the gist of the present invention is a fan that takes air into a bypass passage formed between the outer peripheral surface and the blades of the fan according to the first aspect.
  • the natural frequency of the platform in the primary vibration mode can be reduced as compared with the case where the rib is continuously formed from the upstream end side to the downstream end side of the platform via the axial center of the platform. Since it can be sufficiently increased, the weight of the wing in the fan is reduced, and the weight of the fan, in other words, the weight reduction of the aircraft engine is promoted, and the vibration strength of the platform is ensured to a high level. be able to.
  • FIG. 1 is an enlarged view of an arrow I in FIG.
  • FIG. 2 is a partial perspective view of the fan outlet guide vane according to the embodiment of the present invention as seen from the opposite side of the platform flow path surface.
  • FIG. 3 is a half sectional view of a front portion of an aircraft engine including a fan according to an embodiment of the present invention.
  • 4A is a diagram showing the opposite side of the flow path surface of the platform of the fan outlet guide vane according to the comparative example
  • FIG. 4B is the opposite side of the flow path surface of the platform of the fan outlet guide vane according to the invention example. It is a figure which shows the surface side.
  • FIG. 5A is a diagram showing a flow path surface side of a platform as an analysis target
  • FIG. 5B is a diagram showing a result of primary vibration mode analysis of platform displacement during operation of an aircraft engine.
  • the present invention is based on the following knowledge obtained by the inventors of the present application.
  • FIG. 4A is a view showing the surface 101a side opposite to the flow path surface of the platform 101 of the fan outlet guide vane 100 according to the comparative example.
  • FIG. 4B is a view showing the surface 201a side opposite to the flow path surface of the platform 201 of the fan outlet guide vane 200 according to the invention example.
  • FIG. 5A is a diagram showing the flow path surface 301 a side of the platform 301 of the fan outlet guide vane 300 as an analysis target.
  • FIG. 5B is a diagram showing a result of a primary vibration mode analysis (ie, a primary vibration mode shape) regarding the displacement of the platform 301 during operation of the aircraft engine.
  • a primary vibration mode analysis ie, a primary vibration mode shape
  • the fan outlet guide vane 100 includes a portion on the abdominal surface 102v side of the guide vane body 102 on the opposite surface 101a of the flow path surface of the platform 101 and the back surface 102b side of the guide vane body 102.
  • the rib 105 is provided in at least one of the parts.
  • the rib 105 is formed continuously from the upstream end (first flange 103) side to the downstream end (second flange 104) side of the platform 101 via the axial center C of the platform 101.
  • the fan outlet guide vane 200 according to the example of the invention has a flange distance L of 8 between the first flange 103 and the second flange 104 with respect to the axial center C of the platform 201.
  • Two ribs (a first rib 205 and a second rib 206) formed in a portion excluding a predetermined area separated by ⁇ 30% upstream and downstream.
  • the predetermined area separated by 8 to 30% of the distance L between the flanges from the axial center C of the platform 201 on the upstream side and the downstream side is the platform 101 and the platform 201 shown in FIG. It is an area set in advance based on the result of the primary vibration mode analysis on the displacement of the platform 301 during the operation of the aircraft engine, with the same platform 301 as the analysis target, and from the position where the maximum displacement occurs during the operation of the aircraft engine. This corresponds to the area up to the position where 90 to 50% of the maximum displacement occurs.
  • FIG. 5B shows the result of primary vibration mode analysis for the displacement of the platform 301 during operation of the aircraft engine. The numerical values in FIG. 5B are obtained by making the maximum displacement amount of the platform 301 1.0 and making the displacement amount of the platform 301 dimensionless. Although not shown, the position of the maximum displacement amount (displacement) The position of the quantity 1.0) is present in the 0.9 area.
  • FF forward direction
  • FR backward direction
  • AD is the axial direction
  • RD is the radial direction
  • TD indicates the blade thickness direction.
  • the operation of the aircraft engine means a series of operations of the aircraft engine from takeoff to landing.
  • FF forward direction
  • FR backward direction
  • AD is the axial direction
  • RD is the radial direction
  • TD is Each wing thickness direction.
  • the fan 1 includes an annular core channel 5 formed inside a cylindrical core cowl 3 in an aircraft engine, and a cylindrical fan disposed outside the core cowl 3. Air is taken into a bypass passage 9 formed between the inner peripheral surface of the case 7 and the outer peripheral surface of the core cowl 3.
  • a fan disk 11 is rotatably provided via a bearing 13 or the like.
  • the fan disk 11 is coaxially and integrally connected to a plurality of low-pressure turbine rotors (not shown) of a low-pressure turbine (not shown) disposed behind the fan 1.
  • a plurality of fitting grooves (fitting notches) 15 are formed at equal intervals on the outer peripheral surface of the fan disk 11.
  • a fan rotor blade 17 is fitted in each fitting groove 15 of the fan disk 11.
  • Each fan rotor blade 17 includes a rotor blade body 19 as a blade body, a platform 21 formed at the base end (radially inner end) of the rotor blade body 19, a radially inner side of the platform 21, and A dovetail 23 that can be fitted in the fitting groove 15 of the fan disk 11 is provided.
  • a plurality of spacers 25 are provided between the bottom surface of each fitting groove 15 of the fan disk 11 and the dovetail 23 of each fan rotor blade 17.
  • An annular front retainer 27 that holds a plurality of fan rotor blades 17 is integrally provided on the front side (upstream side) of the fan disk 11.
  • An annular rear retainer 29 that holds the plurality of fan rotor blades 17 is integrally provided on the rear side (downstream side) of the fan disk 11.
  • the front retainer 27 is integrally connected to a nose cone 31 that guides air.
  • the rear retainer 29 is integrally and coaxially connected to a low-pressure compressor rotor 35 in a low-pressure compressor 33 disposed on the rear side of the fan 1.
  • a plurality of fan outlet guide vanes 37 that rectify the air flow are provided at equal intervals in the circumferential direction.
  • the fan outlet guide vane 37 includes a guide vane body 39 as a vane body.
  • the guide vane body 39 has an abdominal surface (positive pressure surface) 39v located on one side in the blade thickness direction and a back surface (negative pressure surface) 39b located on the other side in the blade thickness direction.
  • a platform 41 is formed at the base end (radially inner end) of the guide vane body 39.
  • the platform 41 has an air flow path surface 41f on the radially outer side.
  • An arc-shaped first flange 43 is formed on the upstream end side (front end side) of the surface 41d opposite to the flow path surface 41f of the platform 41.
  • the first flange 43 is fastened by a bolt 49 and a nut 51 to an annular or arcuate first mating flange 47 formed on the outer peripheral surface of a cylindrical fan frame 45 that is a part of the core cowl 3.
  • An arc-shaped second flange 53 is formed on the downstream end side (rear end side) of the surface 41 d opposite to the flow path surface 41 f of the platform 41.
  • the second flange 53 is fastened by a bolt 57 and a nut 59 to an annular or arcuate second mating flange 55 formed on the outer peripheral surface of the fan frame 45 on the downstream side of the first mating flange 47.
  • a first connection piece 61 is formed on the front edge side (upstream end side) of the tip (radial outer end) of the rod guide vane body 39.
  • the first connection piece 61 is fastened to the enlarged diameter portion 7 e of the fan case 7 by a bolt 63 and a nut 65.
  • a second connection piece 67 is formed on the rear edge side (downstream end side) of the front end of the guide vane body 39.
  • the second connection piece 67 is fastened to the enlarged diameter portion 7 e of the fan case 7 by a bolt 69 and a nut 71.
  • a first rib that reinforces the platform 41 is provided at a portion on the side of the abdominal surface 39v (one side in the blade thickness direction) on the opposite surface (inner radial side surface) 41d of the flow path surface 41f of the platform 41.
  • 73 is formed.
  • the first rib 73 has a flange-to-flange distance between the first flange 43 and the second flange 53 (an axial distance between the first flange 43 and the second flange 53) L with respect to the axial center C of the platform 41. It extends from the first position P 1 separated from the upstream side (one axial direction side) by 8 to 30% to the first flange 43.
  • the first rib 73 protrudes from the platform 41 in the radial direction RD.
  • the first rib 73 may be formed so as to be located only in the region of the platform 41 as viewed from the radial direction RD. In this case, it is possible to prevent the first rib 73 from interfering with the adjacent platform.
  • a second rib 75 that reinforces the platform 41 is formed at a portion on the side of the abdominal surface 39v on the opposite surface 41d of the flow path surface 41f of the platform 41.
  • the second rib 75 extends from the second position P 2, which is spaced downstream from the axial center C of the platform 41 by 8 to 30% of the distance L between the flanges (on the other side in the axial direction), toward the second flange 53. Yes. Similar to the first rib 73, the second rib 75 projects from the platform 41 in the radial direction RD. Further, the second rib 75 may be located only in the region of the platform 41 as viewed from the radial direction RD. In this case, the second rib 75 can also prevent interference with the adjacent platform.
  • a first rib 73 and a second rib 75 are formed in a portion excluding a predetermined predetermined area (an area between the first position P 1 and the second position P 2 ).
  • the predetermined area is an area set in advance based on the result of the primary vibration mode analysis of the displacement of the platform 41 during the operation of the aircraft engine, and is the maximum from the position where the maximum displacement occurs during the operation of the aircraft engine.
  • the first rib 73 and the second rib 75 are formed in a portion excluding the predetermined area when the first rib 73 and the second rib 75 are formed in the predetermined area. This is because the natural frequency of 41 cannot be sufficiently increased.
  • the first rib 73 and the second rib 75 are formed on the side of the abdominal surface 39v on the surface 41d opposite to the flow path surface 41f of the platform 41.
  • the main body 39 may be formed in a portion on the back surface 39 b side (the other side in the blade thickness direction) on the opposite surface 41 d of the flow path surface 41 f of the platform 41.
  • the first rib 73 is also not extend from the first position P 1 toward the first flange 43 (i.e., without reaching the first flange 43), the upstream end of the platform 41 from the first position P 1 It only has to extend toward it.
  • the second rib 75 is also not extend from the second position P 2 toward the second flange 53 (i.e., without reaching the second flange 53), the downstream end of the platform 41 from the second position P 2 It only needs to extend toward
  • reinforcing ribs 44 that are integrally formed with the platform 41 and the first flange 43 may be provided at corners (corner portions).
  • the reinforcing rib 44 is formed in a plate shape orthogonal to the platform 41 and the first flange 43 at a place where the reinforcing rib 44 does not interfere with the first rib 73 and the second rib 75, and is connected to the platform 41 and the first flange 43. ing.
  • the reinforcing rib 44 suppresses distortion of the platform 41 and the first flange 43.
  • reinforcing ribs 54 formed integrally with the platform 41 and the second flange 53 may be provided at corners (corners).
  • the reinforcing rib 54 is formed in a plate shape orthogonal to the platform 41 and the second flange 53 at a place where the reinforcing rib 54 does not interfere with the first rib 73 and the second rib 75, and is connected to the platform 41 and the second flange 53. ing.
  • the reinforcing rib 54 suppresses distortion of the platform 41 and the second flange 53.
  • the plurality of fan rotor blades 17 can be rotated integrally with the fan disk 11 and air can be taken into the core flow path 5 and the bypass flow path 9. Then, the air flow taken into the bypass passage 9 is rectified by the plurality of fan outlet guide vanes 37 (normal operation of the fan 1).
  • the fan outlet guide vane 37 is a portion on the abdominal surface 39 v side on the opposite surface 41 d of the flow path surface 41 f of the platform 41, and the distance between the flanges with respect to the axial center C of the platform 41. Since the first rib 73 and the second rib 75 are formed in a portion excluding a predetermined area separated by 8 to 30% of L on the upstream side and the downstream side, when the above-described new knowledge is applied, the platform 41 Than the case where ribs are continuously formed from the upstream end side to the downstream end side of the platform 41 via the axial center C (in the case of the fan outlet guide vanes according to the comparative example (see FIG. 4A)). The natural frequency of the platform 41 in the primary vibration mode can be sufficiently increased.
  • the weight of the fan outlet guide vane 37 is reduced to reduce the weight of the fan 1, in other words, to promote the weight reduction of the aircraft engine, while increasing the vibration strength of the platform 41. Can be secured.
  • the present invention is not limited to the description of the above-described embodiment.
  • the configuration of the first rib 73 and the second rib 75 in the fan outlet guide blade 37 is applied to the fan rotor blade 17, and the like.
  • Various modifications can be made by making appropriate changes. Further, the scope of rights encompassed by the present invention is not limited to these embodiments.

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Abstract

　ファン出口案内翼（３７）のプラットフォーム（４１）は、その流路面（４１ｆ）の反対面（４１ｄ）に第１リブ（７３）及び第２リブ（７５）を有する。第１リブ（７３）及び第２リブ（７５）は、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）に対して第１フランジ（４３）と第２フランジ（５３）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く部位に形成されている。

Description

ファンにおける翼及びファン
　本発明は、航空機エンジンにおけるファン及び当該ファンに用いられるファン出口案内翼等の翼に関する。
　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いる（特許文献１及び特許文献２参照）。
　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いる。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いる。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航空機エンジンにおけるファン及び当該ファンに用いられる翼を提供することを目的とする。
　本発明の第１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であって、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腹面側（翼厚方向一方側）の部位及び前記背面側（翼厚方向他方側）の部位のうち少なくともいずれかの部位に、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）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）に向かって延びてあって、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少なくともいずれかの部位に、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を要旨とする。
　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であって、第１の態様に係るファンにおける翼を備えたことを要旨とする。
　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。
　本発明は、本願の発明者によって得られた次の知見に基づいている。
　図４（ａ）は、比較例に係るファン出口案内翼１００のプラットフォーム１０１の流路面の反対面１０１ａ側を示す図である。図４（ｂ）は、発明例に係るファン出口案内翼２００のプラットフォーム２０１の流路面の反対面２０１ａ側を示す図である。図５（ａ）は、解析対象としてのファン出口案内翼３００のプラットフォーム３０１の流路面３０１ａ側を示す図である。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３０１の変位についての一次振動モード解析の結果（即ち１次振動モード形状）を示す図である。なお、これらの図において、同一の部材については同一の符号を付している。図４（ａ）に示すように、比較例に係るファン出口案内翼１００は、プラットフォーム１０１の流路面の反対面１０１ａにおける案内翼本体１０２の腹面１０２ｖ側の部位及び案内翼本体１０２の背面１０２ｂ側の部位のうち少なくともいずれかの部位にリブ１０５を備える。リブ１０５は、プラットフォーム１０１の軸方向中心Ｃを経由してプラットフォーム１０１の上流端（第１フランジ１０３）側から下流端（第２フランジ１０４）側にかけて連続して形成されている。一方、図４（ｂ）に示すように、発明例に係るファン出口案内翼２００は、プラットフォーム２０１の軸方向中心Ｃに対して第１フランジ１０３と第２フランジ１０４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形成された２つのリブ（第１リブ２０５、第２リブ２０６）を備える。これらのプラットフォーム１０１、２０１について固有値解析を行った結果、発明例に係るプラットフォーム２０１の一次振動モードにおける固有振動数は、比較例に係るプラットフォーム１０１の一次振動モードにおける固有振動数に比べて高くなる（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２０１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１０１やプラットフォーム２０１と同形のプラットフォーム３０１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３０１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。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３０１の変位についての一次振動モード解析の結果を示す。図５（ｂ）中の数値は、プラットフォーム３０１の最大変位量を１．０として、プラットフォーム３０１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（ａ）～図５（ｂ）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。
　次に、本発明の一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においても、「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。
　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いる。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いる。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。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いる。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。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いる。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。
　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を備えている。案内翼本体３９は、翼厚方向一方側に位置する腹面（正圧面）３９ｖと、翼厚方向他方側に位置する背面（負圧面）３９ｂとを有している。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が形成されている。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が形成されている。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によって締結される。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が形成されている。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によって締結される。
　 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が形成されている。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によって締結される。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が形成されている。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によって締結される。
　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。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。第１リブ７３は、プラットフォーム４１から径方向ＲＤに突出している。なお、第１リブ７３は、径方向ＲＤから見たプラットフォーム４１の領域内のみに位置するように形成されてもよい。この場合、第１リブ７３が、隣接するプラットフォームと干渉することを防止できる。
　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。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。第１リブ７３と同じく、第２リブ７５も、プラットフォーム４１から径方向ＲＤに突出している。また、第２リブ７５も、径方向ＲＤから見たプラットフォーム４１の領域内のみに位置してもよい。この場合、第２リブ７５も、隣接するプラットフォームと干渉することを防止できる。
　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Ｐ1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）の部位に形成されてもよい。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（即ち、第１フランジ４３に到達しなくても）、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よい。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（即ち、第２フランジ５３に到達しなくても）、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よい。
　また、図２において点線で示すように、プラットフォーム４１と第１フランジ４３が形成する角部（隅部）にこれらと一体的に形成される補強リブ４４を設けてもよい。補強リブ４４は、第１リブ７３及び第２リブ７５と干渉しない場所において、プラットフォーム４１及び第１フランジ４３に対して直交する板状に形成され、且つ、プラットフォーム４１及び第１フランジ４３に接続している。補強リブ４４は、プラットフォーム４１、第１フランジ４３の歪みを抑制する。同様に、プラットフォーム４１と第２フランジ５３が形成する角部（隅部）にこれらと一体的に形成される補強リブ５４を設けてもよい。補強リブ５４は、第１リブ７３及び第２リブ７５と干渉しない場所において、プラットフォーム４１及び第２フランジ５３に対して直交する板状に形成され、且つ、プラットフォーム４１及び第２フランジ５３に接続している。補強リブ５４は、プラットフォーム４１、第２フランジ５３の歪みを抑制する。
　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。
 

Claims (5)

  1. 　航空機エンジンにおけるファンに用いられる翼であって、
    　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腹面側の部位及び前記背面側の部位のうち少なくともいずれかの部位に、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あって、
    　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少なくともいずれかの部位に、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ことを特徴とす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ことを特徴とする請求項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されるように構成され、
    　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されるように構成され、
    　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あって、
    　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ことを特徴とする請求項１に記載のファンにおける翼。
  4. 　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されるように構成され、
    　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されるように構成され、
    　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あって、
    　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ことを特徴とする請求項２に記載のファンにおける翼。
  5. 　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であって、
    　請求項１から請求項４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ことを特徴とするファン。
     
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