WO2021199802A1

WO2021199802A1 - 静翼及び航空機用ガスタービンエンジン

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Publication number: WO2021199802A1
Application number: PCT/JP2021/007122
Authority: WO
Inventors: 真也楠田
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Current assignee: IHI Corp
Priority date: 2020-04-01
Filing date: 2021-02-25
Publication date: 2021-10-07
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Abstract

動翼（２１）の後方に設けられる静翼（３０）は、翼型断面（３１）を有する翼本体（３２）を備え、翼型断面（３１）における翼本体（３２）の最大翼厚位置（Ｍ）は、少なくとも翼本体（３２）のチップ（３０ｂ）側で、次の条件、（ａ）静翼（３０）が配列する周方向（ＣＤ）の展開面において、後縁（２１ｂ）における動翼（２１）のキャンバ線（２７）の延長線（２８）と平行で且つ周方向（ＣＤ）に隣接する他の静翼（４０）の前縁（４０ａ）を通る線（２６）と翼本体（３２）との交点（ＩＰ）から翼本体（３２）の後縁（３２ｂ）に近い第１領域（３３）に位置し、且つ、（ｂ）コード比が０．２から０．８までの第２領域（３４）に位置する、を満たす。

Description

静翼及び航空機用ガスタービンエンジン

　本開示は、航空機用ガスタービンエンジンの静翼及び航空機用ガスタービンエンジンに関する。

　生活環境等の保全の要請により、航空機に関する環境基準は段階的に強化されてきている。その基準の対象の１つである航空機用ガスタービンエンジン（航空機用ジェットエンジン）の騒音についても低減化が求められている。

　近年の民間用航空機に搭載されるガスタービンエンジンは、主に、良好な推進性能と燃費性能が得られるターボファンエンジンである。ターボファンエンジンは、前方に推力を得るためにファンを有する。ファンの動翼（ファン動翼）の後方にはファンの静翼（ファン静翼）が設けられており、ファンの動作中は、両者の空力的な干渉によって騒音となる音（動静翼干渉音）が発生する。

　特許文献１は、上述した動静翼干渉音の低減を企図した出口案内翼を開示している。

米国特許出願公開第２０１９／００２４５８１号明細書

　動静翼干渉音は、動翼の後流（ウェイクと呼ばれる速度欠損領域）と動翼の後方に設けられる静翼（例えば出口案内翼）との周期的な干渉によって生じるものである。また、動静翼干渉音は、ファンに限られず、圧縮機及びタービン等の他の回転機械でも発生する。一般的に、動静翼干渉音の音圧レベルは、その音源が二重極音源である場合は速度の６乗、四重極音源である場合は８乗に比例して増加することが知られている。一方、排気速度の低下は推力の低下に直結する。従って、排気速度の変動を避けつつ、騒音を低減させることが要求される。

　本開示は、上述の状況を鑑みて成されたものであり、ファン等の回転機械の稼働時に生じる騒音の低減が可能な航空機用ガスタービンエンジンの静翼及び航空機用ガスタービンエンジンの提供を目的とする。

　本開示に係る、動翼の後方に設けられる静翼は、翼型断面を有する翼本体を備え、前記翼型断面における前記翼本体の最大翼厚位置は、少なくとも前記翼本体のチップ側で、次の条件、（ａ）前記静翼が配列する周方向の展開面において、前記動翼の後縁における前記動翼のキャンバ線延長線と平行で且つ前記周方向に隣接する他の静翼の前縁を通る線と前記翼本体との交点から前記翼本体の後縁に近い領域に位置し、且つ、（ｂ）コード比が０．２から０．８までの領域内に位置する、を満たす。ここで、前記コード比は、前記翼本体の前縁から前記翼本体のコード上の任意の位置までの距離を前記翼本体のコード長で除した値である。

　前記翼本体は、前記条件を満たす前記翼型断面を、前記翼本体の前記チップ側から前記翼本体のハブ側まで有してもよい。前記翼本体の前記チップ側における前記最大翼厚位置の前記コード比は、前記翼本体の前記ハブ側における前記最大翼厚位置の前記コード比よりも大きくてもよい。また、本開示に係る前記静翼はファン静翼でもよい。

　本開示に係る航空機用ガスタービンエンジンは、ファン動翼と、前記ファン動翼を収容するファンケースと、前記ファン動翼の後方に設けられるコアエンジンを収容するとともに、前記ファンケースとの間に作動流体のバイパス流路を画成するコアケースと、前記バイパス流路において前記ファン動翼の後方に、ファン静翼として設けられる、本開示に係る静翼と、を備える。

　本開示によれば、ファン等の回転機械の稼働時に生じる騒音の低減が可能な航空機用ガスタービンエンジンの静翼及び航空機用ガスタービンエンジンを提供することができる。

図１は、本開示の実施形態に係る航空機用ガスタービンエンジンの概略断面図である。図２は、本開示の実施形態に係る静翼を示す図である。図３は、軸方向に対する動翼の傾斜と静翼の最大翼厚位置の関係を示す図であり、図３（ａ）は図１に示すＩＩＩＡ―ＩＩＩＡ線断面図（チップ側断面図）、図３（ｂ）は図１に示すＩＩＩＢ―ＩＩＩＢ線断面図（ハブ側断面図）である。図４は、実施形態に係る静翼と従来例の静翼の各背側及び各腹側における翼面マッハ数分布を示すグラフであり、図４（ａ）、図４（ｂ）及び図４（ｃ）は、それぞれ９０％スパン、５０％スパン、１０％スパンにおける翼面マッハ数分布を示す。図５は、実施形態に係る静翼と従来例の静翼の各音圧レベルの数値解析結果を示すグラフである。

　以下、例示的な実施形態について、図面を参照して説明する。説明の便宜上、本実施形態に係る航空機用ガスタービンエンジンの一例として、ターボファンエンジンを挙げる。また、ターボファンエンジンを単に「エンジン」と称する。なお、本実施形態に係るターボファンエンジンは、ギヤードターボファンエンジンでもよく、ファンを備える他のガスタービンエンジンでもよい。何れの場合もバイパス比は問わない。さらに、本実施形態に係る静翼は回転機械（軸流機械）であるファンへの適用に限られず、低圧圧縮機、高圧圧縮機、高圧タービン、低圧タービン等の他の回転機械（軸流機械）にも適用可能である。

　図１は、本実施形態に係るエンジン１の概略断面図である。この図に示すように、エンジン１は、コアエンジン１０と、コアエンジン１０の前方に設けられるファン２０とを備えている。コアエンジン１０は、低圧圧縮機１１Ｌと、高圧圧縮機１１Ｈと、燃焼器１２と、高圧タービン１３Ｈと、低圧タービン１３Ｌと、コアノズル１４とを備えている。これらはコアケース１５内に収容され、軸２に沿って配列している。換言すれば、これらは作動流体（即ち空気や燃焼ガス）の主流の上流側（前方、図１における左側）から下流側（後方、図１における右側）に向けて配列している。なお、本実施形態に係るコアエンジン１０は多段式のタービンエンジンである。従って、圧縮機及びタービンの段数は例えば上述の２段でもよく、３段でもよい。以下、説明の便宜上、軸２の延伸方向を軸方向ＡＤと定義する。また、軸２を中心とする周方向を周方向ＣＤと定義する。後述する各動翼（ファン動翼も含む）の回転方向ＲＤは、周方向ＣＤと一致するものとする。

　低圧圧縮機１１Ｌは、低圧シャフト１６ａに固定される動翼と、低圧圧縮機１１Ｌの外壁に固定される静翼とを備えている。低圧圧縮機１１Ｌの静翼及び動翼は、軸２に沿って交互に設置され、何れも周方向ＣＤに配列する。低圧圧縮機１１Ｌは、前方のコア流路１８に流入した作動流体を圧縮し、これを高圧圧縮機１１Ｈに供給する。

　高圧圧縮機１１Ｈは、低圧圧縮機１１Ｌの後方に設けられる。高圧圧縮機１１Ｈは、高圧シャフト１６ｂに固定される動翼と、高圧圧縮機１１Ｈの外壁に固定される静翼とを備えている。低圧圧縮機１１Ｌと同様に、高圧圧縮機１１Ｈの静翼及び動翼は、軸２に沿って交互に設置され、何れも周方向ＣＤに配列する。高圧圧縮機１１Ｈは、低圧圧縮機１１Ｌによって圧縮された作動流体を更に圧縮し、これを燃焼器１２に供給する。

　燃焼器１２には、燃料の供給系統（図示せず）が接続している。燃焼器１２は点火装置（図示せず）を備え、高圧圧縮機１１Ｈによって圧縮された作動流体と燃料とを混合し、その混合ガスを燃焼する。生成された燃焼ガスは高圧タービン１３Ｈに排出される。

　高圧タービン１３Ｈは燃焼器１２の後方に設けられる。高圧タービン１３Ｈは、高圧シャフト１６ｂに固定される動翼と、高圧タービン１３Ｈの外壁に固定される静翼とを備えている。高圧タービン１３Ｈの動翼及び静翼は、軸２に沿って交互に設置され、何れも周方向ＣＤに配列する。燃焼ガスは膨張しつつ、高圧タービン１３Ｈの動翼及び静翼を通過する。この通過の過程で、燃焼ガスは高圧タービン１３Ｈの動翼を回転させ、この回転力が、高圧シャフト１６ｂを介して高圧圧縮機１１Ｈに伝達する。その結果、高圧圧縮機１１Ｈの動翼が回転して、作動流体の圧縮が遂行される。

　低圧タービン１３Ｌは高圧タービン１３Ｈの後方に設けられる。低圧タービン１３Ｌは、低圧シャフト１６ａに固定される動翼と、低圧タービン１３Ｌの外壁に固定される静翼とを備えている。低圧タービン１３Ｌの動翼及び静翼は、軸２に沿って交互に設置され、何れも周方向ＣＤに配列する。高圧タービン１３Ｈから排出された燃焼ガスは膨張しつつ、低圧タービン１３Ｌの動翼及び静翼を通過する。この通過の過程で、燃焼ガスは低圧タービン１３Ｌの動翼を回転させ、この回転力が、低圧シャフト１６ａを介して低圧圧縮機１１Ｌに伝達する。その結果、低圧圧縮機１１Ｌの動翼が回転して、作動流体の圧縮が遂行される。

　低圧シャフト１６ａは、高圧シャフト１６ｂの径方向内側に位置する。低圧シャフト１６ａと高圧シャフト１６ｂは軸２を中心として同軸上に配置され、何れも軸受（図示せず）等の支持部材によって、回転可能に支持されている。上述の通り、低圧シャフト１６ａは、低圧圧縮機１１Ｌ（低圧圧縮機１１Ｌの動翼）と低圧タービン１３Ｌ（低圧タービン１３Ｌの動翼）を連結している。同様に、高圧シャフト１６ｂは、高圧圧縮機１１Ｈ（高圧圧縮機１１Ｈの動翼）と高圧タービン１３Ｈ（高圧タービン１３Ｈの動翼）を連結している。

　コアノズル１４は、低圧タービン１３Ｌの下流側に設けられる。コアノズル１４は、コアケース１５の最後段の部位と、その中心に設けられたテールコーン１７によって構成される環状の流路である。コアノズル１４は、低圧タービン１３Ｌから流出した燃焼ガスを、コアエンジン１０の後方に向けて排出する。

　図１に示すように、ファン２０は、動翼（ファン動翼）２１と、ファンケース２２とを有する。動翼２１は、ファンロータ２３に取り付けられ、軸２を中心として放射状に配置される。ファンロータ２３は低圧シャフト１６ａに連結している。低圧シャフト１６ａの回転に伴って、動翼２１とファンロータ２３は一体に回転する。動翼２１の回転によって、作動流体は、エンジン１の外部からナセル２４内に流入し、その一部はコアケース１５内のコア流路１８に導入される。

　ファンケース２２は、軸２に沿って延伸する中空の円筒部材であり、動翼２１の列（動翼列）を囲んでいる。即ち、ファンケース２２の最大径は、複数の動翼２１の各チップを含む円の直径よりも大きい値に設定されている。軸２に沿ったファンケース２２の長さは、少なくとも、動翼２１、コアケース１５の上流側の部位、及び、静翼３０を収容する長さを有する。つまり、ファンケース２２は、動翼（ファン動翼）２１を収容するだけでなく、動翼２１の後方に設けられるコアエンジン１０の一部を収容すると共に、コアケース１５との間でバイパス流路２５を画成する。ファンケース２２はナセル２４内に取り付けられ、収容されている。また、バイパス流路２５には静翼（ファン静翼）３０が設けられる。

　コアケース１５は、コアエンジン１０を構成する低圧圧縮機１１Ｌ等の回転機械及び燃焼器１２を収容する（覆う）。コアケース１５は、軸２を中心とする管状（中空の筒状）の形状を有する。コアケース１５は、内面１５ａと、外面１５ｂとを有する。内面１５ａは、コアエンジン１０に取り込まれる作動流体の流路、即ち、コア流路１８の壁面の一部を構成する。一方、外面１５ｂは、内面１５ａの径方向外方に位置し、バイパス流路２５を構成する壁面として機能する。

　エンジン１（換言すればファン２０）は、本実施形態に係る静翼（ファン静翼）３０を備える。静翼３０は、周方向ＣＤに配列し、動翼２１から排出された作動流体の流れを整える。静翼３０は、動翼２１の後方に位置し、コアケース１５の外面１５ｂからファンケース２２の内面２２ａまで延伸している。静翼３０は、例えば、出口案内翼（ＯＧＶ）としてバイパス流路２５に設けられる。この場合、静翼３０のハブ３０ａは、コアケース１５の外面１５ｂに取り付けられ、静翼３０のチップ３０ｂはファンケース２２の内面２２ａに取り付けられる。ただし、静翼３０のハブ３０ａ及びチップ３０ｂは、対応する他の構造部材によって支持されてもよい。

　図２は、本実施形態に係る静翼３０を示す図である。図２は、周方向ＣＤの展開図である。図３は、軸方向ＡＤに対する動翼２１の傾斜と静翼３０の最大翼厚の位置（以下、最大翼厚位置）Ｍの関係を示す図であり、図３（ａ）は図１に示すＩＩＩＡ―ＩＩＩＡ線断面図（チップ側断面図）、図３（ｂ）は図１に示すＩＩＩＢ―ＩＩＩＢ線断面図（ハブ側断面図）である。即ち、図３（ａ）は静翼３０のうちのチップ３０ｂに近い部分の断面を示す図であり、図３（ｂ）は静翼３０のうちのハブ３０ａに近い部分の断面を示す図である。また、図１に示すように、図３（ａ）及び図３（ｂ）は軸２と平行な断面図である。

　静翼３０は、図２に示す翼型断面３１を有する翼本体３２を有する。静翼３０は、所定のピッチＰを置いて周方向ＣＤに配列している。翼本体３２は、前縁３２ａと、後縁３２ｂと、前縁３２ａから後縁３２ｂまで延伸する背側（負圧面）３２ｃ及び腹側（正圧面）３２ｄとを有する。背側３２ｃは、概ね動翼２１の回転方向ＲＤ（図３参照）に向けて（周方向ＣＤの前方に向けて）湾曲した凸面である。また、腹側３２ｄも、概ね動翼２１の回転方向ＲＤ（図３参照）に向けて（周方向ＣＤの前方に向けて）湾曲した凹面である。つまり、背側３２ｃ及び腹側３２ｄは、何れも同一の方向に湾曲している。

　翼本体３２の翼型断面３１は、少なくともチップ３０ｂ側で次の条件を満たしている。換言すれば、翼本体３２は、少なくともチップ３０ｂ側に次の条件を満たす翼型断面３１を有している。
［条件］
静翼３０が配列する周方向ＣＤの展開面において、翼本体３２の最大翼厚位置Ｍが、
（ａ）　線２６と翼本体３２との交点ＩＰから翼本体３２の後縁３２ｂに近い第１領域３３に位置し、且つ、
（ｂ）　コード比が０．２から０．８までの第２領域３４内に位置する。
　換言すれば、最大翼厚位置Ｍは、第１領域３３と第２領域３４が重複する第３領域３５に位置する。ここで、線２６は、後縁２１ｂにおける動翼２１のキャンバ線（翼型中心線）２７の延長線２８と平行で且つ周方向ＣＤに隣接する他の静翼４０の前縁４０ａを通る仮想線である（図３参照）。延長線２８は、後縁２１ｂにおけるキャンバ線２７の接線であり、後縁から後方に延伸する。また、コード比は、翼本体３２の前縁３２ａから翼本体３２のコード上の任意の位置までの距離を翼本体３２のコード長で除した値である。さらに、上述した他の静翼４０は、周方向ＣＤに並ぶ複数の静翼３０のうちの１つであって、着目する静翼３０からピッチＰだけ周方向ＣＤの前方に位置するものである。なお、第２領域３４におけるコード比の下限値と上限値は、最大翼厚位置Ｍから前縁３２ａまでの距離、或いは、最大翼厚位置Ｍから後縁３２ｂまでの距離が極端に短くなることに起因した剥離の誘発を抑制するために設定されている。

　静翼のスパン方向（径方向）において同スパン位置にある本実施形態の翼型断面３１と従来の翼型断面を比較した場合、本実施形態の最大翼厚位置Ｍは、上述の条件によって、従来の静翼の最大翼厚位置よりも後縁３２ｂ側にずれている。また、これらの翼型断面の最大翼厚が同一であるならば、本実施形態の前縁３２ａは、従来の静翼に形成される鈍頭な前縁よりも鋭頭となる。つまり、本実施形態によれば、従来の静翼と比較して、前縁３２ａ近傍に形成される翼厚の薄い部分３６が、前縁３２ａから後縁３２ｂに向けて拡大している。

　ところで、作動流体が動翼の列を通過するとき、各動翼の後方にはウェイクが発生する。このウェイクと作動流体の主流が静翼に交互に衝突するため、静翼の近傍では周期的に圧力が変動し、音（いわゆる動静翼干渉音）が発生する。発生した音は、バイパス流路の前方及び後方に伝搬し、エンジンの外部に漏出して騒音となる。

　上述した音の音源モデルとして、二重極音源または四重極音源を想定することができる。二重極音源または四重極音源は、ウェイクや渦等の流れの乱れによって生じる圧力振動源である。二重極音源の音圧レベル及び四重極音源の音圧レベルは、作動流体の流速の６乗及び８乗にそれぞれ比例することが知られている。本実施形態では、上記２つの条件に基づき翼厚の薄い部分３６を拡大させることにより、静翼３０の前縁３２ａ近傍を流れる作動流体を減速し、音圧を低減することができる。

　図４は、本実施形態に係る静翼３０と従来例の静翼の各背側及び各腹側における翼面マッハ数分布を示すグラフである。縦軸は翼面マッハ数を示し、横軸は上述のコード比を示す。実線は本実施形態に係る静翼３０の翼面マッハ数分布を示し、点線は従来例の静翼の翼面マッハ数分布を示す。なお、図中の「～％スパン」とは、スパン長を基準とする、スパン方向に沿ったハブ（基部）からの距離を指す。従って、９０％スパン、５０％スパン、１０％スパンは、それぞれ、翼本体のチップ近傍、翼本体の中央、翼本体のハブ近傍の各位置を意味する。

　本実施形態に係る静翼３０は、条件（ａ）及び条件（ｂ）を満たし、９０％スパンでの最大翼厚位置は、コード比０．４２の位置（即ち、４２％コード長）に位置している。これに対し、従来例の静翼の最大翼厚は、本実施形態に係る静翼３０の最大翼厚と同一であり、上述の条件（ｂ）を満たすものの、条件（ａ）を満たしていない。即ち、従来例の静翼の最大翼厚位置は、本実施形態の線２６に相当する従来例の線と従来例の静翼との交点よりも、前縁に近い領域に位置している。

　図４（ａ）は、本実施形態に係る静翼３０と従来例の静翼の各背側及び各腹側における、９０％スパンでの翼面マッハ数分布を示す。この図に示すように、本実施形態に係る静翼３０における前縁３２ａ近傍の翼面マッハ数は、従来例の静翼のそれよりも減少していることが判る。この減少は、背側３２ｃ及び腹側３２ｄの何れにも現れており、数値流体力学（ＣＦＤ）解析によれば、前縁３２ａ近傍の音圧分布も従来例に比べて減少することが示された。つまり、本実施形態によれば、上述した２つの条件を満たす最大翼厚位置を規定することにより、当該条件を満たさない静翼よりも騒音を減少させることができる。

　なお、翼本体３２は、上述の条件を満たす翼型断面３１を、翼本体３２のチップ３０ｂ側から翼本体３２のハブ３０ａ側まで有してもよい。例えば、図４（ｂ）で想定された５０％スパンでの翼型断面３１は、条件（ａ）及び（ｂ）を満たし、且つ、最大翼厚位置がコード比０．４２の位置（即ち、４２％コード長）に位置している。同様に、図４（ｃ）で想定された１０％スパンでの翼型断面３１は、条件（ａ）及び（ｂ）を満たし、且つ、最大翼厚位置がコード比０．５３の位置（即ち、５３％コード長）に位置している。

　図４（ｂ）及び図４（ｃ）に示すように、翼本体３２の中央及びハブ側でも、前縁３２ａ近傍の翼面マッハ数は、従来例の静翼のそれよりも減少していることが判る。また、数値流体力学（ＣＦＤ）解析でも、９０％スパンでの結果と同じく、音圧レベルの減少が得られた。従って、翼本体３２のスパン方向の全域に亘って、上述の条件を満たす翼型断面３１を形成することにより、音圧レベルを更に減少させることができる。その証左として、図５のグラフを示す。図５は、本実施形態に係る静翼３０と従来例の静翼の各音圧レベルの数値解析結果を示すグラフである。図５で想定される静翼３０は、スパン方向の全域で上述の条件を満たす翼型断面３１を有している。なお、図５は、動静翼干渉音の一成分である翼通過周波数（ＢＰＦ）の倍音の音圧レベルを示す。また、図中の左側は静翼の前方における音圧レベル（換言すれば前方音の音圧レベル）の比較結果を示し、図中の右側は静翼の後方における音圧レベル（換言すれば後方音の音圧レベル）の比較結果を示している。この図に示すように、音圧レベルは静翼の前方及び後方の何れでも減少している。

（変形例）
　翼本体３２のチップ３０ｂ側における最大翼厚位置Ｍのコード比は、翼本体３２のハブ３０ａ側における最大翼厚位置Ｍのコード比よりも大きくてもよい。例えば、最大翼厚位置Ｍのコード比は、ハブ３０ａからチップ３０ｂに向かうにつれて、連続的に増加してもよい。上述の通り、回転する動翼２１と静翼３０との間の作動流体の流れによって発生する音の音源モデルには、二重極または四重極音源を想定することができる。この音の音圧レベルはそれぞれ流速の６乗、８乗に比例する。一方、スパン方向の各位置における動翼２１の速度は、軸２からの距離に比例して上昇する。つまり、作動流体の流速は、動翼２１のハブ３０ａ側よりも、動翼２１のチップ３０ｂ側で大きい。従って、静翼３０のチップ３０ｂ側の部分３６をハブ３０ａ側の部分３６よりも後縁３２ｂに向けて拡大させることによって、ハブ３０ａ側の作動流体の剥離等を抑えつつ、チップ３０ｂ側での騒音の抑制を促進させることができる。

　上述の通り、本実施形態に係る静翼は、低圧圧縮機１１Ｌ、高圧圧縮機１１Ｈ、高圧タービン１３Ｈ及び低圧タービン１３Ｌのうちの何れかに適用可能である。即ち、これらの回転機械のうちの少なくとも１つは、動翼と、当該動翼の後方に設けられ、条件（ａ）及び（ｂ）を満たす翼本体を有する静翼とを備えてもよい。

　いくつかの実施形態を説明したが、上記開示内容に基づいて実施形態の修正または変形をすることが可能である。上記実施形態のすべての構成要素、及び請求の範囲に記載されたすべての特徴は、それらが互いに矛盾しない限り、個々に抜き出して組み合わせてもよい。

Claims

動翼の後方に設けられる静翼であって、
　翼型断面を有する翼本体を備え、
　前記翼型断面における前記翼本体の最大翼厚位置は、少なくとも前記翼本体のチップ側で、次の条件、
（ａ）前記静翼が配列する周方向の展開面において、前記動翼の後縁における前記動翼のキャンバ線の延長線と平行で且つ前記周方向に隣接する他の静翼の前縁を通る線と前記翼本体との交点から前記翼本体の後縁に近い領域に位置し、且つ、
（ｂ）コード比が０．２から０．８までの領域内に位置する、
を満たし、
　前記コード比は、前記翼本体の前縁から前記翼本体のコード上の任意の位置までの距離を前記翼本体のコード長で除した値である
静翼。
　前記翼本体は、前記条件を満たす前記翼型断面を、前記翼本体の前記チップ側から前記翼本体のハブ側まで有する、
請求項１に記載の静翼。
　前記翼本体の前記チップ側における前記最大翼厚位置の前記コード比は、前記翼本体の前記ハブ側における前記最大翼厚位置の前記コード比よりも大きい、
請求項２に記載の静翼。
　前記静翼はファン静翼である請求項１～３のうちの何れか一項に記載の静翼。
　ファン動翼と、
　前記ファン動翼を収容するファンケースと、
　前記ファン動翼の後方に設けられるコアエンジンを収容するとともに、前記ファンケースとの間に作動流体のバイパス流路を画成するコアケースと、
　前記バイパス流路において前記ファン動翼の後方に、ファン静翼として設けられる、請求項１～３のうちの何れか一項に記載の静翼と、
を備える航空機用ガスタービンエンジン。