(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
径方向に延伸する翼本体と、
前記径方向における前記翼本体の端部に設けられ、前記翼本体を支持し且つ前記翼本体が設置される流路の壁として板状に形成されるエンドウォールと、
前記エンドウォールの裏面から、前記翼本体と離れる方向に突出して形成される少なくとも１つの凸部と
を備え、
前記凸部は、前記エンドウォールの縁部が前記径方向における一次振動モードの自由端として振動するときに前記一次振動モードの節部が発生する前記エンドウォールの部分と一体的に形成され、前記部分の剛性を高めて、前記エンドウォールの前記一次振動モードの固有振動数を上昇させるように構成されていることを特徴する軸流機械の翼。
【請求項２】
前記凸部は、前記エンドウォールの縁部において前記一次振動モードの腹部に相当する部分に向けて延伸していることを特徴とする請求項１に記載の軸流機械の翼。
【請求項３】
前記凸部は、前記エンドウォールにおいて発生する複数の一次振動モードのそれぞれに対して個別に設けられていることを特徴とする請求項１または２に記載の軸流機械の翼。
【請求項４】
前記一次振動モードの節部を発生させる部分は、前記エンドウォールにおいて前記翼本体の前記端部に接続する部分であることを特徴とする請求項１乃至３の何れか一項に記載の軸流機械の翼。
【請求項５】
前記エンドウォールの上流側及び下流側に設けられるフランジを更に備えることを特徴とする請求項１乃至３の何れか一項に記載の軸流機械の翼。
【請求項６】
前記エンドウォールは前記翼本体のプラットフォームとして形成され、
前記エンドウォールの前記裏面に設けられ、支持部材に嵌合する形状を含み、前記一次振動モードの節部を発生させる部分として機能するダブテイルを更に備えることを特徴とする請求項１乃至３の何れか一項に記載の軸流機械の翼。
【請求項７】
前記エンドウォールと前記凸部は同一材料から形成されていることを特徴とする請求項１乃至６の何れか一項に記載の軸流機械の翼。
【請求項８】
前記凸部は前記エンドウォールの縁部から離間していることを特徴とする請求項１乃至７の何れか一項に記載の軸流機械の翼。
【請求項９】
前記エンドウォールは、前記翼本体に対して個別に設けられている請求項１乃至８の何れか一項に記載の軸流機械の翼。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジンなどの一部を構成する軸流機械の翼に関する。
【背景技術】
【０００２】
周知のように、航空機エンジンなどのガスタービンエンジンの一部を構成する軸流機械は、軸方向を流れる流体の圧縮などを行う動翼及び静翼を備えている。これらの翼の中には、ガスタービンエンジンに対する近年の開発に伴って大型化するものがある。例えば、その１つとして、外気を吸引するファンの構成要素である出口案内翼（ＯＧＶ：Ｏｕｔｌｅｔ  Ｇｕｉｄｅ  Ｖａｎｅ）がある（特許文献１及び特許文献２参照）。
【０００３】
出口案内翼は、ファンから排出された気体を整流する翼本体を備えている。翼本体は、翼厚方向一方側に正圧面を有し、翼厚方向他方側に負圧面を有している。また、案内翼本体における径方向内側の端部にはプラットフォームが設けられている。プラットフォームは、流体（例えば空気）の流路を形成する壁として板状に形成されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開２０１１−１９６１７９号公報
【特許文献２】特開２００８−８２３３７号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
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がある。これに伴い、出口案内翼の径方向の長さだけでなく、出口案内翼の軸方向の長さ（軸長）が拡大する。この場合、プラットフォームの剛性が低下するため、プラットフォームの固有振動数が低下しやすくなる。その結果、振動に対するプラットフォームの強度が低下する。この対応策として、プラットフォームの裏面に、プラットフォームを補強するリブを上流側から下流側にかけて連続して形成することで、プラットフォームの剛性を高めることが考えられる。しかしながら、このようなリブを形成すると、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。同様の問題は、出口案内翼における径方向外側の端部にシュラウドを設けた場合にも発生する。
【０００６】
つまり、航空機エンジン等のガスタービンエンジンの軽量化の促進とプラットフォームやシュラウドであるエンドウォールの耐振動性の維持或いは向上とは、トレードオフの関係になりやすく、その両立は困難であるという問題がある。
【０００７】
そこで、本発明は、前述の問題を解決することができる軸流機械の翼を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明の一態様は軸流機械の翼であって、径方向に延伸する翼本体と、前記径方向における前記翼本体の端部に設けられ、前記翼本体を支持し且つ前記翼本体が設置される流路の壁として板状に形成されるエンドウォールと、前記エンドウォールの裏面から、前記翼本体と離れる方向に突出して形成される少なくとも１つの凸部とを備え、前記凸部は、前記エンドウォールの縁部が前記径方向における一次振動モードの自由端として振動するときに前記一次振動モードの節部が発生する前記エンドウォールの部分と一体的に形成され、前記部分の剛性を高めて、前記エンドウォールの前記一次振動モードの固有振動数を上昇させるように構成されていることを要旨とする。
【０００９】
前記凸部は前記エンドウォールの縁部から離間していてもよい。前記エンドウォールは、前記翼本体に対して個別に設けられてもよい。
【００１０】
前記凸部は、前記エンドウォールの縁部において前記一次振動モードの腹部に相当する部分に向けて延伸してもよい。
【００１１】
前記凸部は、前記エンドウォールにおいて発生する複数の一次振動モードのそれぞれに対して個別に設けられてもよい。
【００１２】
前記一次振動モードの節部を発生させる部分は、前記エンドウォールにおいて前記翼本体の前記端部に接続する部分であってもよい。
【００１３】
前記翼は、前記エンドウォールの上流側及び下流側に設けられるフランジを更に備えてもよい。
【００１４】
前記エンドウォールは前記翼本体のプラットフォームとして形成されてもよい。この場合、前記翼は、前記エンドウォールの前記裏面に設けられ、支持部材に嵌合する形状を含み、前記一次振動モードの節部を発生させる部分として機能するダブテイルを更に備えてもよい。
【００１５】
前記エンドウォールと前記凸部は同一材料から形成されていてもよい。
【発明の効果】
【００１６】
本発明によれば、航空機エンジン等のガスタービンエンジンの軽量化の促進とエンドウォールの耐振動性の維持或いは向上を両立させた軸流機械の翼を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】解析対象としての翼のエンドウォールに発生する一次振動モードの解析結果の一例を示す図である。
【図２】本発明の実施形態を説明するための図である。
【図３】本発明の実施形態に係るエンドウォールの外面（裏面）を示す図である。
【図４】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５】図４における矢視部Ｖの拡大図である。
【図６】径方向内側から見た、本発明の実施形態に係る出口案内翼の部分斜視図である。
【図７】本発明の実施形態に係る出口案内翼の変形例を示す図である。
【図８】図４に示すファンにおける動翼の斜視図である。
【図９】径方向内側から見た、図８に示す動翼の裏面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
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。
【００１９】
図１は、解析対象としての翼１０のエンドウォール１１に発生する一次振動モードの解析結果の一例を示す図である。この図において、「ＦＦ」は翼本体１２が設置される流路の上流側（前方向）、「ＦＲ」は当該流路の下流側（後方向）、「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。エンドウォール１１は上流側から下流側に延伸する板状の部材であり、翼１０における径方向内側の端部に設けられるプラットフォーム又は翼１０における径方向外側の端部に設けられるシュラウドとして、流路の壁（壁面）を構成すると共に、翼１０の翼本体１２を支持している。このエンドウォール１１は、流路側に面する表面（第１の面）１１ａと、表面１１ａの反対側に位置する（即ち流路の外側に面する）裏面（第２の面）１１ｂとを有している。
【００２０】
翼本体１２は、その前端（リーディングエッジ）が上流側に、後端（トレイリングエッジ）が下流側に位置するように設置される。翼本体１２は翼厚方向の一方側に湾曲した断面を有し、径方向に延伸している。また翼本体１２は、翼厚方向一方側に正圧面１２ｖを有し、翼厚方向他方側に負圧面１２ｂを有している。なお、軸方向は動翼の回転中心や各部材の配列の基準となる軸の延伸方向を指し、径方向はこの軸の周りを延伸する方向を指す。
【００２１】
図１は、航空機エンジンの運転中におけるエンドウォール１１における変位の分布の一例を表している。ここで、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。図中の各数値は、エンドウォール１１の最大変位量を１．０として無次元化されている。この分布における最大値（即ち、変位量１．０）は、変位量が０．９のエリア内に存在している。つまり、この解析結果における最大の変位は、軸方向におけるエンドウォール１１の中央付近且つ翼厚方向における縁部付近に発生している。つまりこの結果は、エンドウォール１１において翼本体１２が設けられている部分が一次振動モードの節部を発生させる部分として機能し、翼厚方向におけるエンドウォール１１の縁部１１ｃの一部がその一次振動モードの腹部（自由端）Ｆとして振動していることを意味する。
【００２２】
この知見に基づき、本発明では、一次振動モードの節部を発生させる部分の剛性を高めることによって、一次振動モードの固有振動数を高めている。具体的には、この部分に後述の凸部１５を一体的に形成している。ここで「一次振動モードの節部を発生させる部分（以下、説明の便宜上「節部発生部」とも称する）」とは、例えば図２に示すように、エンドウォール１１において翼本体１２の端部１３に接続する部分１４である。節部発生部の一例としての部分１４は、翼本体１２の端部１３と一体的に形成されていてもよく、或いは端部１３を挿入（嵌合）可能且つ支持可能な断面をもつ構造（例えば穴）でもよい。なお、端部１３については、翼本体１２の外面（側面）がエンドウォール１１の表面１１ａと滑らかに接続するように湾曲するフィレット（翼本体支持部）を含んでもよい。
【００２３】
図２に示すように、凸部１５は、上述の節部発生部に少なくとも１つ一体的に設けられる。凸部１５は、エンドウォール１１の裏面１１ｂから翼本体１２と離れる方向に突出して形成される。つまり、エンドウォール１１がプラットフォームである場合、凸部はエンドウォール１１における径方向内側の面に形成され、エンドウォール１１がシュラウドである場合、凸部はエンドウォール１１の径方向外側の面に形成される。
【００２４】
凸部１５の設置によって、節部Ｎとその周辺における剛性が高まる。従って、凸部１５を設けた場合の一次振動モードの固有振動数ｆ´は、凸部１５を設けない場合の一次振動モードの固有振動数ｆよりも上昇する。凸部１５は、エンドウォール１１の裏面１１ｂから翼本体１２と離れる方向に突出して形成されているので、凸部１５は、剛性の上昇に寄与しつつも、流路に面するエンドウォール１１の表面１１ａと干渉することがない。さらに、凸部１５はエンドウォール１１の裏面１１ｂにおいて局所的に設けられ、エンドウォール１１の縁部１１ｃから離間している。即ち、従来のリブのように上流側から下流側に向けて連続的に設けられてはいない。つまり、凸部１５は、固有振動数の上昇に寄与する部分のみに設けられているので、不要な重量増加を抑制することができる。
【００２５】
固有振動数に対する所望の上昇を得るには、それに見合った剛性の上昇が必要である。この場合、図３に示すように、エンドウォール１１の縁部１１ｃにおいて一次振動モードの腹部Ｆに相当する部分に向け、凸部１５を延伸させてもよい。即ち、凸部１５は、節部発生部（部分１４）から腹部Ｆに相当する部分までの途中に位置する個所まで延伸してもよい。一次振動モードの固有周波数は、そのモードの腹部と節部を含む線上の剛性に大きく依存している。即ち、この線上から外れた部分の剛性を高めても効果的な剛性の上昇は得られない。従って、エンドウォール１１において、一次振動モードの節部Ｎに相当する部分から腹部Ｆに相当する部分に向けて凸部１５を延伸させることで、重量増加を極力抑えながら剛性を高めて、固有振動数を上昇させることができる。
【００２６】
エンドウォール１１において、懸念される一次振動モードが異なる場所で複数発生する場合も考えられる。この場合、凸部１５は、エンドウォール１１において発生する複数の一次振動モードのそれぞれに対して個別に設けられてもよい。各凸部１５の一部は、腹部Ｆ及び節部Ｎの発生位置に応じて、互いに接続していてもよく、或いは互いに離れていてもよい。また、図３に示すように、各凸部１５は必要に応じて、対象となる一次振動モードの腹部Ｆに向けて節部Ｎから延伸するように形成されてもよい。この場合、それぞれの一次振動モードの固有振動数を上昇させることができる。また、重量増加を極力抑えることも可能である。
【００２７】
なお、凸部１５はエンドウォール１１と同一材料によって形成してもよい。この場合、凸部１５とエンドウォール１１の一体形成が容易になる。
【００２８】
次に、本発明の実施形態について図４から図６を参照して説明する。なお、図４から図６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。
【００２９】
本実施形態に係る軸流機械は、航空機エンジンなどのガスタービンエンジンにおけるファンであり、本実施形態に係る翼はファンの出口案内翼である。図４に示すように、航空機エンジンは、筒状のコアカウル３と、コアカウル３の外側に配設した筒状のファンケース７とを備えている。コアカウル３の内側には、環状のコア流路５が形成されている。また、ファンケース７の内周面とコアカウル３の外周面との間には、環状のバイパス流路９が形成されている。本実施形態に係るファン１は、これらコア流路５及びバイパス流路９に流体としての空気を取入れるためのものである。
【００３０】
コアカウル３の前方には、ファンディスク１６がベアリング等を介して回転可能に設けられている。ファンディスク１６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）に連結されている。
【００３１】
ファンディスク１６には動翼１７が嵌合している。各動翼１７は、翼本体としての動翼本体１９と、動翼本体１９における径方向内側の端部に設けられたプラットフォーム２１と、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１６に嵌合可能なダブテイル２３とを備えている。
【００３２】
コアカウル３とファンケース７との間における動翼１７の下流側には、空気の流れを整流する複数の出口案内翼３７が円周方向に等間隔に設けられている。
【００３３】
図４及び図５に示すように、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正圧面３９ｖと、翼厚方向他方側に位置する負圧面３９ｂとを有している。案内翼本体３９における径方向内側の端部４０には、プラットフォーム４１が設けられている。プラットフォーム４１は、径方向外側に空気の流路面としての表面４１ｆを有している。
【００３４】
プラットフォーム４１は表面４１ｆの反対側に裏面４１ｄを有している。裏面４１ｄにおける上流側（前端側）には、円弧状のフランジ４３が形成されている。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の裏面４１ｄにおける下流側（後端側）には、円弧状のフランジ５３が形成されている。フランジ５３は、ファンフレーム４５の外周面における相手フランジ４７の下流側に形成した環状又は円弧状の相手フランジ５５にボルト５７とナット５９によって締結される。
【００３５】
案内翼本体３９の先端（径方向外側の端部）における前縁側（上流側）には、接続片６１が形成されている。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（下流側）には、接続片６７が形成されている。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。
【００３６】
図５及び図６に示すように、プラットフォーム４１の裏面４１ｄには、上述の凸部１５が形成されている。凸部１５は、プラットフォーム４１において、プラットフォーム４１の縁部４１ｃが一次振動モードの自由端として振動するときの一次振動モードの節部を発生させる部分と一体的に形成されている。即ち、凸部１５は、プラットフォーム４１において、案内翼本体３９の端部４０が接続している部分と一体的に形成されている。また、凸部１５は、径方向内側に突出している。径方向における凸部１５の高さは、他の部材と干渉せず且つ機械的な強度が得られる限り、任意である。
【００３７】
図７に示すように、案内翼本体３９の先端には、接続片６１、６７等を設ける代わりに、シュラウド４２を設けてもよい。シュラウド４２は、プラットフォーム４１と同様に板状に形成され、径方向内側に空気の流路面としての表面４２ｆを有し、表面４２ｆの反対側に裏面４２ｄを有している。シュラウド４２をファンケース７に固定する場合は、例えば、裏面４２ｄの上流側及び下流側に、フランジ４４、５４を設け、図５に示すファンフレーム４５と同様の形状を有する固定部材に固定される。
【００３８】
シュラウド４２が設けられるばあい、その裏面４２ｄに本実施形態に係る凸部１５を形成することも可能である。この場合、シュラウド４２の裏面４２ｄ上の凸部１５は、プラットフォーム４１の裏面４１ｄに設けられた凸部１５と同様の指針に基づいて形成される。即ち、シュラウド４２の裏面４２ｄ上の凸部１５は、シュラウド４２において、シュラウド４２の縁部（図示せず）が一次振動モードの自由端として振動するときの一次振動モードの節部を発生させる部分と一体的に形成される。
【００３９】
本実施形態に係る凸部１５は、ファン１の動翼１７にも適用可能である。図８はファン１における動翼１７の斜視図であり、図９はファン１のプラットフォーム２１を径方向内側から見た図である。ファン１の動翼１７では、ダブテイル２３がプラットフォーム２１の節部発生部、即ち「プラットフォーム２１の縁部２１ｃが一次振動モードの自由端として振動するときの一次振動モードの節部を発生させる部分」として機能する。従って、凸部１５は、ダブテイル２３が設けられる面であるプラットフォーム２１の裏面２１ｂから径方向内側に突出して設けられると共に、ダブテイル２３と一体的に形成されている。なお、動翼１７においても、プラットフォーム２１において動翼１７の動翼本体１９に接続する部分がプラットフォーム２１の節部発生部に相当する場合もある。この場合、凸部１５はプラットフォーム２１において動翼１７の動翼本体１９に接続する部分と一体的に形成される。
【００４０】
以上の構成によれば、大型化に際しても重量増加を極力抑えながら、剛性を高めることで耐振動性を維持或いは向上させたファンの動翼或いは出口案内翼を提供できる。
【００４１】
なお、本発明は上述の実施形態に限られず、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。即ち、本発明に係る翼は、翼本体とこの翼本体を支持するプラットフォームとを備える構造をもつあらゆる軸流機械（例えばコンプレッサやタービン）の静翼及び動翼に適用可能である。従って、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るものではない。
【符号の説明】
【００４２】
１  ファン
３  コアカウル
７  ファンケース
１０  翼
１１  エンドウォール
１１ａ  表面
１１ｂ  裏面
１１ｃ  縁部
１２  翼本体
１３  端部
１４  部分
１５  凸部
１６  ファンディスク
１７  動翼
１９  動翼本体
２１  プラットフォーム
２３  ダブテイル
３７  出口案内翼
３９  案内翼本体
４０  端部
４１  プラットフォーム
４２  シュラウド
Ｆ  腹部（自由端）
Ｎ  節部
【図１】
0006503698.tif 000002
【図２】
0006503698.tif 000003
【図３】
0006503698.tif 000004
【図４】
0006503698.tif 000005
【図５】
0006503698.tif 000006
【図６】
0006503698.tif 000007
【図７】
0006503698.tif 000008
【図８】
0006503698.tif 000009
【図９】
0006503698.tif 000010