JP2011069286A

JP2011069286A - Aircraft engine fan

Info

Publication number: JP2011069286A
Application number: JP2009220600A
Authority: JP
Inventors: Shinichiro Shishido; 進一郎宍戸
Original assignee: IHI Corp
Current assignee: IHI Corp
Priority date: 2009-09-25
Filing date: 2009-09-25
Publication date: 2011-04-07
Anticipated expiration: 2029-09-25
Also published as: JP5370046B2

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To facilitate weight saving of an aircraft engine, while balance correction of an aircraft engine fan 1 can be suitably and reliably performed. <P>SOLUTION: A blade body 31, a platform 33, a shank 35 and a dovetail 37 are formed of composite material. A sheath 39 made of metal such as a titanium alloy is integrally provided on a leading edge 31a side of the blade body 31, and weight mounting parts 47 or a thick wall part 55 is formed at an end side of the sheath 39. <P>COPYRIGHT: (C)2011,JPO&INPIT

Description

本発明は、航空機エンジンにおけるエンジンケース内に空気を取り込む航空機エンジン用ファンに関する。 The present invention relates to an aircraft engine fan that takes air into an engine case of an aircraft engine.

一般に、航空機エンジン用ファン（ファンロータ）は、航空機エンジンにおけるエンジンケース内に回転可能に設けられかつ外周面に複数の嵌合溝が形成されたファンディスクと、このファンディスクの各嵌合溝に嵌合して設けられたファンブレードとを具備している。また、航空機エンジン用ファンの運転中にファンブレード等に過大な振動が発生しないように、通常、航空機エンジン用ファンの組立時に、航空機エンジン用ファンの回転中心と重心を一致させるバランス修正を行っている。そして、航空機エンジン用ファンのバランス修正を行うために、航空機エンジンにおけるノーズコーンの後側近傍には、環状のフランジが設けられており、このフランジには、バランスウエイトを取付可能な複数のウエイト取付穴が形成されている（特許文献１参照）。 Generally, an aircraft engine fan (fan rotor) is provided in a fan disk that is rotatably provided in an engine case of an aircraft engine and has a plurality of fitting grooves formed on an outer peripheral surface thereof, and each of the fitting grooves of the fan disk. And a fan blade provided by fitting. Also, in order to prevent excessive vibration in the fan blades, etc. during operation of the aircraft engine fan, normally, when assembling the aircraft engine fan, a balance correction is made so that the center of rotation of the aircraft engine fan coincides with the center of gravity. Yes. In order to correct the balance of the aircraft engine fan, an annular flange is provided in the vicinity of the rear side of the nose cone in the aircraft engine, and a plurality of weight attachments to which a balance weight can be attached are provided on this flange. A hole is formed (see Patent Document 1).

特開２００９−５２５４９号公報JP 2009-52549 A

ところで、航空機エンジン用ファンのバランス修正を適切かつ確実に行うには、バランス修正の修正半径（ウエイト取付穴の径方向の長さ）とバランスウエイトの重量によって決定されるバランス修正の修正モーメントを大きくして、航空機エンジン用のバランス修正範囲（バランス修正幅）を拡げる必要がある。一方、バランス修正の修正モーメントを大きくすると、バランス修正の修正半径が小さいこともあって、バランスウエイトの重量が増大して、航空機エンジンの軽量化を促進することが困難になる。 By the way, in order to appropriately and reliably correct the balance of the fan for an aircraft engine, the balance correction correction moment determined by the correction radius of the balance correction (the length in the radial direction of the weight mounting hole) and the weight of the balance weight is increased. Therefore, it is necessary to expand the balance correction range (balance correction range) for aircraft engines. On the other hand, when the correction moment for balance correction is increased, the correction radius for balance correction is small, so that the weight of the balance weight increases and it is difficult to promote weight reduction of the aircraft engine.

つまり、航空機エンジン用ファンのバランス修正を適切かつ確実に行うことを可能にした上で、航空機エンジンの軽量化を促進することは困難であるという問題がある。 That is, there is a problem that it is difficult to promote weight reduction of the aircraft engine while making it possible to appropriately and reliably perform balance correction of the aircraft engine fan.

そこで、本発明は、前述の問題を解決することができる、新規な構成の航空機エンジン用ファンを提供することを目的とする。 Accordingly, an object of the present invention is to provide an aircraft engine fan having a novel configuration that can solve the above-described problems.

本発明の第１の特徴は、航空機エンジンにおけるエンジンケース内に空気を取り込む航空機エンジン用ファンにおいて、前記エンジンケース内に回転可能に設けられ、外周面に複数の嵌合溝が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たファンブレードと、を具備し、各ファンブレードは、強化繊維と樹脂との複合材料により構成されたブレード本体と、前記ブレード本体の基端側に一体形成され、空気の流路面を有し、前記複合材料により構成されたプラットホームと、前記プラットホームに一体形成され、前記複合材料により構成されたシャンクと、前記シャンクに一体形成され、前記複合材料により構成され、前記ファンディスクの前記嵌合溝に嵌合可能なダブテールと、前記ブレード本体の前縁側に一体的に設けられ、金属により構成され、前記ブレード本体を補強するシースとを備えてあって、各ファンブレードにおける前記シースの先端側に、バランスウエイトを取付可能なウエイト取付部又は切削によってバランス調整可能な余肉部が形成されていることを要旨とする。 According to a first aspect of the present invention, in an aircraft engine fan that takes air into an engine case of an aircraft engine, the fan is rotatably provided in the engine case, and a plurality of fitting grooves are formed at equal intervals on an outer peripheral surface. Fan blades, and fan blades fitted in the respective fitting grooves of the fan disks, each fan blade is a blade body made of a composite material of reinforcing fibers and resin, A platform integrally formed on the base end side of the blade body, having an air flow path surface, and configured by the composite material; a shank integrally formed on the platform and configured by the composite material; and the shank A dovetail formed integrally and composed of the composite material and capable of being fitted into the fitting groove of the fan disk; and the blade A weight mounting portion that is integrally provided on the front edge side of the body, is made of metal, includes a sheath that reinforces the blade body, and can attach a balance weight to the distal end side of the sheath in each fan blade Or it makes it a summary that the surplus part which can be balance-adjusted by cutting is formed.

なお、本願の明細書及び特許請求の範囲において、「切削によってバランス調整可能な余肉部」とは、既に切削によってバランス調整された余肉部を含む意である。 In the specification and claims of the present application, the “remaining portion that can be balanced by cutting” means that a surplus portion that has already been balanced by cutting is included.

第１の特徴によると、各ファンブレードにおける前記ブレード本体、前記プラットホーム、前記シャンク、及び前記ダブテールが前記複合材料により構成され、各ファンブレードにおける前記ブレード本体の前縁側に金属により構成された前記シースが一体的に設けられているため、各ファンブレードの耐衝撃性を確保しつつ、チタン合金等の金属により構成されたファンブレード（金属製ファンブレード）の前縁の肉厚よりも、前記シースの先端側の肉厚を厚くすることができる。また、各ファンブレードにおける前記シースの先端側に前記ウエイト取付部又は前記余肉部が形成されているため、バランス修正の修正半径を長くすることができる。これにより、前記航空機エンジン用ファンの運転中（回転中）における前記ファンブレードの振動を抑えた上で、前記バランスウエイト又は前記余肉部の重量の低減を図りつつ、前記航空機エンジン用ファンの修正モーメントを大きくすることができる。 According to the first feature, the blade body, the platform, the shank, and the dovetail of each fan blade are made of the composite material, and the sheath is made of metal on the front edge side of the blade body of each fan blade. Is provided integrally, so that the shock resistance of each fan blade is ensured, and the sheath has a thickness greater than the thickness of the front edge of the fan blade (metal fan blade) made of metal such as titanium alloy. The thickness of the tip side of the can be increased. Further, since the weight attaching portion or the surplus portion is formed on the distal end side of the sheath in each fan blade, the correction radius for balance correction can be increased. Thereby, while suppressing the vibration of the fan blade during operation (during rotation) of the aircraft engine fan, the balance weight or the weight of the surplus portion is reduced, and the aircraft engine fan is corrected. The moment can be increased.

なお、バランス修正の修正半径とは、前記ウエイト取付部の径方向の長さ又は前記余肉部の径方向の長さのことであって、バランス修正の修正モーメントは、バランス修正の修正半径と前記バランスウエイト又は前記余肉部の重量とによって決定されるものである。 The correction radius for balance correction is the radial length of the weight mounting portion or the radial length of the surplus portion, and the correction moment for balance correction is the correction radius for balance correction. It is determined by the balance weight or the weight of the surplus part.

本発明の第２の特徴は、航空機エンジンにおけるエンジンケース内に空気を取り込む航空機エンジン用ファンにおいて、前記エンジンケース内に回転可能に設けられ、外周面に複数の嵌合溝が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たファンブレードと、を具備し、各ファンブレードは、強化繊維と樹脂との複合材料により構成されたブレード本体と、前記ブレード本体の基端側に一体形成され、空気の流路面を有し、前記複合材料により構成されたプラットホームと、前記プラットホームに一体形成され、前記複合材料により構成されたシャンクと、前記シャンクに一体形成され、前記複合材料により構成され、前記ファンディスクの前記嵌合溝に嵌合可能なダブテールと、前記ブレード本体の前縁側に一体的に設けられ、金属により構成され、前記ブレード本体を補強するシースと、前記ブレード本体の後縁側から外縁側に亘って一体的に設けられ、金属により構成され、前記ブレード本体を補強するガードとを備えてあって、各ファンブレードにおける前記シースの先端側又は前記ガードの先端側（前端側）に、バランスウエイトを取付可能なウエイト取付部又は切削によってバランス調整可能な余肉部が形成されていることを要旨とする。 According to a second aspect of the present invention, in an aircraft engine fan that takes air into an engine case of an aircraft engine, the fan is rotatably provided in the engine case, and a plurality of fitting grooves are formed at equal intervals on an outer peripheral surface. Fan blades, and fan blades fitted in the respective fitting grooves of the fan disks, each fan blade is a blade body made of a composite material of reinforcing fibers and resin, A platform integrally formed on the base end side of the blade body, having an air flow path surface, and configured by the composite material; a shank integrally formed on the platform and configured by the composite material; and the shank A dovetail formed integrally and composed of the composite material and capable of being fitted into the fitting groove of the fan disk; and the blade The blade is integrally provided on the front edge side of the body and made of metal, and the sheath that reinforces the blade body, and is integrally provided from the rear edge side to the outer edge side of the blade body, is made of metal, and the blade A guard that reinforces the main body, and a weight attaching portion that can attach a balance weight to the distal end side of the sheath or the distal end side (front end side) of the guard in each fan blade, or a balance that can be adjusted by cutting. The gist is that the meat part is formed.

第２の特徴によると、各ファンブレードにおける前記ブレード本体、前記プラットホーム、前記シャンク、及び前記ダブテールが前記複合材料により構成され、各ファンブレードにおける前記ブレード本体の前縁側に金属により構成された前記シースが一体的に設けられ、各ファンブレードにおける前記ブレード本体の後縁側から外縁側に亘って金属により構成された前記ガードが一体的に設けられているため、各ファンブレードの耐衝撃性を確保しつつ、金属製ファンブレードの前縁及び外縁の肉厚よりも、前記シースの先端側及び前記ガードの先端側の肉厚を厚くすることができる。また、各ファンブレードにおける前記シースの先端側又は前記ガードの先端側に前記ウエイト取付部又は前記余肉部が形成されているため、バランス修正の修正半径を長くすることができる。これにより、前記航空機エンジン用ファンの運転中（回転中）における前記ファンブレードの振動を抑えた上で、前記バランスウエイト又は前記余肉部の重量の低減を図りつつ、前記航空機エンジン用ファンの修正モーメントを大きくすることができる。 According to the second aspect, the blade body, the platform, the shank, and the dovetail of each fan blade are made of the composite material, and the sheath is made of metal on the front edge side of the blade body of each fan blade. Are integrally provided, and the guard made of metal is integrally provided from the rear edge side to the outer edge side of the blade body in each fan blade, so that the impact resistance of each fan blade is ensured. On the other hand, the thickness of the distal end side of the sheath and the distal end side of the guard can be made thicker than the thickness of the front edge and the outer edge of the metal fan blade. Further, since the weight attaching portion or the surplus portion is formed on the distal end side of the sheath or the distal end side of the guard in each fan blade, the correction radius for balance correction can be increased. Thereby, while suppressing the vibration of the fan blade during operation (during rotation) of the aircraft engine fan, the balance weight or the weight of the surplus portion is reduced, and the aircraft engine fan is corrected. The moment can be increased.

本発明の第３の特徴は、航空機エンジンにおけるエンジンケース内に空気を取り込む航空機エンジン用ファンに用いられるファンブレードにおいて、強化繊維と樹脂との複合材料により構成されたブレード本体と、前記ブレード本体の基端側に一体形成され、空気の流路面を有し、前記複合材料により構成されたプラットホームと、前記プラットホームに一体形成され、前記複合材料により構成されたシャンクと、前記シャンクに一体形成され、前記複合材料により構成され、前記ファンディスクの前記嵌合溝に嵌合可能なダブテールと、前記ブレード本体の前縁側に一体的に設けられ、金属により構成され、前記ブレード本体を補強するシースと、を具備し、前記シースの先端側に、バランスウエイトを取付可能なウエイト取付部又は切削によってバランス調整可能な余肉部が形成されていることを要旨とする。 According to a third aspect of the present invention, in a fan blade used for an aircraft engine fan that takes air into an engine case of an aircraft engine, a blade body made of a composite material of a reinforcing fiber and a resin, A platform integrally formed on the base end side, having an air flow path surface, configured by the composite material, a shank formed integrally by the platform and configured by the composite material, and integrally formed by the shank; A dovetail made of the composite material, which can be fitted into the fitting groove of the fan disk, and a sheath which is integrally provided on the front edge side of the blade body, is made of metal and reinforces the blade body; A weight attaching portion or cutting capable of attaching a balance weight to the distal end side of the sheath Thus the gist that the excess thickness portion capable balancing is formed.

第３の特徴によると、前記ブレード本体、前記プラットホーム、前記シャンク、及び前記ダブテールが前記複合材料により構成され、前記ブレード本体の前縁側に金属により構成された前記シースが一体的に設けられているため、前記ファンブレードの耐衝撃性を確保しつつ、チタン合金等の金属により構成されたファンブレード（金属製ファンブレード）の前縁の肉厚よりも、前記シースの先端側の肉厚を厚くすることができる。また、前記シースの先端側に前記ウエイト取付部又は前記余肉部が形成されているため、バランス修正の修正半径を長くすることができる。これにより、前記航空機エンジン用ファンの運転中（回転中）における前記ファンブレードの振動を抑えた上で、前記バランスウエイト又は前記余肉部の重量の低減を図りつつ、前記航空機エンジン用ファンの修正モーメントを大きくすることができる。 According to a third feature, the blade body, the platform, the shank, and the dovetail are made of the composite material, and the sheath made of metal is integrally provided on the front edge side of the blade body. Therefore, while ensuring the impact resistance of the fan blade, the thickness on the front end side of the sheath is thicker than the thickness of the front edge of the fan blade (metal fan blade) made of metal such as titanium alloy. can do. Further, since the weight attaching portion or the surplus portion is formed on the distal end side of the sheath, the correction radius for balance correction can be increased. Thereby, while suppressing the vibration of the fan blade during operation (during rotation) of the aircraft engine fan, the balance weight or the weight of the surplus portion is reduced, and the aircraft engine fan is corrected. The moment can be increased.

本発明の第４の特徴は、航空機エンジンにおけるエンジンケース内に空気を取り込む航空機エンジン用ファンに用いられるファンブレードにおいて、強化繊維と樹脂との複合材料により構成されたブレード本体と、前記ブレード本体の基端側に一体形成され、空気の流路面を有し、前記複合材料により構成されたプラットホームと、前記プラットホームに一体形成され、前記複合材料により構成されたシャンクと、前記シャンクに一体形成され、前記複合材料により構成され、前記ファンディスクの前記嵌合溝に嵌合可能なダブテールと、前記ブレード本体の前縁側に一体的に設けられ、金属により構成され、前記ブレード本体を補強するシースと、前記ブレード本体の後縁側から外縁側に亘って一体的に設けられ、金属により構成され、前記ブレード本体を補強するガードと、を具備し、前記シースの先端側又は前記ガードの先端側（前端側）に、バランスウエイトを取付可能なウエイト取付部又は切削によってバランス調整可能な余肉部が形成されていることを要旨とする。 According to a fourth aspect of the present invention, in a fan blade used for an aircraft engine fan that takes air into an engine case of an aircraft engine, a blade body made of a composite material of a reinforcing fiber and a resin, A platform integrally formed on the base end side, having an air flow path surface, configured by the composite material, a shank formed integrally by the platform and configured by the composite material, and integrally formed by the shank; A dovetail made of the composite material, which can be fitted into the fitting groove of the fan disk, and a sheath which is integrally provided on the front edge side of the blade body, is made of metal and reinforces the blade body; The blade body is integrally provided from the rear edge side to the outer edge side, and is made of metal. A guard that reinforces the blade body, and a weight attaching portion that can attach a balance weight or a surplus portion that can be balanced by cutting is formed on the distal end side of the sheath or the distal end side (front end side) of the guard. It is a summary.

第４の特徴によると、前記ブレード本体、前記プラットホーム、前記シャンク、及び前記ダブテールが前記複合材料により構成され、前記ブレード本体の前縁側に金属により構成された前記シースが一体的に設けられ、前記ブレード本体の後縁側から外縁側に亘って金属により構成された前記ガードが一体的に設けられているため、前記ファンブレードの耐衝撃性を確保しつつ、金属製ファンブレードの前縁及び外縁の肉厚よりも、前記シースの先端側及び前記ガードの先端側の肉厚を厚くすることができる。また、各ファンブレードにおける前記シースの先端側又は前記ガードの先端側に前記ウエイト取付部又は前記余肉部が形成されているため、バランス修正の修正半径を長くすることができる。これにより、前記航空機エンジン用ファンの運転中（回転中）における前記ファンブレードの振動を抑えた上で、前記バランスウエイト又は前記余肉部の重量の低減を図りつつ、前記航空機エンジン用ファンの修正モーメントを大きくすることができる。 According to a fourth feature, the blade body, the platform, the shank, and the dovetail are made of the composite material, and the sheath made of metal is integrally provided on the front edge side of the blade body, Since the guard made of metal is integrally provided from the rear edge side to the outer edge side of the blade body, the front edge and the outer edge of the metal fan blade are secured while ensuring the impact resistance of the fan blade. The wall thickness on the distal end side of the sheath and the distal end side of the guard can be made thicker than the wall thickness. Further, since the weight attaching portion or the surplus portion is formed on the distal end side of the sheath or the distal end side of the guard in each fan blade, the correction radius for balance correction can be increased. Thereby, while suppressing the vibration of the fan blade during operation (during rotation) of the aircraft engine fan, the balance weight or the weight of the surplus portion is reduced, and the aircraft engine fan is corrected. The moment can be increased.

本発明によれば、前記航空機エンジン用ファンの運転中における前記ファンブレードの振動を抑えた上で、前記バランスウエイト又は前記余肉部の重量の低減を図りつつ、前記航空機エンジン用ファンの修正モーメントを大きくすることができるため、前記航空機エンジン用ファンのバランス修正を適切かつ確実に行うことを可能にした上で、前記航空機エンジンの軽量化を促進することができる。 According to the present invention, the correction moment of the aircraft engine fan is reduced while suppressing the vibration of the fan blade during operation of the aircraft engine fan and reducing the weight of the balance weight or the surplus part. Since the balance of the aircraft engine fan can be corrected appropriately and reliably, the weight reduction of the aircraft engine can be promoted.

本発明の第１実施形態に係るファンブレードの斜視図である。1 is a perspective view of a fan blade according to a first embodiment of the present invention. 本発明の第１実施形態に係るファンブレードの分解斜視図である。1 is an exploded perspective view of a fan blade according to a first embodiment of the present invention. 図１における矢視部IIIの拡大図である。It is an enlarged view of the arrow view part III in FIG. 本発明の第１実施形態に係るファンブレードの側面図である。It is a side view of the fan blade which concerns on 1st Embodiment of this invention. 図５（ａ）は、図４におけるVA-VA線に沿った拡大断面図、図５（ｂ）は、図４におけるVB-VB線に沿った拡大断面図、図５（ｃ）は、図４におけるVC-VC線に沿った拡大断面図である。5A is an enlarged sectional view taken along line VA-VA in FIG. 4, FIG. 5B is an enlarged sectional view taken along line VB-VB in FIG. 4, and FIG. 5 is an enlarged cross-sectional view along the line VC-VC in FIG. 本発明の第１実施形態に係るファンブレードの変形例を示す図である。It is a figure which shows the modification of the fan blade which concerns on 1st Embodiment of this invention. 本発明の実施形態に係る航空機エンジンの前部の半断面図である。1 is a half sectional view of a front portion of an aircraft engine according to an embodiment of the present invention. 本発明の第２実施形態に係るファンブレードの斜視図である。It is a perspective view of a fan blade concerning a 2nd embodiment of the present invention. 本発明の第２実施形態に係るファンブレードの分解斜視図である。It is a disassembled perspective view of the fan blade which concerns on 2nd Embodiment of this invention. 図８における矢視部Xの拡大図である。FIG. 9 is an enlarged view of the arrow X in FIG. 8. 図１０におけるXI-XI線に沿った断面図である。It is sectional drawing along the XI-XI line in FIG. 本発明の第２実施形態に係るファンブレードの変形例を示す図である。It is a figure which shows the modification of the fan blade which concerns on 2nd Embodiment of this invention.

（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７を参照して説明する。なお、図７中、「Ｆ」は、前方向、「Ｒ」は、後方向を指している。 (First embodiment)
A first embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. In FIG. 7, “F” indicates the forward direction, and “R” indicates the backward direction.

図７に示すように、本発明の実施形態に係る航空機エンジン用ファン（ファンロータ）１は、筒状の第１エンジンケース３と筒状の第２エンジンケース５を同軸上に備えた航空機エンジンに用いられ、第１エンジンケース３の内側に形成された環状の主流路７（コア流路）及び第１エンジンケース３と第２エンジンケース５の間に形成された環状のバイパス流路９に空気を取り込むものである。そして、航空機エンジン用ファン１の具体的な構成は、次のようになる。 As shown in FIG. 7, an aircraft engine fan (fan rotor) 1 according to an embodiment of the present invention includes an aircraft engine having a cylindrical first engine case 3 and a cylindrical second engine case 5 on the same axis. The annular main passage 7 (core passage) formed inside the first engine case 3 and the annular bypass passage 9 formed between the first engine case 3 and the second engine case 5 are used. It takes in air. The specific configuration of the aircraft engine fan 1 is as follows.

第１エンジンケース３の前部には、ファンディスク１１がベアリング１３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の外周面には、複数の嵌合溝１５が等間隔に形成されている。 A fan disk 11 is rotatably provided at the front portion of the first engine case 3 via a bearing 13, and a plurality of fitting grooves 15 are formed at equal intervals on the outer peripheral surface of the fan disk 11. ing.

ファンディスク１１の各嵌合溝１５には、ファンブレード１７が嵌合して設けられており、ファンディスクの各嵌合溝１５の底面（奥面）とファンブレード１７には、複数のスペーサ１９が設けられている。また、ファンディスク１１の前側には、複数のファンブレード１７を前方から保持する環状のフロントホルダ２１が一体的に設けられており、ファンディスク１１の後側には、複数のファンブレード１７を後方から保持する環状のリアホルダ２３が一体的に設けられている。なお、フロントホルダ２１は、空気を案内するノーズコーン２５に一体的に連結されており、リアホルダ２３は、航空機エンジン用ファン１の後方に配設された低圧圧縮機２７における低圧圧縮機ロータ２９に一体的に連結してある。 A fan blade 17 is fitted in each fitting groove 15 of the fan disk 11, and a plurality of spacers 19 are provided on the bottom surface (back face) of each fan groove 11 and the fan blade 17. Is provided. In addition, an annular front holder 21 that holds a plurality of fan blades 17 from the front is integrally provided on the front side of the fan disk 11, and the plurality of fan blades 17 are disposed on the rear side of the fan disk 11. An annular rear holder 23 is integrally provided. The front holder 21 is integrally connected to a nose cone 25 that guides air, and the rear holder 23 is connected to a low-pressure compressor rotor 29 in a low-pressure compressor 27 that is disposed behind the aircraft engine fan 1. They are connected together.

従って、航空機エンジンの稼働によりファンディスク１１を回転させると、複数のファンブレード１７をファンディスク１１と一体的に回転させて、主流路７内及びバイパス流路９内（換言すれば、第１エンジンケース３内及び第２エンジンケース５内）に空気を取り込むことができる。 Accordingly, when the fan disk 11 is rotated by the operation of the aircraft engine, the plurality of fan blades 17 are rotated integrally with the fan disk 11 to be within the main flow path 7 and the bypass flow path 9 (in other words, the first engine). Air can be taken into the case 3 and the second engine case 5).

続いて、本発明の第１実施形態に係るファンブレード１７の具体的な構成について説明する。 Next, a specific configuration of the fan blade 17 according to the first embodiment of the present invention will be described.

図１、図２、図４、及び図５（ｂ）（ｃ）に示すように、ファンブレード１７は、ブレード本体３１を備えており、このブレード本体３１は、炭素繊維等の強化繊維とエポキシ樹脂等の熱硬化性樹脂との複合材料により構成されている。また、ファンブレード１７の基端側には、プラットホーム３３が一体形成されており、このプラットホーム３３は、空気の流路面３３ｆを有してあって、前記複合材料により構成されている。 As shown in FIGS. 1, 2, 4, and 5B and 5C, the fan blade 17 includes a blade main body 31. The blade main body 31 includes a reinforcing fiber such as carbon fiber and an epoxy. It is comprised by the composite material with thermosetting resins, such as resin. A platform 33 is integrally formed on the base end side of the fan blade 17, and the platform 33 has an air flow path surface 33f and is made of the composite material.

プラットホーム３３には、シャンク３５が一体形成されており、このシャンク３５は、前記複合材料により構成されている。また、シャンク３５には、ファンディスク１１の嵌合溝１５（図７参照）に嵌合可能なダブテール３７が一体形成されており、このダブテール３７は、前記複合材料により構成されている。 A shank 35 is integrally formed on the platform 33, and the shank 35 is made of the composite material. The shank 35 is integrally formed with a dovetail 37 that can be fitted into the fitting groove 15 (see FIG. 7) of the fan disk 11, and the dovetail 37 is made of the composite material.

ブレード本体３１の前縁３１ａ側には、ブレード本体３１を補強するシース３９が一体的に設けられており、このシース３９は、チタン合金等の金属により構成されている。また、ブレード本体３１の後縁３１ｂ側から外縁３１ｃ側に亘って、ブレード本体３１を補強するガード４１が一体的に設けられており、このガード４１は、チタン合金等の金属により構成されている。 A sheath 39 that reinforces the blade body 31 is integrally provided on the front edge 31a side of the blade body 31. The sheath 39 is made of a metal such as a titanium alloy. A guard 41 that reinforces the blade body 31 is integrally provided from the rear edge 31b side to the outer edge 31c side of the blade body 31, and the guard 41 is made of a metal such as a titanium alloy. .

図３及び図５（ａ）に示すように、シース３９の先端側には、バランスウエイトとしての螺合関係にあるボルト４３とナット４５を取付可能な複数のウエイト取付部４７が形成されている。具体的には、シース３９の一側面（腹面）の先端側には、ボルト４３の先端部及びナット４５を収容可能な複数の第１窪み４９が形成されており、シース３９の他側面（背面）の先端側には、ボルト４３の頭部を収容可能な複数の第２窪み５１が形成されており、各第２窪み５１は、対応関係にある第１窪み４９に整合している。そして、対応関係にある第１窪み４９と第２窪み５１の境界部（中間部）には、ボルト４３を挿通可能な挿通孔５３が形成されている。 As shown in FIGS. 3 and 5A, a plurality of weight attachment portions 47 to which bolts 43 and nuts 45 that are screwed as balance weights can be attached are formed on the distal end side of the sheath 39. . Specifically, a plurality of first recesses 49 that can accommodate the distal end portion of the bolt 43 and the nut 45 are formed on the distal end side of one side surface (abdominal surface) of the sheath 39, and the other side surface (rear surface) of the sheath 39. ) Is formed with a plurality of second recesses 51 that can accommodate the heads of the bolts 43, and each second recess 51 is aligned with a corresponding first recess 49. An insertion hole 53 into which the bolt 43 can be inserted is formed at the boundary portion (intermediate portion) between the first recess 49 and the second recess 51 in a corresponding relationship.

なお、シース３９の先端側に複数のウエイト取付部４７が形成される代わりに、図６に示すように、切削によってバランス調整可能な余肉部５５（図６中においてハッチングを施した部位）が形成されるようにしても構わない。 Instead of forming a plurality of weight attaching portions 47 on the distal end side of the sheath 39, as shown in FIG. 6, a surplus portion 55 (a hatched portion in FIG. 6) that can be balanced by cutting is provided. It may be formed.

続いて、第１実施形態の作用及び効果について説明する。 Then, the effect | action and effect of 1st Embodiment are demonstrated.

各ファンブレード１７におけるブレード本体３１、プラットホーム３３、シャンク３５、及びダブテール３７が前記複合材料により構成され、各ファンブレード１７におけるブレード本体３１の前縁３１ａ側にチタン合金等の金属により構成されたシース３９が一体的に設けられ、各ファンブレード１７におけるブレード本体３１の後縁３１ｂ側から外縁３１ｃ側に亘ってチタン合金等の金属により構成されたガード４１が一体的に設けられているため、各ファンブレード１７の耐衝撃性を確保しつつ、チタン合金等の金属により構成されたファンブレード（金属製ファンブレード）の前縁の肉厚よりも、シース３９の先端側の肉厚を厚くすることができる。また、各ファンブレード１７におけるシース３９の先端側にウエイト取付部４７又は余肉部５５が形成されているため、バランス修正の修正半径を長くすることができる。これにより、航空機エンジン用ファンの運転中（回転中）におけるファンブレード１７の振動を抑えた上で、バランスウエイトとしてのボルト４３とナット４５、又は余肉部５５の重量の低減を図りつつ、航空機エンジン用ファン１の修正モーメントを大きくすることができる。 A blade body 31, a platform 33, a shank 35, and a dovetail 37 in each fan blade 17 are made of the composite material, and a sheath made of a metal such as a titanium alloy on the front edge 31a side of the blade body 31 in each fan blade 17. 39 is integrally provided, and a guard 41 made of a metal such as a titanium alloy is integrally provided from the rear edge 31b side of the blade body 31 to the outer edge 31c side of each fan blade 17, The thickness of the distal end side of the sheath 39 is made thicker than the thickness of the front edge of the fan blade (metal fan blade) made of metal such as titanium alloy while ensuring the impact resistance of the fan blade 17. Can do. Moreover, since the weight attaching part 47 or the surplus part 55 is formed in the front end side of the sheath 39 in each fan blade 17, the correction radius of balance correction can be lengthened. Thereby, while suppressing the vibration of the fan blade 17 during the operation (rotating) of the aircraft engine fan, the weight of the bolt 43 and the nut 45 or the surplus portion 55 as the balance weight is reduced, and the aircraft The correction moment of the engine fan 1 can be increased.

更に、各ファンブレード１７におけるシース３９の先端側にウエイト取付部４７又は余肉部５５が形成されているため、航空機エンジン用ファン１の前方からファンブレード１７のウエイト取付部４７又は余肉部５５に対するアクセスが容易になる。 Further, since the weight attaching portion 47 or the surplus portion 55 is formed on the distal end side of the sheath 39 in each fan blade 17, the weight attaching portion 47 or the surplus portion 55 of the fan blade 17 from the front of the aircraft engine fan 1 is formed. Access to is easier.

従って、本発明の第１実施形態によれば、航空機エンジン用ファン１の運転中におけるファンブレード１７の振動を抑えた上で、前記バランスウエイト又は前記余肉部の重量の低減を図りつつ、航空機エンジン用ファン１の修正モーメントを大きくすることができるため、航空機エンジン用ファン１のバランス修正を適切かつ確実に行うことを可能にした上で、航空機エンジンの軽量化を促進することができる。 Therefore, according to the first embodiment of the present invention, while suppressing the vibration of the fan blade 17 during the operation of the aircraft engine fan 1, the weight of the balance weight or the surplus portion is reduced, and the aircraft Since the correction moment of the engine fan 1 can be increased, the balance of the aircraft engine fan 1 can be corrected appropriately and reliably, and the weight reduction of the aircraft engine can be promoted.

更に、航空機エンジン用ファン１の前方からファンブレード１７のウエイト取付部４７又は余肉部５５に対するアクセスが容易になるため、航空機エンジン用ファン１のバランス修正の作業が簡単になり、バランス修正の作業時間を短縮することができる。 Furthermore, since it becomes easy to access the weight mounting portion 47 or the surplus portion 55 of the fan blade 17 from the front of the aircraft engine fan 1, the work for correcting the balance of the aircraft engine fan 1 is simplified, and the work for correcting the balance Time can be shortened.

（第２実施形態）
本発明の第２実施形態について図７から図１１を参照して説明する。 (Second Embodiment)
A second embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS.

図７、図８、及び図９に示すように、第２実施形態に係るファンブレード５７は、第１実施形態に係るファンブレード１７と同様に、航空機エンジン用ファン１に用いられるものであって、炭素繊維等の強化繊維とエポキシ樹脂等の熱硬化性樹脂との複合材料により構成されたブレード本体３１と、前記複合材料により構成されたプラットホーム３３と、前記複合材料により構成されたシャンク３５と、前記複合材料により構成されたダブテール３７と、チタン合金等の金属により構成されたシース３９と、チタン合金等の金属により構成されたガード４１とを備えている。 As shown in FIGS. 7, 8, and 9, the fan blade 57 according to the second embodiment is used for the aircraft engine fan 1 in the same manner as the fan blade 17 according to the first embodiment. A blade body 31 made of a composite material of a reinforcing fiber such as carbon fiber and a thermosetting resin such as an epoxy resin, a platform 33 made of the composite material, and a shank 35 made of the composite material And a dovetail 37 made of the composite material, a sheath 39 made of a metal such as a titanium alloy, and a guard 41 made of a metal such as a titanium alloy.

そして、第１実施形態に係るファンブレード１７におけるシース３９の先端側（前端側）に複数のウエイト取付部４７又は余肉部５５が形成される代わりに、図１０及び図１１に示すように、第２実施形態に係るファンブレード５７におけるガード４１の先端側（前端側）に、バランスウエイトとしてのボルト５９を取付可能なウエイト取付部６１が形成されている。具体的には、ガード４１の先端側には、ボルト５９の頭部を収容可能な窪み６３が形成されており、この窪み６３の奥面には、ボルト５９と螺合可能なネジ穴６５が形成されている。 Then, instead of forming a plurality of weight attaching portions 47 or surplus portions 55 on the front end side (front end side) of the sheath 39 in the fan blade 17 according to the first embodiment, as shown in FIGS. A weight mounting portion 61 to which a bolt 59 as a balance weight can be mounted is formed on the front end side (front end side) of the guard 41 in the fan blade 57 according to the second embodiment. Specifically, a recess 63 that can accommodate the head of the bolt 59 is formed on the tip side of the guard 41, and a screw hole 65 that can be screwed with the bolt 59 is formed on the inner surface of the recess 63. Is formed.

なお、ガード４１の先端側（前端側）にウエイト取付部６１が形成される代わりに、図１２に示すように、切削によってバランス調整可能な余肉部６７（図１２中においてハッチングを施した部位）が形成されるようにしても構わない。 Instead of forming the weight attaching portion 61 on the front end side (front end side) of the guard 41, as shown in FIG. 12, the surplus portion 67 (the hatched portion in FIG. 12) that can be balanced by cutting. ) May be formed.

続いて、第２実施形態の作用及び効果について説明する。 Then, the effect | action and effect of 2nd Embodiment are demonstrated.

各ファンブレード５７におけるブレード本体３１、プラットホーム３３、シャンク３５、及びダブテール３７が前記複合材料により構成され、各ファンブレード５７におけるブレード本体３１の前縁３１ａ側にチタン合金等の金属により構成されたシース３９が一体的に設けられ、各ファンブレード５７におけるブレード本体３１の後縁３１ｂ側から外縁３１ｃ側に亘ってチタン合金等の金属により構成されたガード４１が一体的に設けられているため、各ファンブレード５７の耐衝撃性を確保しつつ、チタン合金等の金属により構成されたファンブレード（金属製ファンブレード）の前縁の肉厚よりも、シース３９の先端側の肉厚を厚くすることができる。また、各ファンブレード５７におけるガード４１の先端側にウエイト取付部６１又は余肉部６７が形成されているため、バランス修正の修正半径を長くすることができる。これにより、航空機エンジン用ファンの運転中（回転中）におけるファンブレード５７の振動を抑えた上で、バランスウエイトとしてのボルト５９又は余肉部６７の重量の低減を図りつつ、航空機エンジン用ファン１の修正モーメントを大きくすることができる。 The blade body 31, the platform 33, the shank 35, and the dovetail 37 in each fan blade 57 are made of the composite material, and the sheath is made of a metal such as titanium alloy on the front edge 31 a side of the blade body 31 in each fan blade 57. 39 is integrally provided, and a guard 41 made of a metal such as a titanium alloy is provided integrally from the rear edge 31b side of the blade body 31 to the outer edge 31c side of each fan blade 57. The thickness of the distal end side of the sheath 39 is made thicker than the thickness of the front edge of the fan blade (metal fan blade) made of metal such as titanium alloy while ensuring the impact resistance of the fan blade 57. Can do. Moreover, since the weight attaching part 61 or the surplus part 67 is formed in the front end side of the guard 41 in each fan blade 57, the correction radius of balance correction can be lengthened. As a result, the vibration of the fan blade 57 during operation (rotation) of the aircraft engine fan is suppressed, and the weight of the bolt 59 or the surplus portion 67 as a balance weight is reduced, and the aircraft engine fan 1 is reduced. The correction moment can be increased.

更に、各ファンブレード５７におけるガード４１の先端側にウエイト取付部６１又は余肉部６７が形成されているため、航空機エンジン用ファン１の前方からファンブレード１７のウエイト取付部６１又は余肉部６７に対するアクセスが容易になる。 Furthermore, since the weight attaching part 61 or the surplus part 67 is formed in the front end side of the guard 41 in each fan blade 57, the weight attaching part 61 or the surplus part 67 of the fan blade 17 from the front of the fan 1 for aircraft engines. Access to is easier.

従って、本発明の第２実施形態によれば、第１実施形態による効果と同様の効果を奏するものである。 Therefore, according to 2nd Embodiment of this invention, there exists an effect similar to the effect by 1st Embodiment.

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、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。 In addition, this invention is not restricted to description of the above-mentioned embodiment, It can implement in a various aspect by making an appropriate change. Further, the scope of rights encompassed by the present invention is not limited to these embodiments.

１航空機エンジン用ファン
３第１エンジンケース
５第２エンジンケース
７主流路（コア流路）
９バイパス流路
１１ファンディスク
１５嵌合溝
１７ファンブレード
３１ブレード本体
３１ａ前縁
３１ｂ後縁
３１ｃ外縁
３３プラットホーム
３３ｆ流路面
３５シャンク
３７ダブテール
３９シース
４１ガード
４３ボルト
４５ナット
４７ウエイト取付部
４９第１窪み
５１第２窪み
５３挿通孔
５５余肉部
５７ファンブレード
５９ボルト
６１ウエイト取付部
６３窪み
６５ネジ穴
６７余肉部 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Aircraft engine fan 3 1st engine case 5 2nd engine case 7 Main flow path (core flow path)
9 Bypass channel 11 Fan disk 15 Fitting groove 17 Fan blade 31 Blade body 31a Front edge 31b Rear edge 31c Outer edge 33 Platform 33f Channel surface 35 Shank 37 Dovetail 39 Sheath 41 Guard 43 Bolt 45 Nut 47 Weight attachment part 49 First recess 51 Second recess 53 Insertion hole 55 Extra portion 57 Fan blade 59 Bolt 61 Weight attachment portion 63 Depression 65 Screw hole 67 Extra portion

Claims

航空機エンジンにおけるエンジンケース内に空気を取り込む航空機エンジン用ファンにおいて、
前記エンジンケース内に回転可能に設けられ、外周面に複数の嵌合溝が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たファンブレードと、を具備し、
各ファンブレードは、
強化繊維と樹脂との複合材料により構成されたブレード本体と、
前記ブレード本体の基端側に一体形成され、空気の流路面を有し、前記複合材料により構成されたプラットホームと、
前記プラットホームに一体形成され、前記複合材料により構成されたシャンクと、
前記シャンクに一体形成され、前記複合材料により構成され、前記ファンディスクの前記嵌合溝に嵌合可能なダブテールと、
前記ブレード本体の前縁側に一体的に設けられ、金属により構成され、前記ブレード本体を補強するシースとを備えてあって、
各ファンブレードにおける前記シースの先端側に、バランスウエイトを取付可能なウエイト取付部又は切削によってバランス調整可能な余肉部が形成されていることを特徴とする航空機エンジン用ファン。 In an aircraft engine fan that takes air into an engine case of an aircraft engine,
A fan disk that is rotatably provided in the engine case and has a plurality of fitting grooves formed at equal intervals on the outer peripheral surface;
Fan blades provided to be fitted in the respective fitting grooves of the fan disk, and
Each fan blade
A blade body composed of a composite material of reinforcing fibers and resin;
A platform integrally formed on the base end side of the blade body, having an air flow path surface, and made of the composite material;
A shank formed integrally with the platform and composed of the composite material;
A dovetail formed integrally with the shank, made of the composite material, and engageable with the fitting groove of the fan disk;
Provided integrally with the front edge side of the blade body, made of metal, and provided with a sheath for reinforcing the blade body,
A fan for an aircraft engine, characterized in that a weight attaching portion to which a balance weight can be attached or a surplus portion capable of adjusting balance by cutting is formed on the distal end side of the sheath in each fan blade.

航空機エンジンにおけるエンジンケース内に空気を取り込む航空機エンジン用ファンにおいて、
前記エンジンケース内に回転可能に設けられ、外周面に複数の嵌合溝が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たファンブレードと、を具備し、
各ファンブレードは、
強化繊維と樹脂との複合材料により構成されたブレード本体と、
前記ブレード本体の基端側に一体形成され、空気の流路面を有し、前記複合材料により構成されたプラットホームと、
前記プラットホームに一体形成され、前記複合材料により構成されたシャンクと、
前記シャンクに一体形成され、前記複合材料により構成され、前記ファンディスクの前記嵌合溝に嵌合可能なダブテールと、
前記ブレード本体の前縁側に一体的に設けられ、金属により構成され、前記ブレード本体を補強するシースと、
前記ブレード本体の後縁側から外縁側に亘って一体的に設けられ、金属により構成され、前記ブレード本体を補強するガードとを備えてあって、
各ファンブレードにおける前記シースの先端側又は前記ガードの先端側に、バランスウエイトを取付可能なウエイト取付部又は切削によってバランス調整可能な余肉部が形成されていることを特徴とする航空機エンジン用ファン。 In an aircraft engine fan that takes air into an engine case of an aircraft engine,
A fan disk that is rotatably provided in the engine case and has a plurality of fitting grooves formed at equal intervals on the outer peripheral surface;
Fan blades provided to be fitted in the respective fitting grooves of the fan disk, and
Each fan blade
A blade body composed of a composite material of reinforcing fibers and resin;
A platform integrally formed on the base end side of the blade body, having an air flow path surface, and made of the composite material;
A shank formed integrally with the platform and made of the composite material;
A dovetail formed integrally with the shank, made of the composite material, and engageable with the fitting groove of the fan disk;
A sheath that is integrally provided on the front edge side of the blade body, is made of metal, and reinforces the blade body;
The blade body is integrally provided from the rear edge side to the outer edge side, is made of metal, and includes a guard that reinforces the blade body,
A fan for an aircraft engine, wherein a weight attaching portion capable of attaching a balance weight or a surplus portion capable of adjusting balance by cutting is formed on the distal end side of the sheath or the distal end side of the guard in each fan blade. .