"航空機エンジンのエンジンケース内に形成されたエンジン流路に空気を取り入れるファンに用いられる、熱硬化性又は熱可塑性樹脂と強化繊維との複合材料によって構成されたファン動翼であって、前記複合材料によって構成された、一方の側に負圧面を有すると共に他方の側に正圧面を有する翼体と、前記複合材料によって前記翼体の基端に一体的に形成された、前記ファンのファンディスクの外周に形成された嵌合溝に嵌合可能な翼根と、前記翼体の前縁にスパン方向に延在して取り付けられ、前記前縁を保護する金属製のシースと、を備え、前記シースは、前方に向けて徐々に薄くなるシース本体と前記シース本体の後端両側から一体的に延出された一対の接合片とを備えると共に、前記翼体の基端側のシース基端側部分と前記翼体の先端側のシース先端側部分とに区画されており、前記シース先端側部分は、前記シース基端側部分と滑らかに連続し、かつ、前記スパン方向において前記シース基端側部分の長さ以上の長さを有しており、前記エンジンケース内に吸い込まれた異物と衝突する最も径方向外側の前記シース先端側部分上の想定衝突位置における前記シース本体のシース長さが10コード以上60コード以下であり、前記ファン動翼の先端縁の前記シースのシース長さが40コード以上である、ファン動翼。前記想定衝突位置における前記シース本体の前記シース長さが、10コード以上30コード以下である、請求項1に記載のファン動翼。前記先端縁の前記シースの前記シース長さが、40コード以上60コード以下である、請求項1又は2に記載のファン動翼。前記シースのコード方向の長さが、前記シース基端側部分から前記シース先端側部分に向けて、徐々に長くされている、請求項1~3のいずれかに記載のファン動翼。前記シース以外の全ての部分が、前記複合材料によって構成されている、請求項1~4のいずれかに記載のファン動翼。航空機エンジンのエンジンケース内に形成されたエンジン流路に空気を取り入れるファンであって、軸心周りに回転可能に前記エンジンケース内に設けられた、外周に複数の嵌合溝が形成されたファンディスクと、複数の前記嵌合溝にそれぞれ嵌合された、複数の請求項1~5のいずれかに記載されたファン動翼と、を備えたファン。エンジンケース内に吸い込まれた鳥やアイススラブiceslab等の異物obstacleに対するファン動翼の耐衝撃性を十分に確保するには、一般には、翼体の前縁にシースを設けるだけでなく、上述したように後縁にもガードを設けたり、翼体を厚くすることが必要である。しかし、翼体の後縁にガードを設けた場合、ファン動翼の構成要素componentsが増え、構成が複雑になったり、軽量化が阻害される。また、翼体を厚くした場合、空力性能が低下したり、軽量化が阻害される。本発明の目的は、複合材料を用いた、十分な耐衝撃性を有するファン動翼と、このファン動翼を用いたファンとを提供することにある。本発明の第1の特徴は、航空機エンジンのエンジンケース内に形成されたエンジン流路に空気を取り入れるファンに用いられる、熱硬化性又は熱可塑性樹脂と強化繊維との複合材料によって構成されたファン動翼であって、前記複合材料によって構成された、一方の側に負圧面を有すると共に他方の側に正圧面を有する翼体と、前記複合材料によって前記翼体の基端に一体的に形成された、前記ファンのファンディスクの外周に形成された嵌合溝に嵌合可能な翼根と、前記翼体の前縁にスパン方向に延在して取り付けられ、前記前縁を保護する金属製のシースと、を備え、前記シースが、前方に向けて徐々に薄くなるシース本体と前記シース本体の後端両側から一体的に延出された一対の接合片とを備えると共に、前記翼体の基端側のシース基端側部分と前記翼体の先端側のシース先端側部分とに区画されており、前記シース先端側部分が、前記シース基端側部分と滑らかに連続し、かつ、前記スパン方向において前記シース基端側部分の長さ以上の長さを有しており、前記エンジンケース内に吸い込まれた異物と衝突する最も径方向外側の前記シース先端側部分上の想定衝突位置における前記シース本体のシース長さが10コード以上60コード以下であり、前記ファン動翼の先端縁の前記シースのシース長さが40コード以上である、ファン動翼を提供する。なお、ファン動翼とは、狭義のファン動翼だけでなく、エンジンケース内に空気を取り入れる最も上流側の圧縮機動翼を含む。また、シース長さとは、ファン動翼の前縁と後縁上の同一スパン位置を結ぶ方向の長さをいう。上記第1の特徴によれば、想定衝突位置におけるシース本体のシース長さが10コード以上60コード以下であるので、異物の衝突エネルギーを十分に低減することができる。また、ファン動翼の先端縁のシースのシース長さが40コード以上であるので、異物のファン動翼への衝突によってファン動翼の先端縁に生じる応力波による最大歪を基準許容最大歪以下にすることができる。これにより、翼体の後縁等に翼体を補強するガードを設けたり、翼体を厚くしたりすることなく、ファン動翼の耐衝撃性を十分に確保できる。また、ファン動翼の空力性能の低下を招くことなく、ファン動翼の構成要素を減らして、ファン動翼の構成を簡略化でき、かつ、ファン動翼を軽量化できる。本発明の第2の特徴は、航空機エンジンのエンジンケース内に形成されたエンジン流路に空気を取り入れるファンであって、軸心周りに回転可能に前記エンジンケース内に設けられた、外周に複数の嵌合溝が形成されたファンディスクと、複数の前記嵌合溝にそれぞれ嵌合された、複数の前記第1の特徴のファン動翼と、を備えたファンを提供する。上記第2の特徴によれば、前記第1の特徴による効果を得ることができることに加えて、航空機エンジンの稼動によってファンディスクが回転されると、複数のファン動翼をファンディスクと一体的に回転され、エンジンケース内のエンジン流路に空気を取り入れることができる。まず、十分な耐衝撃性を有するファン動翼を実現するにあたって得られた、2つの新規な知見について説明する。第1の新規な知見について、図4及び図5を参照しつつ説明する。図4に示されるように、シース先端部分sheathtopsegment51Tにおける異物エンジンケース内に吸い込まれた鳥やアイススラブ等との想定衝突位置P最も径外側位置でのシース本体sheathmainbody図2に示されるシース51全体から接合片55,57を除いたシース本体53を参照のコード方向の長さをシース長さkとする。ここで、図5のグラフに示されるように、シース長さkを10コード=ファン動翼のコード方向全長に対して10の長さ以上にすると異物の衝突エネルギーを低減でき、かつ、60コードよりも長くしても衝突エネルギーの低減効果は向上しない。なお、想定衝突位置Pは、想定される異物の大きさやファン動翼23の大きさ等に基づいて具体的に決定される。第2の新規な知見について、図4及び図6を参照して説明する。図4に示されるように、ファン動翼23の先端縁に沿うシース51図2に示されるシース51全体を参照の長さをシース長さmとする。ここで、図6に示されるように、シース長さmを40コード以上とすると、異物の衝撃によってファン動翼23の先端縁に生じる応力波による最大歪を基準許容最大歪maximumallowablestraincriterion以下にすることができる。なお、基準許容最大歪とは、経験的又は試験的に許容できると認められるファン動翼の先端縁の最大歪である。なお、図6に示される、シース長さm毎の前縁からの位置と先端縁の最大歪との関係は、離陸時にエンジンケース3内に吸い込まれた2.53ポンド約1.15キログラムの異物が想定衝突位置に衝突した条件に基づいて、衝撃応答解析によって求められたものである。ファン動翼23及び、それを用いたファン1の一実施形態を図1~図3を参照しつつ説明する。なお、図中FFは前方を、FRは後方をそれぞれ示している。図3に示されるように、ファン1は、航空機エンジンのエンジンケース3内に形成されたエンジン流路5に空気を取り入れる。エンジンケース3は、筒状のコアカウルcorecowl7と、コアカウル7の外側に複数のストラット91つのみ図示を介して設けられたナセルnacelle11とからなる。エンジン流路5は、途中から、コアカウル7の内側に形成された環状筒状のコア流路主流路13と、ナセル11の内側でコアカウル7の外側に形成されたバイパス流路15とに分岐される。コアカウル7の前部には、ファンディスク17がベアリング19を介して回転可能に設けられている。ファンディスク17は、ファン1の後方に配設された複数の低圧タービンロータ図示省略に同軸状に一体的に連結されている。また、ファンディスク17の外周には、複数の嵌合溝21が等間隔に形成されている。ファンディスク17の各嵌合溝21には、ファン動翼23が嵌合されている。ファン動翼23は、熱硬化性樹脂と強化繊維との複合材料FRPによって構成されている。ファンディスク17の各嵌合溝21の底面とファン動翼23の間にはスペーサ25が設けられている。ファンディスク17の前方には、ファン動翼23を前方から保持する環状のフロントリテーナ27が設けられていると共に、ファンディスク17の後方には、ファン動翼23を後方から保持する環状のリアリテーナ29が設けられている。なお、フロントリテーナ27は、空気を案内するノーズコーン31に一体的に連結されており、リアリテーナ29は、ファン1の後方に配設された低圧圧縮機33の低圧圧縮機ロータ35に同軸状に一体的に連結されている。従って、航空機エンジンの稼働によってファンディスク17が回転されると、ファン動翼23は、ファンディスク17と一体的に回転され、エンジン流路5コア流路13及びバイパス流路15に空気を取り入れる。ファン動翼23の構成について図1及び図2参照しつつ説明する。ファン動翼23は、上述したように、ファン1に用いられ、翼体37を具備している。翼体37は、熱硬化性樹脂エポキシ樹脂、フェノール樹脂、又は、ポリイミド樹脂等と強化繊維炭素繊維、アラミド繊維、又は、ガラス繊維等との複合材料により構成されている。図1に示されるように、翼体37は、一方の側に負圧面背面39を有し、他方の側に正圧面腹面41を有している。図2に示されるように、翼体37本体の負圧面39の前方縁frontedgeには、スパン方向に延びる第1段差部firststeppedportion43が形成されており、翼体37本体の正圧面41の前方縁には、スパン方向に延びる第2段差部secondsteppedportion45が形成されている。なお、翼体37は、熱硬化性樹脂と強化繊維との複合材料によって構成される代わりに、熱可塑性樹脂ポリエーテルエーテルケトン、又は、ポリフェニレンスルファイド等と強化繊維との複合材料によって構成されてもよい。翼体37の基端には、翼根47が一体形成されている。翼根47も、熱硬化性樹脂エポキシ樹脂、フェノール樹脂、又は、ポリイミド樹脂等と強化繊維炭素繊維、アラミド繊維、又は、ガラス繊維等との複合材料とによって構成されている。また、翼根47は、ファンディスク17の外周に形成された嵌合溝21に嵌合されるダブテールdovetail49を有している。なお、翼根47も、熱硬化性樹脂と強化繊維との複合材料によって構成される代わりに、熱可塑性樹脂ポリエーテルエーテルケトン、又は、ポリフェニレンスルファイド等と強化繊維との複合材料とによって構成されてもよい。ここで、翼体37と翼根47の境界部は、エンジン流路5の流路面5fに一致する。翼体37の前縁には、シース51が取り付けられている。シース51は、スパン方向に延在された金属チタン合金等によって構成されている。シース51は、前方に位置するシース本体53と、シース本体53の後端両側から一体的に延出された一対の第1接合片55及び第2接合片57とを備えている。第1接合片55及び第2接合片57は、シース本体53と共に、翼体37本体翼体37からシース51を除いた部分の前方縁frontedgeを覆う。シース本体53は、前方に向けて徐々に薄くなり、その前方縁frontedgeが翼体37の前縁leadingedgeとなる。シース本体53の負圧面39側の後方縁からは、第1接合片55が一体的に延出されている。第1接合片55は、シート状の接着剤によって上述した第1段差部43に接合されている。さらに、シース本体53の正圧面41側の後方縁からは、第2接合片57が一体的に延出されている。第2接合片57は、シート状の接着剤によって上述した第2段差部45に接合されている。ファン動翼23の要部特徴部分について説明する。シース51は、そのファン動翼23の延在方向スパン方向に沿って、翼体37の基端側ハブ側のシース基端部分sheathbasesegment51Hと、翼体37の先端側のシース先端側部分sheathtopsegment51Tとに区画されているsegmented。また、シース先端側部分51Tとシース基端側部分51Hとは滑らかに連続しており、それらの境界点Iは、シース51の基端ハブ端から50~80スパン=ファン動翼のスパン方向全長に対して50~80の長さの位置にある。シース51シース先端側部分51Tの上述した想定衝突位置P本実施形態ではシース51の基端から80スパンでのシース本体53のシース長さkは、10コード以上60コード以下、好ましくは、10コード以上30コード以下である。ここで、シース長さkが10コード以上とされるのは、上述した第1の新規な知見に基づいている。また、シース長さkが60コードを超えると、シース51の重量が増大し過ぎてしまう。シース51シース先端側部分51Tの上述したシース長さmは、40コード以上、好ましくは、40コード以上60コード以下である。ここで、シース長さmが40コード以上とされるのは、上述の第2の新規な知見に基づいている。本実施形態によれば、上述したシース長さkが10コード以上60コード以下とされるので、鳥やアイススラブ等の異物の衝突エネルギーを十分に低減することができる。また、上述したシース長さmが40コード以上とされるので、異物のファン動翼23への衝突によってファン動翼23の先端縁に生じる応力波による最大歪を基準許容最大歪以下にすることができる。これにより、翼体37の後縁等に翼体37を補強するガードを設けたり、翼体37を厚くしたりすることなく、かつ、シース51の重量増大を抑えつつ、ファン動翼23の耐衝撃性を十分に確保できる。従って、ファン動翼23の空力性能を低下させることなく、ファン動翼23の構成要素を減らして、ファン動翼23の構成を簡略化でき、かつ、ファン動翼23を軽量化できる。また、シース51のコード方向の長さは、シース基端側部分51Hからシース先端側部分51Tに向けて図1中の下から上へと、徐々に長くされている。シース基端側部分51Hは、回転半径が小さいのでシース先端側部分51Tよりも回転速度が遅い。このため、シース基端側部分51Hの異物に対する衝突速度は、シース先端側部分51Tよりも遅くなるので、必要なシースのコード方向の長さは短くてよく、短くすることで軽量化に寄与する。そこで、上述したように、シース51のコード方向の長さを、シース基端側部分51Hからシース先端側部分51Tに向けて徐々に長くして、ファン動翼23の耐衝撃性をと軽量化をバランスよく実現できる。なお、本発明は、上記実施形態に限定されず、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も、上記実施形態に限定されない。"