(57)【要約】【課題】航空エンジン用ファン１３の空力性能を落とさずにファン騒音のより大きな低減を図る。【解決手段】翼スパン方向Ｄに対する前縁Ｌｅのスイープ角θｓが２７度以上であって３３度以下になるように構成され、チップ側部分５７ｔのみを翼スパン方向Ｄに対して負圧翼面Ｆｎ側へ傾斜するように構成され、翼スパン方向Ｄに対するチップ側部分５７ｔのリーン角θｒが２７度以上であって３３度以下になるように構成されたこと。【選択図】      図１
2004300934.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ファンに用いられるファン静翼において、
翼スパン方向に対する前縁のスイープ角（後退角）が２７度以上であって３３度以下になるように構成され、チップ側部分のみを前記翼スパン方向に対して負圧翼面側へ傾斜するように構成されたことを特徴とするファン静翼。
【請求項２】
前記翼スパン方向に対する前記チップ側部分のリーン角（傾斜角）が２７度以上であって３３度以下になるように構成されたことを特徴とする請求項１に記載のファン静翼。
【請求項３】
航空エンジンにおけるエンジン本体内に同軸状に形成された環状の主流路と環状のバイパス流路に空気を送り込む航空エンジン用ファンにおいて、
前記エンジン本体に回転可能に設けられ、複数のファン動翼を周方向に備えたファンロータと、
前記エンジン本体における前記ファンロータの後方に設けられ、複数のファン静翼を周方向に備えてあって、前記バイパス流路に送り込まれた空気を旋回流から軸流に整流するファンステータとを具備してあって、
各ファン静翼は、
前記ファンロータの径方向に対する前縁のスイープ角（後退角）が２７度以上であって３３度以下になるようにそれぞれ構成され、チップ側部分のみを前記径方向に対して前記ファンロータの回転側へ傾斜するようにそれぞれ構成されたことを特徴とする航空エンジン用ファン。
【請求項４】
各ファン静翼は、前記径方向に対する前記チップ側部分のリーン角（傾斜角）が２７度以上であって３３度以下になるようにそれぞれ構成されたことを特徴とする請求項３に記載の航空エンジン用ファン。
【請求項５】
航空機に搭載される航空エンジンにおいて、
請求項３又は請求項４に記載の航空エンジン用ファンを具備してなることを特徴とする航空エンジン。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空エンジン用ファン等のファンに用いられるファン静翼、航空エンジン用ファン、及びこの航空エンジン用ファンを備えた航空エンジンに関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空エンジン用ファンは航空エンジンにおけるエンジン本体内に同軸状に形成された環状の主流路と環状のバイパス流路に空気を送り込むものであって、一般的な航空エンジン用ファンについて簡単に説明すると、次のようになる。
【０００３】
即ち、前記エンジン本体にはファンロータが回転可能に設けられており、このファンロータは複数のファン動翼を周方向に等間隔に備えている。また、前記エンジン本体における前記ファンロータの後方には前記バイパス流路に送り込まれた空気を旋回流から軸流に整流するファンステータが設けられており、このファンステータは複数のファン静翼を周方向に等間隔に備えている。
【０００４】
従って、前記航空エンジン用ファンの駆動を開始して、前記ファンロータを回転させて、複数の前記ファン動翼を旋回させると、前記主流路と前記バイパス流路に空気を送り込むことができる。そして、前記主流路に送り込まれた空気は、圧縮工程，燃焼工程等を経て、排気ガスとして前記主流路から後方向へ噴出される。また、前記バイパス流路に送り込まれた空気は、前記ファンステータによって旋回流から軸流に整流されて、前記排気ガスを覆うように前記バイパス流路から後方向へ噴出される。
【０００５】
ところで、前記ファンロータの回転によって前記ファン動翼を旋回させると、前記ファン動翼の後縁には動翼伴流（ウェーク）が尾を引くように生じ、動翼伴流と前記ファン静翼の翼面との干渉によって、前記航空エンジン用ファンのファン騒音の主音源である、前記ファン静翼の翼面の圧力変動が引き起こされる。そのため、従来から、前記航空エンジン用ファンの空力性能を落とさずにファン騒音の低減を図るため、前記ファン静翼の翼形状に関して種々の改良がなされており、本発明の発明者は既に特許文献１に示すような改良型ファン静翼について出願している。
【０００６】
次に、特許文献１に示す改良型ファン静翼の構成及び作用について図７から図９を参照して説明する。
【０００７】
ここで、図７（ａ）は、特許文献１に示す改良型ファン静翼の前視からの図であって、図７（ｂ）は、改良型ファン静翼の側視からの図であって、図８（ａ）は、改良型ファン静翼における音源強度分布を示す側視からの図であって、図８（ｂ）は、改良型ファン静翼間における全圧損失の大きい領域を示す後視からの模式的な図であって、図９（ａ）は、基本型ファン静翼における音源強度分布を示す側視からの図であって、図９（ｂ）は、隣接する基本型ファン静翼間における全圧損失の大きい領域を示す後視からの模式的な図である。
【０００８】
図７（ａ）（ｂ）に示すように、改良型ファン静翼１００は、翼スパン方向Ｄに対する前縁Ｌｅのスイープ角（後退角）θｓが２０度程度になるように構成されている。また、改良型ファン静翼１００は、ハブ側部分１００ｈが翼スパン方向Ｄに対して正圧翼面Ｆｐ側（換言すれば前記ファンロータの径方向に対して前記ファンロータの回転側の反対側（図７（ａ）において右側，図７（ｂ）において紙面に向かって表側））へ傾斜すると共に、ハブ側部分１００ｈ以外の残り部分１００ｂが翼スパン方向Ｄに対して負圧翼面Ｆｎ側（換言すれば前記径方向に対して前記回転側（図７（ａ）において左側，図７（ｂ）において紙面に向かって裏側））へ傾斜するように構成されている。
【０００９】
従って、翼スパン方向Ｄに対する前縁Ｌｅのスイープ角（後退角）θｓが２０度程度になるように構成され、かつ改良型ファン静翼１００における残り部分１００ｂが翼スパン方向Ｄに対して負圧翼面Ｆｎ側へ傾斜するように構成されたことによって、残り部分１００ｂと動翼後流との干渉する回数が増加して、それに応じて、ファン静翼１００の翼面Ｆｐ，Ｆｎにおける圧力変動位相も増加して、ファン静翼１００の翼面Ｆｐ，Ｆｎにおける圧力変動の相殺作用が働く。そのため、図８（ａ）及び図９（ａ）に示すように、ファン静翼１００を前記航空エンジン用ファンに用いると、基本型ファン静翼２００を前記航空エンジン用ファンに用いた場合に比較して、翼面Ｆｐ，Ｆｎ全体に亘っての音源強度、特に翼面Ｆｐ，ＦｎにおけるチップＴ付近の音源強度を小さくでき、ファン騒音の低減を図ることができる。
【００１０】
また、ハブ側部分１００ｈが翼スパン方向Ｄに対して正圧翼面Ｆｐ側へ傾斜するように構成されたことによって、ハブ側部分１００ｈにおける空気の剥離現象を抑制することができる。そのため、図８（ｂ）及び図９（ｂ）に示すように、ファン静翼１００を前記航空エンジン用ファンに用いると、ファン静翼２００を前記航空エンジン用ファンに用いた場合に比較して、ハブＨ付近において全圧損失の大きい領域Ｇが少なくなって、前記航空エンジン用ファンの空力性能が向上する。
【００１１】
なお、図８（ａ）及び図９（ａ）における音源強度分布は、正圧翼面Ｆｐと負圧翼面Ｆｎ間の圧力差変動を音源とみなし、３次元非定常ＣＦＤ（Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ  Ｆｌｕｉｄ  Ｄｙｎａｍｉｃｓ）解析により求められ、音源強度は無次元化されている。また、図８（ｂ）及び図９（ｂ）における全圧損失の大きい領域Ｇは、３次元定常粘性ＣＦＤ（Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ  Ｆｌｕｉｄ  Ｄｙｎａｍｉｃｓ）解析をより求められる。
【００１２】
【特許文献１】
特開２００２−３４９４９８号公報
【００１３】
【発明が解決しようとする課題】
しかし、改良型ファン静翼１００を前記航空エンジン用ファンに用いた場合であっても、ファン騒音を十分に低減できるものの、ハブ側部分１００ｈが翼スパン方向Ｄに対して正圧翼面Ｆｐ側へ傾斜するように構成されたことによって、ハブ側部分１００ｈにおいて動翼後流と翼面Ｆｐ，Ｆｎとの干渉する回数が減少して、翼面Ｆｐ，Ｆｎにおける圧力変動の相殺作用の妨げになり、ファン騒音のより大きな低減を図ることが困難になる。
【００１４】
【課題を解決するための手段】
請求項１に記載の発明にあっては、ファンに用いられるファン静翼において、翼スパン方向に対する前縁のスイープ角（後退角）が２７度以上であって３３度以下になるように構成され、チップ側部分のみを前記翼スパン方向に対して負圧翼面側へ傾斜するように構成されたことを特徴とする。
【００１５】
請求項１に記載の発明特定事項によると、翼スパン方向に対する前縁のスイープ角が２７度以上であって３３度以下になるように構成されたこと、換言すれば改良型ファン静翼１００に比べてスイープ角を１０度程度大きくなるように構成されたことによって、前記ファン静翼と動翼伴流との干渉する回数が増加して、前記ファン静翼の翼面における圧力変動の相殺作用が働くと共に、ハブ側部分における空気の剥離現象が抑制されかつチップ側部分における空気の剥離現象が促進される傾向にある。
【００１６】
また、前記チップ側部分のみを前記翼スパン方向に対して負圧翼面側へ傾斜するように構成されたことによって、前記チップ側部分と動翼伴流との干渉する回数が更に増加して、前記ファン静翼の翼面における圧力変動の相殺作用がより大きく作用すると共に、前述のように促進される傾向にある前記チップ側部分における空気の剥離現象を抑制することができる。
【００１７】
そのため、前記ファン静翼を前記ファンに用いると、ファン静翼１００を前記ファンに用いた場合に比較して、全圧損失が大きい領域を増やすことなく、翼面全体に亘って音源強度を十分に小さくできる。
【００１８】
請求項２に記載の発明にあっては、請求項１に記載の発明特定事項の他に、前記翼スパン方向に対する前記チップ側部分のリーン角（傾斜角）が２７度以上であって３３度以下になるように構成されたことを特徴とする。
【００１９】
請求項２に記載の発明特定事項によると、請求項１に記載の発明特定事項による作用の他に、前記翼スパン方向に対する前記チップ側部分のリーン角が２７度以上であって３３度以下になるように構成されたことによって、前記ファン静翼の全長が長くなることを抑制しつつ、前述のように促進される傾向にある前記チップ側部分における空気の剥離現象を十分に抑制することができる。
【００２０】
請求項３に記載の発明にあっては、航空エンジンにおけるエンジン本体内に同軸状に形成された環状の主流路と環状のバイパス流路に空気を送り込む航空エンジン用ファンにおいて、
前記エンジン本体に回転可能に設けられ、複数のファン動翼を周方向に備えたファンロータと、
前記エンジン本体における前記ファンロータの後方に設けられ、複数のファン静翼を周方向に備えてあって、前記バイパス流路に送り込まれた空気を旋回流から軸流に整流するファンステータとを具備してあって、
各ファン静翼は、
前記ファンロータの径方向に対する前縁のスイープ角（後退角）が２７度以上であって３３度以下になるようにそれぞれ構成され、チップ側部分のみを前記径方向に対して前記ファンロータの回転側へ傾斜するようにそれぞれ構成されたことを特徴とする。
【００２１】
請求項３に記載の発明特定事項によると、前記航空エンジン用ファンの駆動を開始して、前記ファンロータを回転させて、複数の前記ファン動翼を旋回させると、前記主流路と前記バイパス流路に空気を送り込むことができる。そして、前記主流路に送り込まれた空気は、圧縮工程，燃焼工程等を経て、排気ガスとして前記主流路の後部から後方向へ噴出される。また、前記バイパス流路内に送り込まれた空気は、前記ファンステータによって旋回流から軸流に整流される（前記航空エンジン用ファンの一般的な作用）。
【００２２】
前記航空エンジン用ファンの前記一般的な作用の他に、各ファン静翼は、前記径方向に対する前縁のスイープ角が２７度以上であって３３度以下になるようにそれぞれ構成されたこと、換言すればファン静翼１００に比べてスイープ角を１０度程度大きくなるようにそれぞれ構成されたことによって、前記ファン静翼と動翼伴流との干渉する回数が増加して、前記ファン静翼の翼面における圧力変動の相殺作用が働くと共に、ハブ側部分における空気の剥離現象が抑制されかつチップ側部分における空気の剥離現象が促進される傾向にある。
【００２３】
また、前記チップ側部分のみを前記径方向に対して前記ファンロータの回転側へ傾斜するように構成されたことによって、前記チップ側部分と動翼伴流との干渉する回数が更に増加して、前記ファン静翼の翼面における圧力変動の相殺作用がより大きく作用すると共に、前述のように促進される傾向にある前記チップ側部分における空気の剥離現象を抑制することができる。
【００２４】
そのため、前記ファン静翼を用いた前記航空エンジン用ファンにあっては、前記ファン静翼の代わりにファン静翼１００を用いた場合に比較して、全圧損失が大きい領域を増やすことなく、翼面全体に亘って音源強度を十分に小さくできる。
【００２５】
請求項４に記載の発明にあっては、請求項３に記載の発明特定事項の他に、各ファン静翼は、前記径方向に対する前記チップ側部分のリーン角（傾斜角）が２７度以上であって３３度以下になるようにそれぞれ構成されたことを特徴とする。
【００２６】
請求項４に記載の発明特定事項によると、請求項３に記載の発明特定事項による作用の他に、各ファン静翼は、前記径方向に対する前記チップ側部分のリーン角（傾斜角）が２７度以上であって３３度以下になるようにそれぞれ構成されたことによって、前記ファン静翼の全長が長くなることを抑制しつつ、前述のように促進される傾向にある前記チップ側部分における空気の剥離現象を十分に抑制することができる。
【００２７】
請求項５に記載の発明にあっては、航空機に搭載される航空エンジンにおいて、
請求項３又は請求項４に記載の航空エンジン用ファンを具備してなることを特徴とする。
【００２８】
請求項５に記載の発明特定事項によると、請求項３又は請求項４に記載の発明特定事項による作用と同様の作用を奏する。
【００２９】
【発明の実施の形態】
まず、本発明の実施の形態に係わる航空エンジンについて図３を参照して説明する。
【００３０】
ここで、図３は、本発明の実施の形態に係わる航空エンジンの側面図である。なお、「前後」とは、図３において左右のことをいう。
【００３１】
図３に示すように、本発明の実施の形態に係わる航空エンジン１は、航空機に搭載されるエンジンであって、エンジン本体３をベースとしている。このエンジン本体３は、外筒フレーム５と、この外筒フレーム５の内側に一体的に設けられた内筒フレーム７とを備えている。また、内筒フレーム７の内側には環状の主流路（コア流路）９が形成されており、外筒フレーム５の内側と内筒フレーム７の外側には環状のバイパス流路１１が形成されている。
【００３２】
エンジン本体３にはファン（航空エンジン用ファン）１３が設けられており、このファン１３は、主流路９及びバイパス流路１１に空気を送り込むものである。また、ファン１３は、内筒フレーム５の前端部に回転可能に設けられたファンロータ１５と、外筒フレーム５と内筒フレーム７の間におけるファンロータ１５の後側に設けられたファンステータ１７とを備えている。ここで、ファンステータ１７は、バイパス流路１１に送り込まれた空気を旋回流から軸流に整流するものである。
【００３３】
なお、ファンステータ１７の中央部には空気を案内するインレットコーン１９が設けられている。
【００３４】
内筒フレーム５におけるファンロータ１５の後側には低圧圧縮機２１が設けられており、この低圧圧縮機２１は、主流路９内に取り入れた空気を低圧圧縮するものである。また、この低圧圧縮機２１は、内筒フレーム７にエンジン軸方向（前後方向）に沿って回転可能に設けられた複数段の低圧圧縮機ロータ２３と、内筒フレーム７にエンジン軸方向に沿って設けられた複数段の低圧圧縮機ステータ２５とを備えている。ここで、複数段の低圧圧縮機ロータ２３と複数段の低圧圧縮機ステータ２５は交互に配置されてあって、複数の低圧圧縮機ロータ２３はファンロータ１５に一体的に連結されている。
【００３５】
内筒フレーム７における低圧圧縮機２１の後方側には高圧圧縮機２７が設けられており、この高圧圧縮機２７は、低圧圧縮された圧縮空気を更に高圧圧縮するものである。また、高圧圧縮機２７は、内筒フレーム５にエンジン軸方向に沿って回転可能に設けられた複数段の高圧圧縮機ロータ２９と、内筒フレーム７にエンジン軸方向に沿って設けられた複数段の高圧圧縮機ステータ３１とを備えている。ここで、複数段の高圧圧縮機ロータ２９と複数段の高圧圧縮機ステータ３１は交互に配置されている。
【００３６】
内筒フレーム７における高圧圧縮機２７の後側には燃焼器３３が設けられており、この燃焼器３３は、高圧圧縮された圧縮空気の中で燃料を燃焼させるものである。また、燃焼器３３は燃料を噴射する複数の噴射ノズル３５を備えている。
【００３７】
内筒フレーム７における燃焼器２７の後側には高圧タービン３７が設けられており、この高圧タービン３７は、燃焼器３３からの燃焼ガスの膨張によって駆動されると共に高圧圧縮機２７を連動して駆動するものである。また、高圧タービン３７は、内筒フレーム７に回転可能に設けられた高圧タービンロータ３９と、内筒フレーム７に設けられた高圧タービンステータ４１とを備えている。ここで、高圧タービン３７が駆動されると高圧圧縮機２７を連動して駆動することができるように、内筒フレーム７には高圧タービンロータ３９と高圧圧縮機ロータ２９に一体的に連結する高圧タービン軸４３が回転可能に設けられてあって、高圧タービン軸４３はエンジン軸方向へ延びるように構成されている。
【００３８】
内筒フレーム７における高圧タービン３７の後方側には低圧タービン４５が設けられており、この低圧タービン４５は、燃焼ガスの膨張によって駆動される共に低圧圧縮機２１及びファン１３を連動して駆動するものである。また、低圧タービン４５は、内筒フレーム７にエンジン軸方向に沿って回転可能に設けられた複数段の低圧タービンロータ４７と、内筒フレーム７に設けられた複数段の低圧タービンステータ４９とを備えている。ここで、複数段の低圧タービンロータ４７と複数段の低圧タービンステータ４９は交互に配置されてあって、低圧タービン４５が駆動されると低圧圧縮機２１及びファン１３を連動して駆動することができるように、内筒フレーム７には低圧タービンロータ４７と低圧圧縮機ロータ２３に一体的に連結する低圧タービン軸５１が回転可能に設けられてあって、この低圧タービン軸５１は高圧タービン軸４３と同軸状でかつエンジン軸方向へ延びるように構成されている。
【００３９】
なお、内筒フレーム５の後端部には主流路９から噴出された燃焼ガスを案内するテールコーン５３が設けられている。
【００４０】
航空エンジン１の動作について説明すると、次のようになる。
【００４１】
即ち、適宜のスタータ装置（図示省略）の作動によって高圧圧縮機２７を駆動させて、複数段の高圧圧縮機ロータ２９を回転させる。これにより、航空エンジン１の稼働が開始される。なお、高圧タービンロータ３９の回転数が所定の回転数に達したら、前記スタータ装置の作動を停止しておく。
【００４２】
そして、燃焼器３３によって圧縮空気の中で燃料を燃焼させることにより、燃焼ガスの膨張によって高圧タービン３７及び低圧タービン４５を駆動させて、高圧タービンロータ３９及び複数段の低圧タービンロータ４７を回転させる。また、高圧タービン３７によって高圧圧縮機２７を連動して駆動して高圧圧縮機ロータ２９を回転させると共に、低圧タービン４５によって低圧圧縮機２１及びファン１３を連動して駆動して複数段の低圧圧縮機ロータ２３及びファン１３を一体的に回転させる。これにより、ファン１３の駆動によって空気を主流路９及びバイパス流路１１送り込んで、低圧圧縮機２１によって主流路９に送り込んだ空気を低圧圧縮し、更に、高圧圧縮機２７によって低圧圧縮された圧縮空気を高圧圧縮することができる。
【００４３】
上述のような一連の動作（ファン１３の駆動、低圧圧縮機２１の駆動、高圧圧縮機２７の駆動、燃焼器３３による燃焼、高圧タービン３７の駆動、低圧タービン４５の駆動）が連続して行われることにより、航空エンジン１を適切に稼働させることができ、高圧タービン３７の駆動によって回転力を得たり、主流路９から噴射される燃焼ガス及びバイパス流路１１から噴射される空気によって推進力を得ることができる。
【００４４】
次に、本発明の実施の形態に係わる航空エンジン用ファン１３の構成について、図３の他に、図１を参照して説明する。
【００４５】
ここで、図１（ａ）は、本発明の実施の形態に係わるファン静翼の前視からの図であって、図１（ｂ）は、本発明の実施の形態係わるファン静翼の側視からの図である。
【００４６】
図３に示すように、航空エンジン用ファン１３は、前述のようにファンロータ１５とファンステータ１７とを具備してあって、ファンロータ１５は複数（図３には１つのみ図示）のファン動翼５５を周方向に等間隔に備えてあって、ファンステータ１７は複数（図３には１つのみ図示）のファン静翼５７を周方向に等間隔に備えている。
【００４７】
図１に示すように、各ファン静翼５７は、翼スパン方向Ｄ（換言すればファンロータ１５の径方向）に対する前縁Ｌｅのスイープ角（後退角）θｓが２７度以上であって３３度以下になるようにそれぞれ構成されている。また、各ファン静翼５７は、チップ側部分５７ｔのみを翼スパン方向Ｄに対して負圧翼面Ｆｎ側（換言すればファンロータ１５の径方向に対してファンロータ１５の回転側（図１（ａ）において左側，図１（ｂ）において紙面に向かって裏側））へ傾斜するようにそれぞれ構成されてあって、翼スパン方向Ｄ（換言すればファンロータ１５の径方向）に対するチップ側部分５７ｔのリーン角（傾斜角）θｒが２７度以上であって３３度以下になるようにそれぞれ構成されている。
【００４８】
なお、ファン静翼５７の構成の成立する過程において、スイープ角θｓが３０度であってリーン角θｒが０度になるように構成された試験ファン静翼５９（図４参照）を用いた。
【００４９】
次に、本発明の実施の形態に係わる航空エンジン用ファン１３の作用及び効果について、図１の他に、図２、図４、図５、図６を参照して説明する。
【００５０】
ここで、図２（ａ）は、本発明の実施の形態に係わるファン静翼における音源強度分布を示す側視からの図であって、図２（ｂ）は、本発明の実施の形態に係わるファン静翼間における全圧損失の大きい領域を示す後視からの模式的な図であって、図４（ａ）は、試験ファン静翼における音源強度分布を示す側視からの図であって、図４（ｂ）は、試験ファン静翼間における全圧損失の大きい領域を示す後視からの模式的な図であって、図５は、基本型ファン静翼、改良型ファン静翼、試験ファン静翼、本発明の実施の形態に係わるファン静翼を航空エンジン用ファンに用いた場合における音源強度の平均値を表した図であって、図６は、基本型ファン静翼、改良型ファン静翼、試験ファン静翼、本発明の実施の形態に係わるファン静翼を航空エンジン用ファンに用いた場合における全圧損失音の平均値を表した図である。
【００５１】
航空エンジン用ファン１３の駆動を開始して、ファンロータ１５を回転させて、複数のファン動翼５５を旋回させると、主流路９とバイパス流路１１に空気を送り込むことができる。そして、主流路９に送り込まれた空気は、前述のように圧縮工程，燃焼工程等を経て、排気ガスとして主流路９から後方向へ噴出される。また、バイパス流路１１に送り込まれた空気は、ファンステータ１７によって非旋回流に整流されて、前記排気ガスを覆うようにバイパス流路１１から後方向へ噴出される（航空エンジン用ファン１３の一般的な作用）。
【００５２】
航空エンジン用ファン１３の前記一般的な作用の他に、翼スパン方向Ｄに対する前縁Ｌｅのスイープ角θｓが２７度以上であって３３度以下になるように構成されたこと、換言すれば改良型ファン静翼１００に比べてスイープ角θｓを１０度程度大きくなるように構成されたことによって、ファン静翼５７と動翼伴流との干渉する回数が増加して、ファン静翼５７の翼面における圧力変動の相殺作用が働くと共に、ハブ側部分５７ｈにおける空気の剥離現象が抑制されかつチップ側部分５７ｔにおける空気の剥離現象が促進される傾向にある。なお、この傾向に関しては、図４（ａ）（ｂ）に示すように明らかである。
【００５３】
また、チップ側部分５７ｔのみを翼スパン方向Ｄに対して負圧翼面Ｆｎ側へ傾斜するように構成されたことによって、チップ側部分５７ｔと動翼伴流との干渉する回数が更に増加して、ファン静翼５７の翼面Ｆｐ，Ｆｎにおける圧力変動の相殺作用がより大きく作用すると共に、前述のように促進される傾向にあるチップ側部分５７ｔにおける空気の剥離現象を抑制することができる。特に、翼スパン方向Ｄに対するチップ側部分５７ｔのリーン角θｒが２７度以上であって３３度以下になるように構成されたことによって、ファン静翼５７の全長が長くなることを抑制しつつ、前述のように促進される傾向にあるチップ側部分５７ｔにおける空気の剥離現象を十分に抑制することができる。
【００５４】
そのため、ファン静翼５７を航空エンジン用ファン１３に用いると、図２（ａ）（ｂ）に示すように、ファン静翼１００を航空エンジン用ファン１３に用いた場合に比較して、全圧損失が大きい領域Ｇを増やすことなく、翼面Ｆｐ，Ｆｎ全体に亘って音源強度を十分に小さくできる。また、ファン静翼５７を航空エンジン用ファン１３に用いると、図５及び図６に示すように、ファン静翼１００、ファン静翼２００、試験ファン静翼５９を航空エンジン用ファン１３に用いた場合に比較して、ファン静翼１００を用いた場合における全圧損失の平均値（翼スパン方向の平均値）と同程度の全圧損失の平均値に抑えつつ、音源強度の平均値（翼面面積の平均値）を十分に低減することができる。
【００５５】
なお、図２（ａ）及び図４（ａ）における音源強度分布は、正圧翼面Ｆｐと負圧翼面Ｆｎ間の圧力差変動を音源とみなし、３次元非定常ＣＦＤ（Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ  Ｆｌｕｉｄ  Ｄｙｎａｍｉｃｓ）解析により求められ、音源強度は無次元化されている。また、図２（ｂ）及び図４（ｂ）における全圧損失の大きい領域Ｇは、３次元定常粘性ＣＦＤ（Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ  Ｆｌｕｉｄ  Ｄｙｎａｍｉｃｓ）解析をより求められる。
【００５６】
以上の如き、本発明の実施の形態によれば、ファン静翼５７を用いた航空エンジン用ファン１３にあっては、ファン静翼５７の代わりにファン静翼１００を用いた場合に比較して、全圧損失が大きい領域Ｇを増やすことなく、翼面Ｆｐ，Ｆｎ全体に亘って音源強度を十分に小さくできるため、航空エンジン用ファン１３の空力性能を落とさずにファン騒音のより大きな低減を図ることができる。
【００５７】
また、ファン静翼５７の全長が長くなることを抑制しつつ、前述のように促進される傾向にあるチップ側部分５７ｔにおける空気の剥離現象を十分に抑制できるため、航空エンジン用ファン１３の軽量化を促進しつつ、航空エンジン用ファン１３の空力性能を向上させることができる。
【００５８】
なお、本発明は、前述の発明の実施の形態の説明に限るものではなく、例えばファン静翼５７を航空エンジン用ファン１３以外のファンに用いる等、適宜の変更を行うことにより、その他種々の態様で実施可能である。
【００５９】
【発明の効果】
請求項１に記載の発明によれば、前記ファン静翼を前記ファンに用いると、ファン静翼１００を前記ファンに用いた場合に比較して、全圧損失が大きい領域を増やすことなく、翼面全体に亘って音源強度を十分に小さくできるため、前記ファンの空力性能を落とさずにファン騒音のより大きな低減を図ることができる。
【００６０】
請求項２に記載の発明によれば、請求項１に記載の発明の効果の他に、前記ファン静翼の全長が長くなることを抑制しつつ、前述のように促進される傾向にある前記チップ側部分における空気の剥離現象を十分に抑制できるため、前記ファンの軽量化を促進しつつ、前記ファンの空力性能を向上させることができる。
【００６１】
請求項３に記載の発明によれば、前記ファン静翼を用いた前記航空エンジン用ファンにあっては、前記ファン静翼の代わりにファン静翼１００を用いた場合に比較して、全圧損失が大きい領域を増やすことなく、翼面全体に亘って音源強度を十分に小さくできるため、前記航空エンジン用ファンの空力性能を落とさずにファン騒音のより大きな低減を図ることができる。
【００６２】
請求項４に記載の発明にあっては、請求項３に記載の発明の効果の他に、前記ファン静翼の全長が長くなることを抑制しつつ、前述にように促進される傾向にある前記チップ側部分における空気の剥離現象を十分に抑制できるため、前記航空エンジン用ファンの軽量化を促進しつつ、前記航空エンジン用ファンの空力性能を向上させることができる。
【００６３】
請求項５に記載の発明にあっては、請求項３又は請求項４に記載の発明の効果と同様の効果を奏する。
【図面の簡単な説明】
【図１】図１（ａ）は、本発明の実施の形態に係わるファン静翼の前視からの図であって、図１（ｂ）は、本発明の実施の形態係わるファン静翼の側視からの図である。
【図２】図２（ａ）は、本発明の実施の形態に係わるファン静翼における音源強度分布を示す側視からの図であって、図２（ｂ）は、本発明の実施の形態に係わるファン静翼間における全圧損失の大きい領域を示す後視からの模式的な図である。
【図３】本発明の実施の形態に係わる航空エンジンの側面図であって、上側半分を断面している。
【図４】図４（ａ）は、試験ファン静翼における音源強度分布を示す側視からの図であって、図４（ｂ）は、試験ファン静翼間における全圧損失の大きい領域を示す後視からの模式的な図である。
【図５】基本型ファン静翼、改良型ファン静翼、試験ファン静翼、本発明の実施の形態に係わるファン静翼を航空エンジン用ファンに用いた場合における音源強度の平均値を表した図である。
【図６】基本型ファン静翼、改良型ファン静翼、試験ファン静翼、本発明の実施の形態に係わるファン静翼を航空エンジン用ファンに用いた場合における全圧損失音の平均値を表した図である。
【図７】図７（ａ）は、特許文献１に示す改良型ファン静翼の前視からの図であって、図７（ｂ）は、改良型ファン静翼の側視からの図である。
【図８】図８（ａ）は、改良型ファン静翼における音源強度分布を示す側視からの図であって、図８（ｂ）は、改良型ファン静翼間における全圧損失の大きい領域を示す後視からの模式的な図である。
【図９】図９（ａ）は、基本型ファン静翼における音源強度分布を示す側視からの図であって、図９（ｂ）は、基本型ファン静翼間における全圧損失の大きい領域を示す後視からの図である。
【符号の説明】
１  航空エンジン
３  エンジン本体
７  主流路
９  バイパス流路
１３  ファン（航空エンジン用ファン）
１５  ファンロータ
１７  ファンステータ
５５  ファン動翼
５７  ファン静翼
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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