JPH02245402A - ガスタービンエンジン羽根及びガスタービンエンジン羽根を形成する方法 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 ［発明の背景］ 本発明はガスタービンエンジンの圧縮機に関し、特に、
異物損傷（ＦＯＤ）に対する耐性を高めた圧縮機ロータ
第１段羽根に関する。

航空機に動力を与えるガスタービンエンジンは氷等の異
物を吸入しやすく、そのため圧縮機ロータ第１段の羽根
すなわち動翼が損傷するおそれがある。従来経験した１
タイプの損傷は、圧縮機第１段動翼の前縁先端角部が氷
片による衝撃によって湾曲するものである。吸入された
氷等の異物は主として翼端近くと、翼端に近接する圧縮
機シュラウド近くとを移動しがちであることが既に観察
されている。

このような翼端湾曲態様の羽根異物損傷は空力性能を低
下させるとともに余計な整備を要するので望ましくない
。

異物損傷耐性を高める公知の一方式は羽根の厚さを増す
ことである。しかし、これは超音速流入条件に対して設
計した圧縮機羽根には望ましくない。なお、このような
羽根は空力性能の向上のために比較的薄くしであるのが
普通である。もしこのような羽根を厚くすれば空力性能
は低下してしまう。

従って、本発明の目的はガスタービンエンジンの新規改
良羽根を提供することである。

本発明の他の目的は、異物損傷に対する耐性を高めたガ
スタービンエンジン羽根を提供することである。

本発明の他の目的は、羽根の空力性能に実質上悪影響を
及ぼすことなく異物損傷に対する耐性を高めたガスター
ビンエンジン羽根を提供することである。

本発明の他の目的は、異物損傷による翼端湾曲を有する
羽根から異物損傷に対する耐性を有する羽根を形成する
方法を提供することである。

［発明の要約］ 本発明によるガスタービンエンジン羽根は、半径方向に
相隔たる翼根および翼端と、軸方向に相隔たりそして翼
根から翼端まで延在する前縁および後縁とを境界とする
翼部を含み、さらにこの翼部の異物損傷耐性を高める手
段を有し、この手段は後退前縁を包含する。

本発明はまた、このようなガスタービンエンジン羽根を
、異物損傷によって生じた前縁先端湾曲を有する羽根か
ら形成する方法を包含する。

本発明の新規な特徴は特許請求の範囲に記載の通りであ
る。本発明は、他の目的および利点とともに、添付図面
と関連する好適実施例の以下の詳述からさらに明らかに
なろう。

［詳細な説明］ 第１図には本発明の好適実施例によるガスタービンエン
ジンの圧縮機第１段１０を示す。第１段１０は複数の周
方向に相隔たる普通の可変前置静翼１２を含む。前置静
翼１２は半径方向内端が内側ケーシング１４に従来の仕
方で回転自在に装着されそして半径方向外端が外側ケー
シングまたはシュラウド１６に従来の仕方で回転自在に
装着されている。各前置静翼１２はその半径方向外端に
スピンドル１８を備え、このスピンドルは外側ケーシン
グ１６を貫通しており、作動レバー２０に固定されてい
る。レバー２０は弧状ユニゾンリング２２に回転自在に
連結されている。前置静ｍ１２は従来形のものであり、
ユニゾンリング２２によって従来のように操作されてそ
れと共に回転しうる。

圧縮機第１段１０はまた第１段ロータ２４を含み、この
ロータは図示の実施例では一体の羽根付きディスク組立
体（すなわちブリスフ）である。

ブリスフ（ｂｌｉｓｋ　）　２４はロータディスク２８
に一体に形成された複数の周方向に相隔たる翼部または
羽根２６を有する。ディスク２８は従来の湾曲継手３０
を介して圧縮機第２段（図示せず）に従来の仕方で装着
され、従来のタービン（図示せず）によって駆動される
。好適実施例では翼部２６はディスク２８と一体に形成
されているが、本発明は、ロータディスクに、例えば、
その通常の軸方向ダブテール溝内に着脱自在に固定され
た従来の翼部にも適用しうるちのである。

運転中、空気３２が前置静翼１２を経て第１段ロータ２
４に達し圧縮される。一実施例では、ロータ２４は約４
２．００Ｏｒｐｍで回転し、それを通過する空気３２の
流れは翼部２６のほぼ全長にわたってマツハ１より高速
である。

第２図には従来の圧縮機第１段羽根３４を有するロータ
ディスク２８を示し、図示の羽根の一つは氷等の異物の
衝撃により形成された前縁先端湾曲部３６を有する。先
端湾曲部３６は羽根３４の空気力学的輪郭を変えるので
望ましくない。

第３図には、特定の羽根について水衝撃を経験した翼端
湾曲の区域を示す前縁先端部分または区域３８（斜線で
示す）を有する従来の圧縮機羽根３４を示す。様々な翼
端湾曲が従来発生しており、それらは前縁４０φＡら後
方に後縁４１に向かって両縁間の翼弦長の約３０％まで
延びており、また翼端４２から半径方向内方に向かって
翼部の半径方向翼幅の約５７％まで延びている。

翼端湾曲の問題の解決に当たって発見したことは、本発
明の一実施例によって第３図の破線で示した比較的小さ
な後退前縁部分４４を設けるとそれは氷等の異物による
翼端湾曲に対する耐性を実質的に高める手段となり得る
ということである。

さらに詳述すると、第４図は、ロータディスク２８と一
体に形成されたブリスフ翼部２６の形態のガスタービン
エンジン羽根をより詳細に示す。

第４図に示した本発明の好適実施例において、翼部２６
は後退前縁部分４４を除けば第３図に示した従来の翼部
３４と同じである。第４図には、同図に示した翼部２６
を形成するために除去された元の翼部３４の部分を破線
３４で示しである。

翼部２６は、半径方向に相隔たる翼根４６と翼端４８を
境界とし、さらに、軸方向または横断方向に相隔たる前
縁４０と後縁４１を境界とする。

前縁４Ｇと後縁４１は翼根４６から翼端４８まで延在す
る。後退前縁部分４４は前縁４０の先端部分である第１
部分を構成し、補完的な前縁第２部分５０が第１部分４
４から翼根４６まで延在する。

さらに詳述すると、前縁第２部分５０は翼根４６から翼
部２６のほぼ翼幅中央５４の半径方向外方にあり、そし
て後退前縁部分４４は第１点５２から翼端４２の第２点
５６まで延在する。

翼端湾曲をなす圧縮機羽根の型と、翼端湾曲に対する耐
性の改善に要する後退前縁部分４４の好適形状と範囲と
を充分に認識するには、様々な従来測定可能な固有振動
数のモード形状を調べる必要があり、その−例を第５Ａ
図と第５Ｂ図に開示する。さらに詳述すると、第５Ａ図
は、試験した一実施例について約１２，０２０Ｈｚの中
間固有振動数で生じる従来の翼部３４の３筋モード形状
５８を概略的に示す。

第５Ａ図に示したモード形状５８は３つの従来知られた
節線５８　ａ、　　５８　ｂ、　　５８　ｃを含み、こ
れらは振動中の無変位の線を表す。前縁４０に最も近い
節線５８ａは翼部３４の前縁と翼端とにおいて比較的小
さな３角形を形成する。節線５８ａは第２図に示したよ
うな翼端湾曲が起こった線に概して対応する。

第５Ｂ図は第５Ａ図に示した翼部３４の上面図であり、
翼端４２が翼弦長Ｃ１を有しまた翼端４２の中央近くで
最大横断厚さＴを有することを示す。また、翼端４２は
節線５８ａが翼端４２で発生する点で厚さｔｌを有する
。この厚さは最大厚さＴより実質的に少ない。厚さｔｌ
は約０．０２４インチであり、そして比Ｔ　／　Ｃ＋　
は約０．０３２であり、これは比較的薄い翼部３４を表
す。

約４２．００Ｏｒｐｍで回る翼部３４の翼端４２に対す
る氷片の衝撃中の高速映画を調べた後で行った計算によ
れば、氷片は羽根振動の最初の４分の１ないし半サイク
ルだけの間質部３４と接触し、これがこのモード形状に
おいて効率的なエネルギー伝達を引起こしたということ
がわかる。この観察は、翼端最大厚さ対翼弦比Ｔ／Ｃが
約０，０３２であり、そして薄い前縁域近くにある節線
５８ａを含む３筋モード形状を有する比較的薄い羽根に
おいて、約１．５〜３グラムの重さの比較的小さな氷片
からかなり多量の損傷すなわち翼端湾曲が起こる機構を
実証すると思われる。

従って、後退前縁部分４４の範囲と形状は、第５Ａ図と
第５Ｂ図に示したようなモード形状を有する羽根に固有
のエネルギー伝達励起機構を減らしそしてなるべく無く
するようにあらかじめ選定される。この機構は、さもな
ければ、翼端湾曲の発生に有効な異物からのエネルギー
伝達を促進するものである。

第３図に示した区域３８において示した翼端湾曲は翼部
３４の比較的大きな翼端角域で生じているが、比較的小
さな後退前縁部分４４を用いることは、それにより許容
し得ないほど大幅な空力性能の低下をもたらすことなく
水吸入による翼端湾曲を減らすのに有効でありそして試
験した実施例ではそのような翼端湾曲を無くするほど有
効であるということがわかった。

さらに詳述すると、第４図に破線で示したような元の翼
部３４に関して、前縁の半径方向外端点６０から第２点
５６までの翼端４２に沿う約０゜２５インチの前縁の軸
方向切下げと、前縁先端点６０から半径方向内方に約０
．６５インチの翼幅に沿って前縁第１点５２に至る半径
方向切下げとがあらかじめ選定された。好適実施例にお
いて、後退前縁部分４４は弧状でありそして前縁第１点
５２で円滑に混和している。第４図にして示したような
０．２５インチの軸方向切下げまたは第１点５２の後方
の第２点５６の位置は、単一半径に沿い前縁第１点５２
を通って後縁４１まで延在する半径面において前縁４０
から後縁４１まで延在する第１断面翼弦長６２の約１５
％に相当する。

前縁先端点６０からの０．６５インチの半径方向切下げ
は、前縁先端点６０から翼根４６までの前縁長の約３０
％に相当する。

１５％の軸方向切下げは、第３図に示したように約３０
％の軸方向の経験ずみ翼端湾曲域の約半分に相当し、そ
して３０％の半径方向切下げも、第３図に示したように
約５７％の半径方向の経験ずみ翼端湾曲域の約半分に相
当する。

同様な羽根の別の具体例では、０．８５インチの半径方
向切下げが前縁先端点６０から半径方向内方に行われ、
これは先端点６０からの前縁全長の４０％の半径方向切
下げに相当する。

再実施例において、軸方向および半径方向切下げは、許
容し得ない程の空力性能低下無しに翼端湾曲耐性を高め
るのに要する翼端湾曲域３８以内の切下げの最少量を定
めるように、例えば反復によって、あらかじめ選定され
ている。

第３図に示した翼端湾曲域３８に例示したような経験ず
み翼端湾曲の範囲に対して、第３図と第４図に示したよ
うに前縁域の比較的小さな部分７６が除去されたが、水
吸入に対する翼端湾曲耐性のかなりの増加が試験におい
て示された。詳述すると、従来約１．５〜３グラムばか
りの氷片がかなりの翼端湾曲を引起こし得たが、改良翼
部２６に質量が約８グラムで幅が約１インチまでの氷片
が衝突した時翼端湾曲はまった（観察されなかった。な
お、この約１インチという寸法は、隣合う前置静翼１２
間にはまり得る氷の最大寸法に相当する。後退前縁部分
４４と関連する空力性能損失は比較的少なく許容し得る
程度であった。

従って、後退前縁部分４４は、それを含まないというこ
と以外は対等の羽根３４について経験ずみの翼端湾曲の
区域内に延在するように選定されても、試験で確認され
たように翼端湾曲耐性をかなり高め得る。試験結果によ
れば、試験した実施例の場合、後退前縁部分４４は対等
羽根３４の軸方向および半径方向切下げが経験ずみ翼端
湾曲域３８の約半分だけにわたって延在すれば効果的で
ある。

第３図に示すように、破線で示した後退前縁部分４４は
翼端湾曲域３８の一部分だけに相当する。

本発明の好適実施例では、後退前縁部分４４は翼根４６
から翼端４２までの前縁４０の範囲の少なくとも６０％
の半径方向位置にある前縁第１点５２から延在し、これ
は４０％の半径方向切下げに相当する。また後退前縁部
分４４は前記前縁範囲の７０％の位置からの３０％の半
径方向切下げを含む。後退前縁部分４４は第１点５２か
ら翼端４２の第２点５６まで大きさが減少する傾斜を有
することが好ましい。後退前縁部分４４の輪郭は真っ直
ぐでもよいが、好適実施例では、それは弧状で、前述の
ように漸減傾斜を有する。また、本発明の好適実施例で
は、翼根４６から第１点５２まで延在する前縁第２部分
５０は実質的に真っ直ぐであるが、本発明の他の実施例
では、前縁第２部分５０は、本発明の諸口的に応じた後
退前縁部分４４を利用する限り、弧状または他の任意の
好適形状を有し得る。

第６Ａ図には、本発明による後退前縁部分４４を有する
翼部２６の３筋モード形状６４を示す。

モード形状６４は３筋モード形状５８と類似のものであ
り、３つの節線６４ａ、６４ｂ、６４ｃを含む。翼部２
６と、後退前縁部分４４を持たない従来の翼部３４のそ
れぞれのモード形状は、前縁先端域の切下げすなわちそ
の結果生ずる後退前縁部分４４によって変わるというこ
とに注意されたい。詳述すると、第５Ａ図に示した従来
の翼部３４の節線５８ａ、５８ｂ、５８ｃに類似した節
線６４　ａ、　　６４　ｂ、　　６４　ｃは位置が変わ
っている。

特に重要なことは、後退前縁部分４４に最も近い節線６
４ａが前縁４０の第３点６６から第２点５６の後方にあ
る翼端４８の第４点６８まで延在するように変位してい
ることである。節線６４ａと第３点６６と第４点６８は
第４図に示した翼部２６に重ね合わせであるが、これは
見やす（するためと他の特徴との比較のためである。

好適実施例では、第３点６６も翼部２６の翼幅中央５４
の半径方向外方にある。また、好適実施例によれば、後
退前縁部分４４の輪郭は外方に凸で、第１点５２から第
２点５６まで減少する傾斜を有するのに対し、節線６４
ａは外向きに凹形で、第３点６６から第４点６８まで増
加する傾斜を有する。従って、後退前縁部分４４の輪郭
と節線６４ａの輪郭は概して互いに逆でありそして概し
て互いに斜めに整合する。

第６Ｂ図は第６Ａ図の上面図であり、節線６４ａが、横
断厚さｔ２が約０．０５１インチである第４点６８で翼
端４８に生じていることを示し、この厚さは第５Ａ図と
第５Ｂ図に示した節線５８ａの場合より最大厚さＴに接
近している。

従って、後退前縁部分４４の導入により、節線６４ａは
翼部２６において後方に移り翼の厚さがより大きい位置
に達している。節線６４ａが比較的厚い羽根部分で生じ
ることにより、曲げに対する抵抗力も増すので、異物に
よる翼端湾曲に対する抵抗力が増す。

第６Ｂ図に示した翼端４８は翼弦長Ｃ２を有し、この翼
弦長は類似の翼弦長Ｃ１より小さく、その結果最大厚さ
対翼弦比Ｔ　／　Ｃ２は約０．０３６となる。翼部２６
と翼部３４は比較的薄い。なぜならそれらの翼端最大厚
さ対翼弦比は約０．０４以下だからであり、この値はタ
ービン羽根の通例のＴ／Ｃ比よりかなり小さく、高圧タ
ービン第１段位置で用いる１種のタービン羽根の代表的
なＴＺＣ比は約０．１２６である。例示的な翼部２６は
長さが約２．１インチであり、これはさらにその相対的
な薄さを示し、本発明による翼端湾曲問題の解決に寄与
する。

さらに、第６Ａ図に示したモード形状６４と関連する振
動数はかなり増加して約１７，４８５Ｈｚに達しており
、従って振動の１サイクルの周期が減るので、４２，０
００ｒｐｍで動かされる翼部２６にかかる異物の衝撃は
、後退前縁部分４４の無い場合に経験した４分の１ない
し半サイクル以上にわたって起こる。従って、異物の衝
撃は振動の単一サイクルにおける時間より長い間起こる
ので、羽根へのエネルギー伝達の程度は減少する。異物
が振動の１サイクルの全周期中翼部に衝撃を与えると仮
定した最適状態では、３筋モード形状６４を励起する傾
向は減少するか消滅する。

本発明は異物による翼端湾曲の問題の解決の結果として
開示されたので、本発明の他の特徴は、異物損傷によっ
て生じた前縁先端湾曲を有する翼部を持つガスタービン
エンジン羽根を修理することにより翼端湾曲に対する耐
性を高める手段を有する羽根を形成する改良方法である
。従来の羽根付きディスク組立体では個々の羽根を取外
して交換し得るが、ブリスフ２４ではそれは不可能であ
る。なぜなら翼部２６がロータディスク２８と一体に形
成されているからである。いずれの場合も、空力性能に
悪影響を及ぼさない経済的な修理方法が望ましい。

従って、本発明による形成方法の一実施例は、第５Ｂ図
と第７Ａ図に示すように、最大厚さＴと翼弦長Ｃの翼端
を有し、Ｔ／Ｃ比が約０．０４以下であり、そして前縁
先端湾曲部３６を有するような損傷したガスタービンエ
ンジン羽根３４を準備することを包含する。一実施例に
おいて、この方法は、前縁の点７２から尖端の点７４ま
で延在する分離線７０に沿って先端湾曲部３６全体を（
切削を含む従来の手段によって）除去する段階を包含す
る。なお、分離線７ｏは先端湾曲部３６の基部に相当す
る。

この方法は、前記除去段階により分離線７０に沿って形
成された前縁部分４４を、研削を含む任意の従来手段に
より、空気力学的に円滑な凸形輪郭に整形する最終段階
をさらに包含し得る。その結果得られた羽根２６を第７
Ｂ図に示してあり、点７２は第１点５２になりそして点
７４は第２点５６になっている。

代替実施例では、第７Ａ図に破線で示すように分離線７
８に沿って前縁先端湾曲部３６の第１部分７６を切削ま
たは研削を含む任意の従来手段によって除去する第１段
階を包含することにより、翼端湾曲全体を除去すること
なく羽根の変化を最少にし得る。除去された部分７６は
前縁の点８０から翼端４２の点８２まで延在する分離線
７８に沿って延在する（第４図も参照）。第７Ｃ図はこ
の除去段階後に得られた羽根２６を示す。

第２段階は、ｐ７Ｄ図に示すように、除去段階後に残存
する、基線７０まで延在する先端湾曲部３６の第２部分
８４を、元の位置すなわち翼端湾曲前の位置に戻すこと
からなる。これは第２部分８４を元の位置に曲げ戻すこ
とにより達成され得る。第１部分７６を先端湾曲部３６
から除去するために使われた手段に基づいて、分離線７
８は後退前縁部分４４を第７Ｃ図に示すようにほぼ平ら
に形成することがあるので、前縁部分４４を第７Ｄ図に
示すように空気力学的に円滑な輪郭に整形する別の段階
が必要となることもある。これは、例えば研削によって
前縁部分４４を平らでなくして、羽根に元来存在した概
して外方に凸形で空気力学的に円滑な前縁輪郭を形成す
ることによって達成される。第７Ｃ図と第７Ｄ図に示す
ように、点８０は第１点５２となりそして点８２は第２
点５６となる。

この方法は、第１部分７６または先端湾曲部３６全体と
ともに除去された材料の代わりの材料を前縁に付加する
段階がないことを別の特徴とする。

この付加材料は羽根を元の無損傷形状に戻すために用い
られるものである。このような材料を付加すれば、もち
ろん、翼端湾曲損傷を受ける前の元の羽根が得られる。

除去材料の欠如による空力性能の低下は、その結果生ず
る翼端湾曲耐性の向上に対して許容し得るものである。

翼端湾曲を有する既存の羽根は、前縁先端輪郭に比較的
小さな変化を与えることで翼端湾曲に対する耐性を高め
るように修理され得るが、本発明はまた新しい羽根にも
利用され得る。新しい羽根の設計では、後退前縁部分４
４を元来の設計に含めることができ、また新しい羽根は
、第３図に破線で示すように、付加的な後縁部分８６を
有するように設計され得る。この付加部分は羽根の後縁
先端部に付加されて第１部分７６の除去を相殺する。こ
れは用途によっては望ましいかもしれない。

なぜなら、そうすれば、翼部３４の翼端域の翼弦長が、
後退前縁部分４４を用いない場合と同じ長さになり、従
って、隣合う翼部３４間の流路の大きさが維持されかつ
その他の従来周知の設計要件に適合し得るからである。

以上、本発明の好適実施例と考えられるものを説明した
が、もちろん、本発明の範囲内で様々な改変が可能であ
る。

特に、例示のみのために述べると、後退前縁部分４４は
、異物による翼端湾曲損傷を受ける従来の羽根またはブ
リスフにおいて用い得るものである。前述の凸形後退前
縁部分４４は、例えば、異物が翼部２６に厚さの大きな
比較的低い半径方向位置で衝突することを保証するのに
好適であり、これに比べ、凹形後退前縁部分は、異物が
翼の厚さが通例比較的少ない比較的高い半径方向位置で
翼部と衝突することを許容するものである。このように
凸形後退前縁部分４４が好適であるが、部分４４の他の
形状も選択し得る。後退前縁部分の好適な形状と大きさ
を、羽根の前縁先端域に存在し得る節線に関して選定す
ることにより、異物損傷に対する耐性を高め得る。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の一実施例によるガスタービンエンジン
圧縮機部の第１段の部分断面図、第２図は１枚の羽根に
生じた翼端湾曲を示す従来の圧縮機第１段ロータの一部
の上面斜視図、第３図は翼端湾曲が生じた前縁先端域を
示す従来の圧縮機羽根の概略側面図、 第４図は本発明の一実施例による第１図に示した羽根の
概略側面図である。 第５Ａ図は第３図に示した従来の羽根の概略図で、その
固有振動数と関連する３筋モード形状を示す。 第５Ｂ図は第５Ａ図に示した羽根の線５Ｂ−５Ｂに沿う
上面図である。 第６Ａ図は本発明の一実施例による第４図に示した羽根
の概略図で、その固有振動数と関連する３筋モード形状
を示す。 第６Ｂ図は第６Ａ図に示した羽根の線６Ｂ−６Ｂに沿う
上面図である。 第７Ａ図〜第７Ｄ図は翼端湾曲ををする従来の翼部に本
発明の実施例による形成方法を適用して後退前縁を有す
る翼部を形成する場合の翼部の斜視図である。 主な符号の説明 ２６：翼部、３６：翼端湾曲部、４０：前縁、４１：後
縁、４４：後退前縁部分、４８；翼端、５２：第１点、
５６：第２点、６４：３筋モード形状、６４ａ、６４ｂ
、６４ｃ；節線、６６：第３点、６８：第４点、７ｏ、
７ｓ：分離線。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、翼根と、この翼根から半径方向に隔たり、翼弦長Ｃ
   と最大厚さＴとを有しＴ／Ｃ比が約０．０４以下である
   翼端とを境界とし、さらに、軸方向に相隔たり前記翼根
   から前記翼端まで延在する前縁と後縁を境界とする翼部
   と、 前記翼部のほぼ翼幅中央の半径方向外方にある前縁第１
   点から前記翼端の第２点まで後退している前記前縁の先
   端部分を含み、前記翼部の翼端湾曲耐性を高める手段と
   を含むガスタービンエンジン羽根。 ２、前記前縁部分は前記第１点から前記第２点まで大き
   さが減少する傾斜を有する、請求項１記載の羽根。 ３、前記前縁部分は前記第１点において前記前縁に円滑
   に混入している、請求項１記載の羽根。 ４、前記第１点は前記翼根から前記前縁の全長の少なく
   とも６０％半径方向外方にある、請求項１記載の羽根。 ５、前記第１点は前記翼部の第１断面にあり、この第１
   断面は前記前縁から前記後縁まで延在する翼弦を有し、
   そして前記第２点は前記第１断面翼弦の約１５％まで前
   記第１点の軸方向後方にある、請求項１記載の羽根。 ６、前記翼部はその固有振動数と関連するモード形状を
   有し、このモード形状は前記前縁の第３点から前記第２
   点から後方に隔たる前記翼端の第４点まで延在する節線
   を含む、請求項１記載の羽根。 ７、前記前縁先端部分と前記節線は概して逆の輪郭を有
   する、請求項６記載の羽根。 ８、前記前縁部分と前記節線は概して逆の輪郭を有し、 前記前縁部分は前記第１点から前記第２点まで大きさが
   減少する傾斜を有し、 前記第１点は前記翼根から前記前縁の全長の少なくとも
   ６０％半径方向外方にあり、 前記第１点は前記翼部の第１断面にあり、この第１断面
   は前記前縁から前記後縁まで延在する翼弦を有し、そし
   て前記第２点は前記第１断面翼弦の約１５％まで前記第
   １点の軸方向後方にある、請求項６記載の羽根。 ９、前記前縁部分の前記輪郭は弧状であり、そして前記
   翼根から前記第１点までの前記前縁は実質的に真っ直ぐ
   である、請求項８記載の羽根。 １０、前記後退前縁は、この後退前縁を含まずそれ以外
   は対等の羽根に関して経験した翼端湾曲の区域内に延在
   するように選定される、請求項１記載の羽根。 １１、前記後退前縁は、前記経験ずみ翼端湾曲区域の約
   半分だけにわたって延在する前記対等羽根の軸方向およ
   び半径方向切下げに相当する、請求項１０記載の羽根。 １２、翼部と、その翼端湾曲耐性を高める手段とを有す
   るガスタービンエンジン羽根を形成する方法であって、 翼根と、この翼根から半径方向に隔たり、翼弦長Ｃと最
   大厚さＴとを有しＴ／Ｃ比が約０．０４以下であるよう
   な翼端とを境界とし、さらに、軸方向に相隔たり前記翼
   根から前記翼端まで延在する前縁と後縁を境界とし、そ
   して異物損傷によって生じた前縁先端湾曲部を有する翼
   部を備えた損傷したガスタービンエンジン羽根を準備し
   、前記前縁先端湾曲部を、前記前縁の第１点から前記翼
   端の第２点まで後方に延在する分離線に沿って除去する
   諸段階からなる羽根形成方法。 １３、前記除去段階により前記分離線に沿って形成され
   た前縁部分を空気力学的に円滑な輪郭に整形することを
   さらに含む請求項１２記載の方法。 １４、前記第１点は前記翼部の翼根から該翼部の少なく
   とも約６０％半径方向外方にある、請求項１２記載の方
   法。 １５、前記第２点は、前記第１点を通り前記翼部の前記
   前縁から前記後縁まで延在する翼断面の翼弦の約１５％
   まで前記第１点から軸方向に離れた位置にある、請求項
   １４記載の方法。 １６、前記除去段階において除去された材料の代わりの
   材料を加えて前記羽根を元の無損傷形状に戻す段階が無
   いことをさらに特徴とする請求項１２記載の方法。 １７、前記除去段階は前記分離線に沿って前記前縁先端
   湾曲部の第１部分を除去し、前記除去段階後に残存する
   前記先端湾曲部の第２部分を元の位置に戻す段階をさら
   に含む請求項１２記載の方法。 １８、前記分離線に沿って形成された前縁部分を空気力
   学的に円滑な凸形に整形することをさらに含む請求項１
   ２記載の方法。