WO2007138779A1 - ターボファンエンジンのファン動翼 - Google Patents

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WO2007138779A1
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Takeshi Murooka
Ikuhisa Mizuta
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Ihi Corporation
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/38—Blades
    • F04D29/384—Blades characterised by form
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
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    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324—Blades
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a fan blade of a turbofan engine.
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram of an aircraft engine 51 (turbo jet engine).
  • the turbojet engine includes a fan 52 that takes in air, a compressor 53 that compresses the taken-in air, a combustor 54 that burns fuel using the compressed air, and a fan 52 that is compressed by the combustion gas from the combustor 54. It includes a turbine 55 that drives the machine 53, an after-panner 56 that is re-combusted to increase thrust, and the like.
  • the pressure ratio refers to the total pressure Z on the downstream side of the blade and the total pressure on the upstream side of the blade.
  • Bypass ratio refers to the flow rate on the binos side (the air that is exhausted outside the engine through the nos and nozzles) on the downstream side of the fan blades, and the flow rate on the core side (the flow going to the combustor through the compressor). The value divided by the flow rate.
  • a fan 52 that takes in air in a large size and has a large bypass ratio is called a "turbofan engine”.
  • the bypass ratio is the flow ratio (bypass flow Z core flow) of the bypass flow that bypasses the air flow (core flow) flowing into the core engine (the compressor 53, the combustor 54, and the turbine 55 described above)
  • Patent Document 1 US Patent No. 6328533B1, "SWEPT BARREL AIRFOIL”
  • Patent Document 2 US Patent No. 6071077, "SWEPT FAN BLADE”
  • Patent Document 3 US Patent RE38040E, "SWEPT TURBOMACHINERY BLADE”
  • Patent Document 4 US Pat. No. 5,167,489, “FORWARD SWEPT ROTOR BLADE”
  • Patent Document 5 US Pat. No. 5,725,354, “FORWARD SWEPT FAN BL ADE”
  • Patent Document 6 US Patent No. 6358003B2 specification, "ROTOR BLADE AN AXIAL -FLOW ENGINE"
  • the present invention has been devised in order to solve the problem. That is, according to the present invention, the intake air flow rate can be increased without increasing the fan diameter and the casing inner diameter, thereby increasing the bypass ratio, achieving low fuel consumption and low noise, and reducing the engine weight.
  • An object is to provide a fan blade of a turbofan engine that can be reduced.
  • the leading edge portion force is located on the hub side and is substantially perpendicular to the fan rotation shaft, and the rear portion of the hub portion is tilted downstream from the hub side force.
  • a fan rotor blade for a turbofan engine characterized in that it comprises a front portion and a forwardly inclined tip portion that is inclined toward the upstream side toward the midspan side force tip portion.
  • the vertical knob portion has the leading edge portion entirely. It extends from the inner end position of 0% to the outer end position of 20% or more and less than 50% to the radial span of the body, and is within ⁇ 5 degrees with respect to the plane perpendicular to the fan rotation axis .
  • the rearwardly inclined mid span portion extends from the inner end position of 20% or more and less than 50% to the outer end position of more than 60% and less than 90% with respect to the radial span of the entire leading edge portion, and
  • the outer side of the plane perpendicular to the fan rotation axis is inclined at a rearward angle of 5 degrees or more and less than 45 degrees.
  • the forward inclined tip portion extends from the inner end position of 60% or more and less than 90% to the outer end position of 100% with respect to the radial span of the entire leading edge portion, and is orthogonal to the fan rotation axis.
  • the outside is inclined to the front in the range of 5 degrees or more and less than 45 degrees.
  • the vertical nove portion of the leading edge portion is substantially perpendicular to the fan rotation axis on the hub side, and is therefore inclined to the upstream side.
  • the blade weight is lighter, and stress at the leading edge side is reduced.
  • the pressure ratio can be increased because the cord length is longer on the hub side than when it is inclined to the downstream side.
  • a larger flow rate can be swallowed on the hub side, and the flow rate can be increased in the same engine front area.
  • the rear tilted midspan part is a midspan, and the outer side is inclined rearward from the plane orthogonal to the fan rotation axis, so that the blade center of gravity is more downstream than when the outer side is inclined forward (tilted forward). This reduces stress at the leading edge of the hub side.
  • the forward inclined tip portion is inclined forward from the surface orthogonal to the fan rotation axis on the chip side, the tip is inclined more than the case where the outward inclined backward (backward inclined). The inflow velocity on the side is reduced and shock wave loss can be reduced.
  • the bypass ratio is large! /, In a turbofan engine! /, And the air flow rate of the fan first stage rotor blade is increased without increasing the diameter of the fan first stage rotor blade and the casing surrounding it.
  • the bypass ratio can be increased, fuel consumption and noise can be reduced, and weight can be reduced.
  • the pressure ratio on the hub side can be made higher than that of the conventional fan rotor blade.
  • FIG. 1 is a configuration diagram of a conventional turbofan engine.
  • FIG. 2A is a schematic diagram of a fan rotor blade disclosed in Patent Document 1.
  • FIG. 2B is a schematic diagram of a fan rotor blade disclosed in Patent Document 2.
  • FIG. 2C is a schematic diagram of the fan rotor blade of Patent Document 3.
  • FIG. 2D is a schematic diagram of a fan rotor blade disclosed in Patent Document 4.
  • FIG. 2E is a schematic diagram of a fan rotor blade disclosed in Patent Document 5.
  • FIG. 2F is a schematic diagram of a fan rotor blade disclosed in Patent Document 6.
  • FIG. 3 is a configuration diagram of a fan rotor blade of a turbofan engine of the present invention.
  • FIG. 4A is an explanatory diagram of the vertical hub portion of FIG.
  • FIG. 4B is another explanatory diagram of the vertical hub portion of FIG.
  • FIG. 5 is an explanatory view of a backward tilted span section in FIG.
  • FIG. 6 is an explanatory diagram of the forward tilt tip portion of FIG.
  • FIG. 7 is a CFD calculation result showing an example of the present invention.
  • FIG. 3 is a configuration diagram of the fan rotor blade of the turbofan engine of the present invention.
  • 1 is the engine rotation shaft (fan rotation shaft)
  • 2 is the casing inner diameter
  • 3 is the flow of the incoming air.
  • the fan rotor blade 10 of the present invention is preferably a fan one-stage rotor blade, and a leading edge portion 11 thereof includes a vertical hub portion 12, a rearward tilting span portion 13, and a forward tilting tip portion 14.
  • the vertical hub portion 12 is located on the hub side and is configured to be substantially perpendicular to the fan rotation shaft 1.
  • the vertical hub portion 12 preferably extends from the inner end position a of 0% to the outer end position b of 40% or more and less than 50% with respect to the entire radial span Ls of the leading edge portion 11. .
  • the vertical groove 12 is located within an angular range of ⁇ 5 degrees with respect to the plane orthogonal to the fan rotation axis 1. That is, in this figure, the angle ⁇ is in the range of 85 degrees to 95 degrees.
  • the rearward tilting span 13 is located in the middle span between the hub side and the tip side and is located on the nove side. It has a slope on the downstream side from the middle span.
  • the rearward tilted span 13 is preferably 40% or more and less than 50% of the inner end position b of the entire radial span Ls of the leading edge 11 from the inner end position b of 75% or more and less than 85%. Extends to position c.
  • the rearward tilting span portion 13 is inclined outwardly in the range of not less than 5 degrees and less than 45 degrees with respect to the surface perpendicular to the fan rotation shaft 1. That is, in this figure, the angle ⁇ is in the range of 45 degrees to 85 degrees.
  • the forward tilting tip portion 14 is located on the tip side, and the midspan side force is also inclined toward the upstream side over the tip portion.
  • the forward inclined tip portion 14 preferably extends from the inner end position c of 75% or more and less than 85% to the outer end position d of 100% with respect to the entire radial span Ls of the leading edge portion 11. . Further, the forward inclined tip portion 14 is inclined outwardly in a range of 15 degrees or more and less than 30 degrees with respect to a plane orthogonal to the fan rotation axis 1. That is, in this figure, the angle ⁇ is in the range of 95 degrees to 135 degrees.
  • FIGS. 4A and 4B are explanatory diagrams of the vertical hub portion of FIG.
  • FIGS. 4A and 4B show a hub portion 12, which is different from the present invention in the vertical knob portion.
  • Fig.4A shows the case where the hub 12 'is tilted upstream with respect to the fan rotation shaft 1, the code length 15 becomes longer and heavier, and the stress at the base (position a) of the leading edge 11 becomes larger.
  • Fig. 4B shows the case where the hub portion 12 'is inclined downstream with respect to the fan rotating shaft 1. The cord length 15 is shortened, the pressure ratio is small, and the flow rate is reduced.
  • the vertical nove portion 12 is almost perpendicular to the fan rotation shaft 1 on the hub side! /, So that it is inclined with respect to the upstream side. ( Figure 4A), the blade weight is lighter, and the stress at the base (position a) of the leading edge 11 is reduced.
  • the pressure ratio can be increased because the cord length 15 is longer on the hub side than when it is inclined to the downstream side (Fig. 4B).
  • cord length 15 is long at the same time, a larger flow rate can be swallowed on the hub side, and the flow rate can be increased with the same engine front area.
  • FIG. 5 is an explanatory diagram of the backward tilted span section of FIG. This figure shows the present invention and a rearward tilt spa. This shows the case where the middle part is different and the midspan part 13 'is inclined upstream with respect to the hub side passage surface. That is, in this figure, the angle 0 is in the range of 95 degrees to 135 degrees.
  • the rearward tilted span 13 is tilted outward from the plane perpendicular to the fan rotation shaft 1 in the midspan, so the outer tilts forward (forward tilt).
  • the blade center of gravity 16 is on the downstream side, and stress at the leading edge of the hub (position a) can be reduced.
  • FIG. 6 is an explanatory diagram of the forward tilt tip portion of FIG. This figure shows a case where the forward tilt tip portion is different from the present invention, and the tip portion 14 ′ is tilted downstream with respect to the fan rotation shaft 1. That is, in this figure, the angle ⁇ is in the range of 45 degrees to 85 degrees.
  • the forward tilting tip portion 14 is inclined toward the upstream side on the tip side, the outer side is inclined rearward (backwardly inclined) ( As shown in Fig. 6, the inflow speed on the tip side becomes smaller and the shock wave loss can be reduced.
  • FIG. 7 is a view showing an embodiment of the fan rotor blade of the present invention. This figure shows the results of computer simulation (CFD calculation results).
  • the horizontal axis represents the pressure ratio
  • the vertical axis represents the span ratio from the hub.
  • the outer end position b of the vertical hub portion 12 is about 50% with respect to the radial span Ls of the entire leading edge portion
  • the outer end position c of the rearward tilted span portion 13 is about 80%.
  • the CFD calculation results show that the flow rate per cross-sectional area can be increased by about 5% and the pressure ratio on the hub side can be increased by about 20% compared to conventional fan blades of the same fan diameter.
  • the rotor blade of the present invention is not limited to the magnitude of the no-pass ratio, and can be applied even when the bypass ratio is small (for example, 1 or less) when the bypass ratio is small (for example, 5 or more). wear.
  • the air flow rate of the fan first stage rotor blade and the fan first stage rotor blade without enlarging the casing diameter surrounding it can be increased, and the weight can be reduced. Also, the pressure ratio on the hub side can be made higher than that of conventional fan blades.

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Description

明 細 書
ターボファンエンジンのファン動翼
発明の背景
[0001] 発明の技術分野
本発明は、ターボファンエンジンのファン動翼に関する。
[0002] 関連技術の説明
図 1は航空機エンジン 51 (ターボジェットエンジン）の模式的構成図である。この図 に示すようにターボジェットエンジンは、空気を取り入れるファン 52、取り入れた空気 を圧縮する圧縮機 53、圧縮した空気により燃料を燃焼させる燃焼器 54、燃焼器 54 の燃焼ガスによりファン 52及び圧縮機 53を駆動するタービン 55、推力増大のため再 燃焼させるァフタパーナ 56等を備えて 、る。
[0003] 本発明にお 、て、圧力比とは、翼の下流側の全圧 Z上流側の全圧を 、う。また、バ ィパス比とは、ファン動翼下流側でバイノ ス側（そのままノス、ノレを通ってエンジン外に 排気される空気)の流量をコア側 (圧縮機を通って燃焼器に行く流れ)の流量で割つ た値をいう。
[0004] 上述したターボジェットエンジンにおいて、空気を取り入れるファン 52を大型にし、 バイパス比を大きくしたものを「ターボファンエンジン」と呼ぶ。バイパス比は、コアェン ジン (上述した圧縮機 53、燃焼器 54及びタービン 55)に流入する空気流 (コア流れ） に対するこれらをバイパスするバイパス流れの流量比（バイパス流れ Zコア流れ)であ り、これが大きいほど排気ジヱットの流速を下げ、騒音低減と燃料消費率の低減に効 果がある。
[0005] し力し上述したターボファンエンジンでは、バイパス比を大きくするとファン 1段動翼
(最前列のファン）とこれを囲むケーシング内径が大きくなり、エンジンの重量が増し てしまう問題点があった。
[0006] この問題を解決するために、ケーシング内径を増加させずに、外部から取り入れる 空気量を増加することができる種々の形状のファン動翼が既に提案されている（特許 文献 1〜6：図 2A〜F；)。
[0007] 特許文献 1 :米国特許第 6328533B1明細書、" SWEPT BARREL AIRFOIL" 特許文献 2 :米国特許第 6071077号明細書、" SWEPT FAN BLADE" 特許文献 3 :米国特許第 RE38040E明細書、 "SWEPT TURBOMACHINERY BLADE"
特許文献 4:米国特許第 5167489号明細書、" FORWARD SWEPT ROTOR BLADE"
特許文献 5 :米国特許第 5725354号明細書、" FORWARD SWEPT FAN BL ADE"
特許文献 6 :米国特許第 6358003B2明細書、" ROTOR BLADE AN AXIAL -FLOW ENGINE"
[0008] 上述したように、従来のターボファンエンジンでは、バイパス比を大きくするとファン
1段動翼 (最前列のファン）とこれを囲むケーシング内径が大きくなり、エンジンの重量 が増してしまう問題点があった。
[0009] また、従来のファン 1段動翼で、外部から取り入れる空気量を増加するために、例え ば回転速度を増すと、周速が高くなりすぎ、高流量ィ匕の際に衝撃波損失が過大とな る問題点があった。
発明の要約
[0010] 本発明はカゝかる問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、本発明 は、ファン径及びケーシング内径を大きくすることなく吸込み空気流量を増大させるこ とができ、これによりバイパス比を高め、低燃費化と低騒音化を達成するとともにェン ジン重量を削減することができるターボファンエンジンのファン動翼を提供することを 目的とする。
発明の開示
課題を解決するための手段
[0011] 本発明によれば、リーディングエッジ部力 ハブ側に位置しファン回転軸に対してほ ぼ垂直な垂直ノ、ブ部と、ハブ側力 ミツドスパン部にかけて下流側に傾きを持つ後傾 ミツドスパン部と、ミツドスパン側力 チップ部にかけて上流側に傾きを持つ前傾チッ プ部とからなる、ことを特徴とするターボファンエンジンのファン動翼が提供される。
[0012] 本発明の好ましい実施形態によれば、前記垂直ノヽブ部は、リーディングエッジ部全 体の半径方向スパンに対し 0%の内端位置から 20%以上、 50%未満の外端位置ま で延び、かつファン回転軸に直交する面に対し、 ± 5度以内の範囲内に位置する。
[0013] また、前記後傾ミツドスパン部は、リーディングエッジ部全体の半径方向スパンに対 し 20%以上、 50%未満の内端位置から 60%以上、 90%未満の外端位置まで延び 、かつファン回転軸に直交する面に対し、外方が後方に 5度以上、 45度未満の範囲 で傾斜する。
[0014] また、前記前傾チップ部は、リーディングエッジ部全体の半径方向スパンに対し 60 %以上、 90%未満の内端位置から 100%の外端位置まで延び、かつファン回転軸 に直交する面に対し、外方が前方に 5度以上、 45度未満の範囲で傾斜する。
[0015] 上記本発明の構成によれば、リーディングエッジ部の垂直ノヽブ部がハブ側でファン 回転軸に対してほぼ垂直になって 、るので、上流側に対して傾 ヽて 、る場合より翼 重量が軽くなり、特にリーディングエッジ部側付け根での応力が低減する。また、下流 側に対し傾いている場合よりハブ側でコード長が長ぐ圧力比を高くできる。さらに、 同時にコード長が長いとハブ側で流量を多く飲み込むことができ、同じエンジン前面 面積で流量を増やすことができる。
[0016] また、後傾ミツドスパン部がミツドスパンでファン回転軸に直交する面より外方が後方 に傾斜しているので、外方が前方に傾斜 (前傾）している場合より翼重心が下流側に なり、特にハブ側リーディングエッジ部での応力を低減できる。
[0017] また、前傾チップ部がチップ側でファン回転軸に直交する面より外方が前方に傾斜 して 、るので、外方が後方に傾斜 (後傾）して 、る場合よりチップ側流入速度が小さく なり衝撃波損失を小さくできる。
[0018] 従って、バイパス比が大き!/、ターボファンエンジンにお!/、て、ファン 1段動翼とそれ を囲むケーシング径を大きくすることなくファン 1段動翼の空気流量を増大することが でき、これによりバイパス比を高め、低燃費化と低騒音化を達成するとともに重量を削 減することができる。また、ハブ側の圧力比を従来ファン動翼よりも高くすることができ る。
図面の簡単な説明
[0019] [図 1]は、従来のターボファンエンジンの構成図である。 [図 2A]は、特許文献 1のファン動翼の模式図である。
[図 2B]は、特許文献 2のファン動翼の模式図である。
[図 2C]は、特許文献 3のファン動翼の模式図である。
[図 2D]は、特許文献 4のファン動翼の模式図である。
[図 2E]は、特許文献 5のファン動翼の模式図である。
[図 2F]は、特許文献 6のファン動翼の模式図である。
[図 3]は、本発明のターボファンエンジンのファン動翼構成図である。
[図 4A]は、図 3の垂直ハブ部の説明図である。
[図 4B]は、図 3の垂直ハブ部の別の説明図である。
[図 5]は、図 3の後傾ミツドスパン部の説明図である。
[図 6]は、図 3の前傾チップ部の説明図である。
[図 7]は、本発明の実施例を示す CFD計算結果である。
好ましい実施例の説明
[0020] 以下本発明の好ましい実施形態について、図面を参照して説明する。なお、各図 において、共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
図 3は、本発明のターボファンエンジンのファン動翼構成図である。この図において 、 1はエンジン回転軸（ファン回転軸）、 2はケーシング内径、 3は流入空気の流れで ある。
本発明のファン動翼 10は、好ましくはファン 1段動翼であり、そのリーディングエッジ 部 11が、垂直ハブ部 12、後傾ミツドスパン部 13、及び前傾チップ部 14からなる。
[0021] 垂直ハブ部 12は、ハブ側に位置しファン回転軸 1に対してほぼ垂直に構成されて いる。
この例で、垂直ハブ部 12は、望ましくは、リーディングエッジ部 11の全体の半径方 向スパン Lsに対し 0%の内端位置 aから 40%以上、 50%未満の外端位置 bまで延び る。またこの垂直ノ、ブ部 12は、ファン回転軸 1に直交する面に対し、 ± 5度以内の角 度範囲内に位置する。すなわち、この図において、角度 Θ は、 85度〜 95度の範囲 にある。
[0022] 後傾ミツドスパン部 13は、ハブ側とチップ側の中間のミツドスパンに位置しノヽブ側か らミツドスパン部にかけて下流側に傾きを持つ。
この例で、後傾ミツドスパン部 13は、望ましくは、リーディングエッジ部 11の全体の 半径方向スパン Lsに対し 40%以上、 50%未満の内端位置 bから 75%以上、 85% 未満の外端位置 cまで延びる。またこの後傾ミツドスパン部 13は、ファン回転軸 1に直 交する面に対し、外方が後方に 5度以上、 45度未満の範囲で傾斜する。すなわち、 この図において、角度 Θ は、 45度〜 85度の範囲にある。
2
[0023] 前傾チップ部 14は、チップ側に位置しミツドスパン側力もチップ部にかけて上流側 に傾きを持つ。
この例で、前傾チップ部 14は、望ましくは、リーディングエッジ部 11の全体の半径 方向スパン Lsに対し 75%以上、 85%未満の内端位置 cから 100%の外端位置 dま で延びる。またこの前傾チップ部 14は、ファン回転軸 1に直交する面に対し、外方が 前方に 15度以上、 30度未満の範囲で傾斜する。すなわち、この図において、角度 Θ は、 95度〜 135度の範囲にある。
3
[0024] 図 4Aと図 4Bは、図 3の垂直ハブ部の説明図である。この図において、図 4Aと図 4 Bは本発明と垂直ノヽブ部が相違するハブ部 12，を示して 、る。
図 4Aは、ハブ部 12'がファン回転軸 1に対し上流側に傾いている場合であり、コー ド長 15が長く重くなり、リーデイングエッジ部 11の付け根 (位置 a)の応力が大きくなる また図 4Bは、ハブ部 12'がファン回転軸 1に対し下流側に傾いている場合であり、 コード長 15が短くなり、圧力比が小さく流量が少なくなる。
[0025] これに対して、本発明では、垂直ノヽブ部 12がハブ側でファン回転軸 1に対してほぼ 垂直になって!/、るので、上流側に対して傾 、て 、る場合（図 4A)より翼重量が軽くな り、特にリーディングエッジ部 11の付け根 (位置 a)での応力が低減する。
また、下流側に対し傾いている場合（図 4B)よりハブ側でコード長 15が長ぐ圧力 比を高くできる。
さらに、同時にコード長 15が長いとハブ側で流量を多く飲み込むことができ、同じ エンジン前面面積で流量を増やすことができる。
[0026] 図 5は、図 3の後傾ミツドスパン部の説明図である。この図は本発明と後傾ミツドスパ ン部が相違し、ミツドスパン部 13'がハブ側通路面に対し、上流側に傾いている場合 を示している。すなわち、この図において、角度 0 は、 95度〜 135度の範囲にある。
2
この場合、重心 16'が上流側に移動するため、リーディングエッジ部 11の付け根（ 位置 a)の応力が大きくなる。
[0027] これに対して、本発明では、後傾ミツドスパン部 13がミツドスパンでファン回転軸 1に 直交する面より外方が後方に傾斜しているので、外方が前方に傾斜 (前傾）している 場合（図 5)より翼重心 16が下流側になり、特にハブ側リーディングエッジ部 (位置 a) での応力を低減できる。
[0028] 図 6は、図 3の前傾チップ部の説明図である。この図は本発明と前傾チップ部が相 違し、チップ部 14'がファン回転軸 1に対し下流側に傾いている場合を示している。 すなわち、この図において、角度 Θ は、 45度〜 85度の範囲にある。
3
この場合、チップ側軸流速度が大となり、衝撃波損失が大きくなる。
[0029] これに対して、本発明では、前傾チップ部 14がチップ側で外方が上流側に傾斜し て 、るので、外方が後方に傾斜 (後傾）して 、る場合（図 6)よりチップ側流入速度が 小さくなり衝撃波損失を小さくできる。
[0030] 図 7は、本発明のファン動翼の実施例を示す図である。この図は、コンピュータによ るシミュレーション結果 (CFD計算結果)である。
この図において、横軸は圧力比、縦軸はハブからのスパン比率である。またこの例 は、垂直ハブ部 12の外端位置 bが、リーディングエッジ部全体の半径方向スパン Ls に対し約 50%、後傾ミツドスパン部 13の外端位置 cが約 80%の場合である。
[0031] この図から、スパン比率 0〜50%の範囲において、本発明の圧力比は従来例よりも 明らかに大きいことがわかる。
すなわち CFD計算結果として、同じファン径の従来ファン動翼に対し、断面積あた りの流量を約 5%、ハブ側の圧力比を約 20%高くとれる結果を得ている。
[0032] なお、本発明は、上述した実施形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範 囲で種々〖こ変更することができることは勿論である。
例えば、本発明の動翼はノ ィパス比の大きさに限定されず、バイパス比が大きい場 合 (例えば 5以上)だけでなぐバイパス比が小さい場合 (と問えば 1以下)でも適用で きる。
すなわち、バイパス比が小さいエンジンにおいてもファン 1段動翼とそれを囲むケー シング径を大きくすることなぐファン 1段動翼の空気流量を増大することができ、重量 を削減することができる。また、ハブ側の圧力比を従来のファン動翼よりも高くすること ができる。

Claims

請求の範囲
[1] リーディングエッジ部力 ハブ側に位置しファン回転軸に対してほぼ垂直な垂直ノヽ ブ部と、ハブ側力 ミツドスパン部にかけて下流側に傾きを持つ後傾ミツドスパン部と 、ミツドスパン側力もチップ部にかけて上流側に傾きを持つ前傾チップ部とからなる、
Figure imgf000010_0001
[2] 前記垂直ノヽブ部は、リーディングエッジ部全体の半径方向スパンに対し 0%の内端 位置から 20%以上、 50%未満の外端位置まで延び、かつファン回転軸に直交する 面に対し、 ± 5度以内の範囲内に位置する、ことを特徴とする請求項 1に記載のター ボファンエンジンのファン動翼。
[3] 前記後傾ミツドスパン部は、リーディングエッジ部全体の半径方向スパンに対し 20 %以上、 50%未満の内端位置から 60%以上、 90%未満の外端位置まで延び、力 つファン回転軸に直交する面に対し、外方が後方に 5度以上、 45度未満の範囲で傾 斜する、ことを特徴とする請求項 1に記載のターボファンエンジンのファン動翼。
[4] 前記前傾チップ部は、リーディングエッジ部全体の半径方向スパンに対し 60%以 上、 90%未満の内端位置から 100%の外端位置まで延び、かつファン回転軸に直 交する面に対し、外方が前方に 5度以上、 45度未満の範囲で傾斜する、ことを特徴 とする請求項 1に記載のターボファンエンジンのファン動翼。
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