WO2016056463A1 - 静翼構造及びこれを用いたターボファンエンジン - Google Patents

静翼構造及びこれを用いたターボファンエンジン Download PDF

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fan
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広幸 八木
林太郎 梶原
貴臣 稲田
友謹 榎
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株式会社Ihi
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Definitions

  • the present disclosure relates to, for example, a stationary blade structure in which an engine main body side of a turbofan engine for an aircraft and a fan case are connected.
  • a turbofan engine as described above is usually provided with a moving blade that introduces air into the engine body and a stationary blade that rectifies the flow of air introduced by the moving blade.
  • a moving blade that introduces air into the engine body
  • a stationary blade that rectifies the flow of air introduced by the moving blade.
  • a plurality of the stationary blades are provided side by side in the circumferential direction, and a shroud extending in the circumferential direction is formed at an end of each stationary blade, and the shrouds of these stationary blades are abutted with each other.
  • the hot gas flows in the flow path formed by the stationary blade and the shroud, but if there is a portion where the hot gas hits substantially vertically on the end face where the shrouds are abutted, There is a risk of corrosion due to high temperature oxidation.
  • the turbine stationary blade described in Patent Document 1 is intended for rectification of high-temperature gas and is made of a single material. Therefore, both ends of the stationary blade are configured integrally with the shroud.
  • the stationary blade is separated into a blade part that requires sufficient rigidity and strength and a shroud part that does not require large rigidity and strength by changing the materials used, thereby reducing weight and cost. is there.
  • a stationary blade that requires not only a rectifying function but also a structure function for example, when a fan outlet guide blade has a structure function, not only the aerodynamic load but also the rigidity and strength of the structure as a blade structure Since it is required, the effects of weight reduction and cost reduction are particularly great.
  • leading edge side of the stationary blade is aerodynamically important, but if there are gaps or steps on the leading edge side of the stationary blade, there is a problem that vortices are generated and pressure loss occurs.
  • At least one embodiment of the present invention has been made to solve such a problem, and the object thereof is to form an air flow path between a liner and a liner in a turbofan engine while forming an air flow path between the stationary blade and the liner.
  • An object of the present invention is to provide a stationary blade structure capable of suppressing pressure loss caused by a gap or a step and a turbofan engine using the same.
  • a fan case of a turbofan engine an engine body portion of the turbofan engine, the fan case, and the engine body portion, And a plurality of liners that form a flow path surface between the ends of the adjacent stationary blades, and the adjacent liners are abutted across the stationary blades, A dividing line between the liners formed on the leading edge side of the stationary blade is along the streamline direction.
  • pressure loss caused by a gap or a step between liners can be suppressed while forming an air flow path with a stationary blade and a liner made of a composite material.
  • FIG. 3 is an enlarged perspective view of a blade base end portion of the fan outlet guide blade of FIG. 2. It is the perspective view which expanded the blade
  • FIG. 3B is a sectional view taken along line AA in FIG. 3B.
  • FIG. 1 shows an embodiment of a stationary blade structure according to the present invention.
  • a fan outlet guide blade as a stationary blade constituting a turbofan engine will be described as an example.
  • an annular core channel 4 is formed on the axial center side of the engine inner cylinder 3 in the engine main body 2, and the outside of the engine main body 2.
  • a bypass flow path 6 is formed between the inner peripheral surface of the fan case 5 and the outer peripheral surface of the engine inner cylinder 3.
  • a fan disk 7 is rotatably installed around an engine axis (not shown) via a bearing 8 at the front portion of the engine 1 on the upstream side of the air flow (left side in the figure).
  • the fan disk 7 is integrally connected to a turbine rotor in a low-pressure turbine (not shown) disposed at a rear portion on the downstream side (right side in the drawing) of the engine 1.
  • a plurality of moving blades 10 are arranged on the outer peripheral surface of the fan disk 7 at equal intervals in the circumferential direction via the fitting grooves 7a, before and after the moving blades 10 and the fitting grooves 7a.
  • annular retainers 12 and 13 for supporting the moving blade 10 are integrally installed in the circumferential direction, and the front retainer 12 is integrally connected to the nose cone 14, The retainer 13 is coaxially and integrally connected to the rotor 16 in the low-pressure compressor 15 adjacent to the downstream side of the fan disk 7.
  • air can be introduced into the core flow path 4 and the bypass flow path 6 by rotating the plurality of moving blades 10 together with the fan disk 7.
  • the engine 1 includes a plurality of fan outlet guide vanes 20 in the bypass channel 6.
  • the plurality of fan outlet guide vanes 20 are arranged around the engine inner cylinder 3 and rectify the swirling air flow flowing through the bypass flow path 6.
  • the fan outlet guide vane 20 is made of a metal material such as a titanium alloy or an aluminum alloy, or a composite material in which a thermosetting resin or a thermoplastic resin and carbon fiber or glass fiber are combined. The case where a composite material is used is shown.
  • a blade base end portion 21 which is the axial center side (inner side) of the fan outlet guide vane 20 is connected to mounting flanges 31 a and 31 a of a fan frame 31 disposed in the engine inner cylinder 3 via a connection support body 30. Yes. Further, the blade tip 22 on the side (outside) away from the axis of the fan outlet guide vane 20 is connected to mounting flanges 5 a and 5 a arranged in the fan case 5 via a connection support body 32. .
  • a sheath 23 which is a metal for preventing erosion for preventing the stationary vane from being worn due to an object collision or the like, is provided.
  • the sheath 23 is a titanium alloy plate, for example, and is bonded so as to cover the front edge of the fan outlet guide vane 20.
  • FIG. 2 is an overall perspective view of the fan outlet guide vane 20
  • FIG. 3A is an enlarged perspective view of the blade base end portion 21 of the fan outlet guide vane 20
  • FIG. 3B is a fan outlet guide.
  • wing 20 is each shown,
  • the liner structure of the fan exit guide blade 20 is demonstrated in detail based on these figures below.
  • one fan outlet guide vane 20 is shown as a representative. However, a plurality of fan outlet guide vanes 20 provided in the engine 1 are arranged between the fan outlet guide vanes 20 at the blade base end portion 21. An inner liner 40 extending in the direction is provided, and an outer liner 50 extending in the circumferential direction is provided between the adjacent fan outlet guide vanes 20 at the blade tip portion 22. Each inner liner 40 forms part of the engine inner cylinder 3, and each outer liner 50 forms part of the fan case 5. That is, the inner liner 40 and the outer liner 50 form a part of the flow path surface of the bypass flow path 6.
  • the blade base end portion 21 of the fan outlet guide vane 20 has a pair of inner liners 40 and 40 butted so as to sandwich the fan outlet guide vane 20 from the blade thickness direction.
  • One inner liner 40 includes a front side 41 on the upstream side of the air flow, a rear side 42 on the downstream side, a ventral side 43 that contacts the ventral side of the fan outlet guide vane 20, and a back side 44 that contacts the back side. It has a substantially rectangular shape with four sides.
  • the ventral side 43 and the back side 44 are respectively in contact portions 43a and 44a that are in contact with the fan outlet guide vane 20, front edge portions 43b and 44b that are located on the front edge side of the fan outlet guide vane 20, and on the rear edge side. It consists of the rear edge parts 43c and 44c which are located.
  • the abutting portion 44a of the back side 44 is curved in accordance with the surface shape on the back side of the fan outlet guide vane 20, and the front edge side surrounds the front edge of the fan outlet guide vane 20 and slightly turns to the ventral side.
  • the shape is complicated.
  • the contact portion 43a of the other ventral side 43 is curved in accordance with the surface shape on the ventral side of the fan outlet guide vane 20, except that the contact portion 44a of the dorsal side 44 partially wraps around. is doing.
  • both front edge portions 43b and 44b of the abdominal side 43 and the back side 44 are abutted to form a front edge dividing line 45.
  • the trailing edge portions 43c and 44c are abutted to form the trailing edge dividing line 46.
  • the leading edge dividing line 45 is parallel to a line extending from the leading edge side of the fan outlet guide vane 20 to the leading edge side from a position offset from the front edge of the fan outlet guiding vane 20 to the ventral side, that is, a streamline. It extends to the front side 41 along the direction.
  • the amount of offset from the leading edge of the fan outlet guide vane 20 to the ventral side at the leading edge dividing line 45 is 1.0% or more of the chord length at the intersection of the leading edge dividing line 45 and the blade surface of the fan outlet guiding blade 20. 10.0% or less is preferable.
  • the trailing edge dividing line 46 extends from the trailing edge of the fan outlet guide vane 20 to the trailing edge 42 along a line extending the chord line of the fan outlet guiding vane 20 toward the trailing edge, that is, along the streamline direction. Yes.
  • FIG. 3B the blade tip 22 of the fan outlet guide blade 20 is shown in FIG. 3B, and the connection support body 32 and the like are also shown in FIG. 3B.
  • the blade tip 22 of the fan outlet guide vane 20 is sandwiched by a pair of opposing walls 32a and 32b that are part of the connection support body 32 from both sides in the blade thickness direction.
  • the facing walls 32a and 32b are connected to the blade tip 22 by bolts and nuts at a plurality of locations (four locations in FIG. 3B).
  • the connection support body 32 including the opposing walls 32a and 32b is made of a metal such as an aluminum alloy or a titanium alloy, and is connected to the fan case 5 via mounting flanges 5a and 5a.
  • FIG. 3A the connection support body 30 and the like are not shown in FIG. 3A at the blade base end portion 21 of the fan outlet guide vane. Has been.
  • the blade tip portion 22 of the fan outlet guide vane 20 has a pair of outer liners 50 and 50 abutted against each other on the inner side of the opposing walls 30a and 30b so that the fan outlet guide vane 20 moves in the blade thickness direction. Is sandwiched between.
  • the outer liner 50 has a substantially rectangular shape including a front side 51, a rear side 52, a ventral side 53, and a dorsal side 54. The ventral side 53 and the back side 54 are in contact with each other. 53a, 54a, front edge portions 53b, 54b, and rear edge portions 53c, 54c.
  • the abutting portion 54a of the back side 54 of the outer liner 50 is also curved in accordance with the surface shape on the back side of the fan outlet guide vane 20, and the front edge side surrounds the front edge of the fan outlet guide vane 20 and is slightly on the ventral side. It has a rounded shape.
  • the contact portion 53a of the other ventral side 53 is curved in accordance with the surface shape of the fan outlet guide vane 20 on the ventral side except for the portion where the contact portion 54a of the back side 54 is partially wrapped around. is doing.
  • the front edge portions 53b and 54b of the abdominal side 53 and the back side 54 are abutted to form a leading edge dividing line 55.
  • the rear edge portions 53 c and 54 c of the abdominal side 53 and the back side 54 are abutted to form a rear edge dividing line 56.
  • the leading edge dividing line 55 is parallel to a line extending from the leading edge side of the fan outlet guide vane 20 to the leading edge side from a position offset from the front edge of the fan outlet guide vane 20 to the ventral side, that is, a streamline. It extends to the front side 51 along the direction.
  • the rear edge dividing line 56 extends from the rear edge of the fan outlet guide vane 20 to the rear side 52 along a line extending the chord line of the fan outlet guide vane 20 toward the rear edge, that is, along the streamline direction. Yes.
  • FIG. 4A shows an exploded view of the blade tip of the fan outlet guide blade
  • FIG. 4B shows a cross-sectional view taken along line AA of FIG. 3B.
  • rubber fillets 57a and 57b are provided at the edges of the contact portions 53a and 54a of the ventral side 53 and the back side 54 of the outer liner 50, respectively.
  • Tube seals 58a and 58b are attached to the peripheral portions of the contact portions 53a and 54a of the side edge 54.
  • the rubber fillets 57a and 57b and the tube seals 58a and 58b are each made of an elastic member such as rubber, and are attached to the outer liner 50 by an adhesive or the like, for example. 4B, the rubber fillets 57a and 57b extend toward the fan outlet guide vane 20 so as to fill a gap between the rubber fillets 57a and 57b. Further, the tube seals 58a and 58b are provided on the outer surface of the outer liner so as to fill the gaps between the opposing walls 32a and 32b of the connection support body 32.
  • the inner liner 40 is also provided with a rubber fillet and a tube seal, like the outer liner 50.
  • the leading edge dividing lines 45 and 55 are parallel to the chord line of the fan outlet guide vane 20 and are along the streamline.
  • the air flowing in the path 6 passes without crossing the leading edge dividing lines 45 and 55.
  • the trailing edge dividing lines 46 and 56 are along the streamline along the chord line of the fan outlet guide vane 20, the air flowing in the bypass channel 6 crosses the trailing edge dividing lines 46 and 56. Will pass without. Therefore, even if a gap or a step is generated by the leading edge dividing lines 45 and 55 and the trailing edge dividing lines 46 and 56, generation of vortices can be suppressed and pressure loss can be reduced.
  • the front edge dividing lines 45 and 55 are offset from the front edge of the fan outlet guide vane 20 to the ventral side, and the contact portions 44a and 54a of the back side sides 44 and 54 of the inner liner 40 and the outer liner 50 are fan-shaped. Since the front edge of the outlet guide vane 20 is surrounded, there is no dividing line at the front edge of the fan outlet guide vane 20 where the influence of the aerodynamic surface is large, and the influence of pressure loss and the like can be minimized. Yes.
  • the inner liner 40 and the outer liner 50 are attached to the fan outlet guide vane 20 via rubber fillets 57a and 57b, and to the opposing walls 32a and 32b of the connection support bodies 30 and 32 via tube seals 58a and 58b, respectively. For this reason, it is possible to prevent air from escaping from the gap, and it is possible to more reliably reduce the pressure loss.
  • the fan outlet guide vane 20 of the above embodiment is provided in the bypass flow path of the turbofan engine 1, but can also be applied to a stationary vane provided at another position in the turbofan engine.
  • a fan case of a turbofan engine an engine body portion of the turbofan engine, a plurality of stationary blades connecting the fan case and the engine body portion, and the adjacent stationary blades
  • a plurality of liners forming a flow path surface between the end portions of each of the adjacent liners, the adjacent liners being abutted across the stationary blade, and between the liners formed on the leading edge side of the stationary blade
  • the dividing line is along the streamline direction.
  • the dividing line between the liners extends from the position offset from the front edge of the stationary blade to the ventral side to the front side of the liner.
  • the offset amount from the leading edge of the stationary blade to the ventral side in the dividing line between the liners is 1.0 with respect to the chord length of the stationary blade. % To 10.0%.
  • the stationary blade structure according to any one of the first to third aspects is used as the stationary blade structure constituting the turbofan engine.

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Abstract

【課題】ターボファンエンジンにおいて、複合材料からなる静翼とライナで空気流路を形成しつつ、ライナ間の隙間や段差により生じる圧力損失を抑えることのできる静翼構造及びこれを用いたターボファンエンジンを提供すること。 【解決手段】複合材料からなるファン出口案内翼（静翼）（２０）の翼基端部（２１）をインナライナ（４０）により、翼先端部（２２）をアウタライナ（５０）により、それぞれ挟み込みこむように突き合わせ、前縁側に形成されるこれらのライナ間の分割線（４５、４６、５５、５６）を流線方向に沿わせる。

Description

静翼構造及びこれを用いたターボファンエンジン
　本開示は、例えば、航空機用ターボファンエンジンのエンジン本体部側とファンケースとを連結している静翼構造に関するものである。
　上記したようなターボファンエンジンには、通常、エンジン本体部内に空気を導入する動翼と、この動翼により導入した空気の流れを整流する静翼が備えられている。この静翼には、整流機能のみが要求される場合と、整流機能に加えてエンジン本体部を構成するファンフレームとファンケースとを連結する構造体機能をも要求される場合がある。
　当該静翼は、周方向に複数枚並んで設けられており、各静翼の端部には周方向に延びるシュラウドが形成され、これら各静翼のシュラウド同士が突き合わされている。
　ここで、タービン静翼においては、静翼及びシュラウドにより形成される流路内には高温ガスが流れるが、シュラウド同士が突き合わされている端面に高温ガスが略垂直に当たる部分があると、当該部分に高温酸化による腐食を生じるおそれがある。
　そこで、このシュラウド間の継ぎ目部分の端面をガイドベーンにより決定される高温ガスの流線に沿った形状とすることによって、ガイドベーンの背側のシュラウド端面において、高温ガスが垂直な方向から衝突する部分を減じて、高温酸化される部分の低減を図る構成が開発されている（特許文献１参照）。
特開２００４－９２６１２号公報
　上記特許文献１に記載のタービン静翼は、高温ガスの整流を目的とするものであり単体材料からなる。そのため、当該静翼の両端部はシュラウドと一体をなして構成されている。一方、静翼は、十分な剛性や強度を必要とする翼部と大きな剛性や強度を必要としないシュラウド部とで、使用する材料を変えて別体化し、軽量化やコスト低減を図る場合がある。特に整流機能だけでなく構造体機能をも要求される静翼は、たとえばファン出口案内翼に構造体機能を持たせる場合には、翼部に空力荷重だけでなく構造体としての剛性や強度が必要とされるため、特に軽量化やコスト低減の効果が大きい。
　そこで、特許文献１のようなシュラウドに代えて、各静翼間に別体のライナ（フェアリング）を設けて空気流路を形成する構成が開発されている。当該ライナは静翼を背側及び腹側から挟み込むように突き合わされて設けられるため、静翼の前縁及び後縁に分割線が形成される。
　しかしながら、特に静翼の前縁側は空力的に重要であるのに対し、静翼の前縁側に隙間や段差があると渦が発生し、圧力損失を生じるという問題がある。
　本発明の少なくとも一実施形態はこのような問題を解決するためになされたもので、その目的とするところは、ターボファンエンジンにおいて、静翼とライナで空気流路を形成しつつ、ライナ間の隙間や段差により生じる圧力損失を抑えることのできる静翼構造及びこれを用いたターボファンエンジンを提供することにある。
　上記した目的を達成するために、本発明の少なくとも一実施形態に係る静翼構造では、ターボファンエンジンのファンケースと、前記ターボファンエンジンのエンジン本体部と、前記ファンケースと前記エンジン本体部とを連結する複数の静翼と、隣接する前記静翼の端部間にて流路面を形成する複数のライナと、を備え、隣接する前記ライナ同士は前記静翼を挟んで突き合わされており、前記静翼の前縁側に形成される前記ライナ間の分割線が流線方向に沿っている。
　上記手段を用いる本発明の少なくとも一実施形態によれば、複合材料からなる静翼とライナで空気流路を形成しつつ、ライナ間の隙間や段差により生じる圧力損失を抑えることができる。
本発明の一実施形態に係る静翼構造を採用したターボファンエンジンの前側上部における部分断面図である。 ファン出口案内翼の全体斜視図である。 図２のファン出口案内翼の翼基端部を拡大した斜視図である。 ファン出口案内翼の翼先端部を拡大した斜視図である。 ファン出口案内翼の翼先端部の分解図である。 図３ＢのＡ－Ａ線に沿う断面図である。
　以下、本発明の実施形態を図面に基づいて説明する。
　図１は本発明に係る静翼構造の一実施形態を示しており、この実施形態では、ターボファンエンジンを構成する静翼としてのファン出口案内翼を例に挙げて説明する。
　図１に示すように、ターボファンエンジン１（以下単にエンジン１という）において、エンジン本体部２におけるエンジン内筒３の軸心側に環状のコア流路４が形成され、エンジン本体部２の外側部分であるファンケース５の内周面及びエンジン内筒３の外周面の間にバイパス流路６（空気流路）が形成されている。
　このエンジン１の空気流上流側（図中左側）である前部には、ファンディスク７が軸受８を介して図示しないエンジン軸心周りに回転可能に設置されている。このファンディスク７は、エンジン１の空気流下流側（図中右側）である後部に配置される図示しない低圧タービンにおけるタービンロータに一体的に連結されている。
　また、このファンディスク７の外周面には、複数の動翼１０が嵌合溝７ａを介して周方向に等間隔で配置されており、動翼１０と嵌合溝７ａとの間における前後には、スペーサ１１、１１が配置されている。ファンディスク７の前部及び後部には、動翼１０を支える環状のリテーナ１２、１３が周方向に一体的にそれぞれ設置され、前部のリテーナ１２はノーズコーン１４に一体的に連結され、後部のリテーナ１３はファンディスク７の下流側に隣接する低圧圧縮機１５におけるロータ１６に同軸で且つ一体的に連結されている。
　つまり、エンジン１の運転時には、複数の動翼１０をファンディスク７とともに回転させることで、コア流路４及びバイパス流路６に空気を導入することができるようになっている。
　このエンジン１は、バイパス流路６内に複数のファン出口案内翼２０を備えている。複数のファン出口案内翼２０は、エンジン内筒３の周囲に配置されており、バイパス流路６を流れる旋回空気流を整流するようになっている。このファン出口案内翼２０は、チタン合金やアルミニュウム合金等の金属材料または熱硬化性樹脂あるいは熱可塑性樹脂と炭素繊維あるいはガラス繊維等を組み合わせた複合材料が用いられるが、本図においては静翼に複合材料を用いた場合を示している。
　このファン出口案内翼２０の軸心側（内側）である翼基端部２１は連結サポート体３０を介して、エンジン内筒３に配置されたファンフレーム３１の取付フランジ３１ａ、３１ａに連結されている。また、ファン出口案内翼２０の軸心から離れた側（外側）である翼先端部２２は、連結サポート体３２を介して、ファンケース５に配置された取付フランジ５ａ、５ａに連結されている。
　また、ファン出口案内翼２０の前縁部分の表面には、静翼が物の衝突等による摩耗を防止するためのエロージョン防止用金属であるシース２３が設けられている。シース２３は例えばチタン合金の板材であり、ファン出口案内翼２０の前縁端を覆うように接着されている。
　ここで、図２にはファン出口案内翼２０の全体斜視図が示されており、図３Ａにはファン出口案内翼２０の翼基端部２１を拡大した斜視図、図３Ｂにはファン出口案内翼２０の翼先端部２２を拡大した斜視図、がそれぞれ示されており、以下これらの図に基づきファン出口案内翼２０のライナ構造について詳しく説明する。
　図２では１つのファン出口案内翼２０を代表に示しているが、エンジン１に複数設けられているそれぞれのファン出口案内翼２０は、翼基端部２１にはファン出口案内翼２０間に周方向に延びるインナライナ４０が設けられ、翼先端部２２においては隣り合うファン出口案内翼２０間において周方向に延びるアウタライナ５０が設けられている。各インナライナ４０はエンジン内筒３の一部をなし、各アウタライナ５０はファンケース５の一部をなしている。つまり、当該インナライナ４０及びアウタライナ５０はバイパス流路６の流路面の一部を形成している。
　詳しくは、図３Ａに示すように、ファン出口案内翼２０の翼基端部２１は、一対のインナライナ４０、４０が突き合わされてファン出口案内翼２０を翼厚方向から挟み込んでいる。１つのインナライナ４０は、空気流上流側の前辺４１と、下流側の後辺４２と、ファン出口案内翼２０の腹側と接する腹側辺４３と、背側と接する背側辺４４との四辺を有した略矩形状をなしている。腹側辺４３及び背側辺４４はそれぞれ、ファン出口案内翼２０と当接する当接部４３ａ、４４ａと、ファン出口案内翼２０より前縁側に位置する前縁部４３ｂ、４４ｂと、後縁側に位置する後縁部４３ｃ、４４ｃとからなる。
　背側辺４４の当接部４４ａにおいては、ファン出口案内翼２０の背側の表面形状に合わせて湾曲し、前縁側がファン出口案内翼２０の前縁を囲んで僅かに腹側にまで回り込んだ形状をなしている。他方の腹側辺４３の当接部４３ａにおいては、背側辺４４の当接部４４ａが一部回り込んでいる分を除いて、ファン出口案内翼２０の腹側の表面形状に合わせて湾曲している。
　そして、ファン出口案内翼２０を挟んで一対のインナライナ４０、４０を突き合わせた状態では、腹側辺４３及び背側辺４４の両前縁部４３ｂ、４４ｂが突き合わされて前縁分割線４５を形成し、両後縁部４３ｃ、４４ｃが突き合わされて後縁分割線４６を形成する。前縁分割線４５はファン出口案内翼２０の前縁から腹側にオフセットされた位置から、ファン出口案内翼２０の翼弦線を前縁側に延長した線と平行をなすように、即ち流線方向に沿って、前辺４１まで延びている。この前縁分割線４５におけるファン出口案内翼２０の前縁から腹側へのオフセット量は、前縁分割線４５とファン出口案内翼２０の翼面の交点が翼弦長の１．０％以上１０．０％以下が好ましい。後縁分割線４６は、ファン出口案内翼２０の後縁からファン出口案内翼２０の翼弦線を後縁側に延長した線に沿って、即ち流線方向に沿って、後辺４２まで延びている。
　またファン出口案内翼２０の翼先端部２２においては、図３Ｂに示されており、当該図３Ｂには連結サポート体３２等も示されている。ファン出口案内翼２０の翼先端部２２は翼厚方向両側から連結サポート体３２の一部である一対の対向壁３２ａ、３２ｂにより挟持されている。当該対向壁３２ａ、３２ｂは複数個所（図３Ｂでは４箇所）においてボルト及びナットにより翼先端部２２に連結されている。この対向壁３２ａ、３２ｂを含む連結サポート体３２は、アルミ合金やチタン合金等の金属から成り、ファンケース５と取付フランジ５ａ、５ａを介して連結されている。なお、ファン出口案内翼の翼基端部２１において図３Ａでは連結サポート体３０等が示されていないが、翼先端部２２も翼基端部２１と同様に連結サポート体３０の対向壁により挟持されている。
　また、図３Ｂに示すように、ファン出口案内翼２０の翼先端部２２は、対向壁３０ａ、３０ｂより内側にて、一対のアウタライナ５０、５０が突き合わされてファン出口案内翼２０を翼厚方向から挟み込んでいる。アウタライナ５０もインナライナ４０と同様に、前辺５１、後辺５２、腹側辺５３、背側辺５４からなる略矩形状をなしており、腹側辺５３及び背側辺５４はそれぞれ当接部５３ａ、５４ａ、前縁部５３ｂ、５４ｂ、及び後縁部５３ｃ、５４ｃとからなる。
　アウタライナ５０の背側辺５４の当接部５４ａも、ファン出口案内翼２０の背側の表面形状に合わせて湾曲し、前縁側がファン出口案内翼２０の前縁を囲んで僅かに腹側に回り込んだ形状をなしている。他方の腹側辺５３の当接部５３ａにおいては、背側辺５４の当接部５４ａが一部回り込んでいる分を除いて、ファン出口案内翼２０の腹側の表面形状に合わせて湾曲している。
　また、ファン出口案内翼２０を挟んで一対のアウタライナ５０、５０を突き合わせた状態では、腹側辺５３及び背側辺５４の両前縁部５３ｂ、５４ｂが突き合わされて前縁分割線５５を形成し、腹側辺５３及び背側辺５４の両後縁部５３ｃ、５４ｃが突き合わされて後縁分割線５６を形成する。前縁分割線５５はファン出口案内翼２０の前縁から腹側にオフセットされた位置から、ファン出口案内翼２０の翼弦線を前縁側に延長した線と平行をなすように、即ち流線方向に沿って、前辺５１まで延びている。後縁分割線５６は、ファン出口案内翼２０の後縁からファン出口案内翼２０の翼弦線を後縁側に延長した線に沿って、即ち流線方向に沿って、後辺５２まで延びている。
　さらに、ここで図４Ａ、図４Ｂを参照すると、図４Ａにはファン出口案内翼の翼先端部の分解図、図４Ｂには図３ＢのＡ－Ａ線に沿う断面図が示されている。
　図４Ａの分解図に詳しく示されるように、アウタライナ５０の腹側辺５３及び背側辺５４の当接部５３ａ、５４ａの縁部分にはそれぞれラバーフィレット５７ａ、５７ｂが、腹側辺５３及び背側辺５４の当接部５３ａ、５４ａの周縁部分には、チューブシール５８ａ、５８ｂが取り付けられている。
　ラバーフィレット５７ａ、５７ｂ及びチューブシール５８ａ、５８ｂはそれぞれゴム等の弾性部材からなり、例えば接着剤等によりアウタライナ５０に取り付けられている。そして、図４Ｂに示すように、ラバーフィレット５７ａ、５７ｂはファン出口案内翼２０との間の隙間を埋めるように、ファン出口案内翼２０側に延びている。また、チューブシール５８ａ、５８ｂは、連結サポート体３２の対向壁３２ａ、３２ｂとの間の隙間を埋めるように、アウタライナの外側面に設けられている。なお、図示しないがインナライナ４０にも、アウタライナ５０と同様に、ラバーフィレット及びチューブシールが設けられている。
　このように、バイパス流路６を形成するインナライナ４０及びアウタライナ５０において、前縁分割線４５、５５はファン出口案内翼２０の翼弦線と平行をなし流線に沿っていることから、バイパス流路６内を流れる空気が当該前縁分割線４５、５５を横切ることなく通過することとなる。また後縁分割線４６、５６においてもファン出口案内翼２０の翼弦線に沿い流線に沿っていることから、バイパス流路６内を流れる空気が当該後縁分割線４６、５６を横切ることなく通過することとなる。従って、前縁分割線４５、５５及び後縁分割線４６、５６により隙間や段差が生じていても、渦の発生を抑えることができ、圧力損失を低減することができる。
　特に、前縁分割線４５、５５については、ファン出口案内翼２０の前縁から腹側にオフセットしており、インナライナ４０及びアウタライナ５０の背側辺４４、５４の当接部４４ａ、５４ａがファン出口案内翼２０の前縁を囲んでいることから、空力面の影響が大きいファン出口案内翼２０の前縁に分割線を存在させず、圧力損失等の影響を最小限に抑えることができている。
　さらに、インナライナ４０及びアウタライナ５０は、ファン出口案内翼２０とはラバーフィレット５７ａ、５７ｂを介し、連結サポート体３０、３２の対向壁３２ａ、３２ｂとはチューブシール５８ａ、５８ｂを介して、それぞれ取り付けられることから、隙間から空気が抜けないようにすることができ、より確実に圧力損失を低減することができる。
　以上で本実施形態の説明を終えるが、本発明の実施形態はこれに限られるものではない。
　例えば上記実施形態のファン出口案内翼２０は、ターボファンエンジン１のバイパス流路に設けられるものであるが、ターボファンエンジンにおいて他の位置に設けられる静翼にも適用することができる。
（本発明の態様）
　本発明の第１の態様は、ターボファンエンジンのファンケースと、前記ターボファンエンジンのエンジン本体部と、前記ファンケースと前記エンジン本体部とを連結する複数の静翼と、隣接する前記静翼の端部間にて流路面を形成する複数のライナと、を備え、隣接する前記ライナ同士は前記静翼を挟んで突き合わされており、前記静翼の前縁側に形成される前記ライナ間の分割線が流線方向に沿っている。
　本発明の第２の態様は、第１の態様において、前記ライナ間の分割線は前記静翼の前縁から腹側にオフセットした位置から当該ライナの前辺に延びている。
　本発明の第３の態様は、第２の態様において、前記ライナ間の分割線における前記静翼の前縁から腹側へのオフセット量は、前記静翼の翼弦長に対して１．０％以上１０．０％以下とする。
　本発明の第４の態様に係るターボファンエンジンでは、ターボファンエンジンを構成する静翼構造として第１から第３のいずれかの態様に係る静翼構造が用いられている。
　１　ターボファンエンジン
　２　エンジン本体部
　３　エンジン内筒
　５　ファンケース
　５ａ　取付フランジ
　６　バイパス流路
　１０　動翼
　２０　ファン出口案内翼（静翼）
　２１　翼基端部
　２２　翼先端部
　２３　シース
　３０、３２　連結サポート体
　４０　インナライナ
　４１、５１　前辺
　４２、５２　後辺
　４３、５３　腹側辺
　４３ａ、４４ａ、５３ａ、５４ａ　当接部
　４３ｂ、４４ｂ、５３ｂ、５４ｂ　前縁部
　４３ｃ、４４ｃ、５３ｃ、５４ｃ　後縁部
　４４、５４　背側辺
　４５、５５　前縁分割線
　４６、５６　後縁分割線
　５０　アウタライナ
　５７ａ、５７ｂ　ラバーフィレット
　５８ａ、５８ｂ　チューブシール
 

Claims (4)

  1. 　ターボファンエンジンのファンケースと、
    　前記ターボファンエンジンのエンジン本体部と、
    　前記ファンケースと前記エンジン本体部とを連結する複数の静翼と、
    　隣接する前記静翼の端部間にて流路面を形成する複数のライナと、を備え、
    　隣接する前記ライナ同士は前記静翼を挟んで突き合わされており、前記静翼の前縁側に形成される前記ライナ間の分割線が流線方向に沿っている静翼構造。
  2. 　前記ライナ間の分割線は前記静翼の前縁から腹側にオフセットした位置から当該ライナの前辺に延びている請求項１記載の静翼構造。
  3. 　前記ライナ間の分割線における前記静翼の前縁から腹側へのオフセット量は、前記静翼の翼弦長に対して１．０％以上１０．０％以下とする請求項２記載の静翼構造。
  4. 　ターボファンエンジンを構成する静翼構造として請求項１から３のいずれか一項に記載の静翼構造が用いられているターボファンエンジン。
     
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