JP5766595B2 - 遠心ターボ機械 - Google Patents

Description

本発明は、遠心ポンプ、ブロワ及び圧縮機等の遠心ターボ機械に係り、特に、ベーンドディフューザを備えた遠心ターボ機械に関する。

従来の遠心ターボ機械は、通常１つの吸込口と１つの出口とを有し、１台の装置で１つの圧力及び流量を供給する。なお、遠心ターボ機械としては、遠心ポンプ、遠心ブロワ及び遠心圧縮機等が知られており、基本的には同様の構成となっている。
遠心ポンプは、ポンプのインペラ入口シュラウド半径に対してポンプのインペラ出口半径が大きく、インペラ出口の流れが子午面において半径方向外向きに流れるように構成されたインペラを有し、非圧縮性流体の昇圧を行う装置である。

遠心ブロワは、遠心ポンプと同様の形態を有しており、圧縮性流体を対象として昇圧を行う装置である。遠心ブロワは、一般に大気圧から吸い込んで昇圧する場合、昇圧による圧力上昇が概ね１０００kg/m^２〜１００００kg/m^２の数値範囲にある装置を言う。
そして、遠心圧縮機は、上述した遠心ブロワよりさらに高圧まで圧縮性流体を昇圧する装置である。

以下の説明では、上述した遠心ターボ機械のインペラ形態を総称して「遠心インペラ」と呼ぶ。また、インペラ出口の流れが半径方向から一定の角度に傾斜して流れる形態を一般に「斜流インペラ」と呼ぶが、この斜流インペラについても、以下の説明では「遠心インペラ」に包含するものとする。
このような遠心インペラを備えた遠心ターボ機械は、入口から軸方向に流体の流れを吸い込み、遠心インペラの流路が軸方向から半径方向に曲げられているため、出口では流れが半径方向外向きに流出する。なお、遠心ポンプの場合、一般的にはインペラ入口の翼前縁が回転軸に対してケーシング側で吸い込み側に傾斜する子午面形状を有するが、軸方向に吸い込んで半径方向に流出させる基本構造については、遠心ブロワ及び遠心圧縮機と共通である。

上述した遠心インペラを備えている遠心ターボ機械は、回転軸の周りに回転駆動されることにより、吸い込んだ流体の流れに回転エネルギーを与えて昇圧するメカニズムを有しているが、このような昇圧メカニズムについても、遠心ポンプ、遠心ブロワ及び遠心圧縮機においては同様である。
また、遠心インペラの出口下流には、円形翼列からなるディフューザが設けられ、翼を有するディフューザをベーンドディフューザ、翼のないディフューザをベーンレスディフューザと呼んでいる。このような翼の有無は、通常遠心ターボ機械の要求性能に応じて決められている。なお、ディフューザの下流には、流れを集合させて下流の配管に吐出するスクロールを設けてあるが、遠心ポンプの場合には、上述したディフューザ自体を設置しない構造が多く、従って、遠心インペラの出口下流に直接スクロールが設置されていることも多い。

図１５は、遠心ターボ機械の一例として、従来の遠心圧縮機を示した要部の子午面形状断面図である。
図示の遠心圧縮機Ｃは、ケーシング１と、ケーシング１に回転可能に支持された回転軸２と、回転軸２の外周に取り付けられてケーシング１内で回転する遠心インペラ３と、を備えている。なお、回転軸２の一端には、遠心インペラ３を回転させる電動機等の駆動源（不図示）が連結されている。
遠心インペラ３は、回転軸２の外周に取り付けられたハブ４と、ハブ４の外周面に放射状に間隔を空けて設けられた複数の遠心インペラ翼（以下、「翼」と呼ぶ）５とにより構成される。この翼５は、ハブ４の外周面から外向きに突出して設けられている。

遠心圧縮機Ｃのケーシング１及び遠心インペラ３は、図１５の紙面左側に設けられているインペラ入口６から流体を回転軸方向に導入する。この流体は、遠心インペラ３と一体に回転する複数の翼５により回転軸周りの旋回エネルギーを与えられて昇圧し、半径方向外向きのインペラ出口７から吐出される。
インペラ出口７から吐出された旋回流れは、対向する２枚の環状円板８ａ，８ｂに挟まれた空間８に流入する。この空間８は、環状円板８ａ，８ｂの内壁面に固定設置された複数のディフューザ翼９とともにディフューザ１０を構成しており、インペラ出口７から連続してディフューザ入口部が設けられている。

ディフューザ１０を通過する流体は、流速が減速されることにより、流れの動圧が静圧の上昇に変換される。こうして静圧が上昇した流れは、カタツムリ状のスクロール１１により遠心圧縮機Ｃの出口に導かれる。

図１６は、ディフューザ１０のディフューザ翼９について、前縁側翼形状とディフューザ入口部の流れ及び境界層を示す斜視図である。
図示のディフューザ翼９は、翼中心線が翼前縁にて円周方向から１０度〜３０度程度の角度を持って取り付けられ、隣接するディフューザ翼９，９間で挟まれた流路面積が拡大するように形成されている。この結果、ディユーザに流入した流れの流速が減速されることになるので、動圧が静圧上昇に変換される。

ディフューザ翼９は、両壁面を構成する２つの環状円板８ａ，８ｂに対して垂直方向に相似な形状を持つ形態が一般的であり、流れの原理的にも製造性の視点からも合理的である。このようなディフューザ翼９は、環状円板８ａ，８ｂに接する面での翼形状を円弧状としたものが多用され、また、クサビ状の翼形状を有するものもある。
このように、多くのディフューザ１０では、ディフューザ翼９が環状円板８ａ，８ｂ間の幅方向に相似な形状を有する翼、いわゆる２次元翼と呼ばれる翼で構成されるものが多い。なお、環状円板８ａ，８ｂ間の幅は、ディフューザ翼９からの視点では翼高さであるから、以下の説明では「翼高さ」という用語を使用する。

上述した円弧状２次元翼のディフューザ翼９について、ディフューザ入口部の流れを図１６〜図１８に示して簡単に説明する。なお、図１７は、ディフューザに流入する流れが亜音速から遷音速の場合におけるディフューザ入口部の境界層を示す正面図、図１８は、ディフューザに流入する流れが遷音速から超音速の場合におけるディフューザ入口部の境界層を示す正面図である。

一般的に、インペラ３からディフューザ１０に流入する流れ（矢印Ｆ）は、遠心圧縮機Ｃの最高効率作動点近傍でインシデンス角θｉが若干の正の値を持つように設計されている。このようなインシデンス角θｉの場合には、翼前縁の翼負圧面９ａにおいて流れが急速に減速し、さらに、翼負圧面９ａに沿ってスロート１２の方向へ向けて次第に減速される。なお、図中の符号９ｂは、ディフューザ翼９の翼圧力面である。
さらに、スロート１２の下流では、ディフューザ翼９，９間の流路断面積増加に逆比例して減速され、ディフューザ入口において流速の持つ動圧が静圧に回復される。

ここで、翼前縁からスロート１２までの流れに注目すると、翼負圧面９ａの流れの減速に伴って、翼負圧面９ａ及び翼負圧面９ａに隣接する環状円板８ａ，８ｂの壁面に沿って境界層（図１６のハッチング部）ＢＬが形成される。この境界層ＢＬは、図１７に示すように、翼負圧面９ａに沿って後縁側へ発達する。
特に、遠心圧縮機Ｃに流入する流量が減少すると、インシデンス角θｉが増加し、翼負圧面９ａの減速が大きくなるため、境界層ＢＬの発達は拡大する。すなわち、ディフューザ翼９の前縁における流速をＣ１、スロート１２における主流の流速をＣｔｈ、ディフューザ出口の流速をＣ２とすれば、主流の流速Ｃｔｈの値が最高効率作動点に比べて減少するので、減速比（Ｃｔｈ／Ｃ１）が小さくなって境界層ＢＬは拡大する。

上述した流量の減少に伴って境界層ＢＬが拡大すると、流量がある値まで低下することにより境界層ＢＬでは剥離を生じ、ディフューザ１０の圧力回復率が急速に低下する。このため、遠心圧縮機Ｃがサージングを起こすので、この流量以下では作動できなくなる。
逆に、遠心圧縮機Ｃに流入する流量が増加すると、インシデンス角θｉが負になってスロート１２までの流れが増速する。この結果、スロート１２における流れの速度が音速に達し、流量がそれ以上増加しない状態になるので、この作動点がチョーク流量となる。

このように、ディフューザ翼９の前縁からスロート１２までの領域においては、境界層ＢＬの拡大によりディフューザ１０の圧力回復率が低下し、遠心圧縮機効率の低下という課題が生じる。
遠心圧縮機Ｃの流量範囲（「作動範囲」とも言う）は、一定回転数での流量圧力特性曲線（図１９を参照）のように、サージング発生の流量値（サージ線）が低流量側（下限値）を規定し、チョーク発生の流量値（チョーク流量）が高流量値（上限値）を規定する。このため、サージング発生の流量値が増加して高くなると、流量範囲の下限値が上昇して作動範囲を狭めるだけでなく、チョーク発生の原因となる上限値を低下させて作動範囲を狭めることにもなる。

上述した遠心圧縮機Ｃは、圧力比が４から５に上昇し、さらに６まで上昇すると、一般的にはディフューザ入口における流れのマッハ数が音速を超える。このため、図１８に示すように、衝撃波ＳＷが翼前縁からスロート１２の上流を横断し翼負圧面９ａに達するように発生し、衝撃波ＳＷによる圧力上昇が負圧面境界層の剥離を誘起するので、サージ流量は最高効率点流量に近づき、同時にチョーク流量も最高効率点流量に近づくので、作動範囲の減少という課題がある。また、減少した作動範囲内では、ディフューザ通路内における境界層ＢＬの発達により、遠心圧縮機効率の低下という課題が顕著になる。

上述した課題を解決する従来技術として、下記の特許文献２には、たとえば特許文献１等に開示されたパイプディフューザの機能及び効果を二次元ディフューザの二次元ディフューザ翼に適用したものが開示されている。この場合、二次元翼の流れ方向断面形状は、圧力面及び負圧面の両面が円弧状の翼形状を有し、パイプ断面に近似したものとなっている。このようなパイプディフューザ及びその発展型のディフューザは、スロート部においても同様の断面形状を有するため、通過流量に影響するスロート幅及びスロート面積が小さくなる。

特開昭６０−１４５４９９号公報 特許第３７５２２１０号公報

近年、遠心ターボ機械の一つである舶用エンジン過給機（遠心圧縮機）においては、搭載されるエンジンを高効率化するため、圧力比が従来レベルの４から５へ、さらに６へと上昇する傾向にあり、将来的にはさらに高くなる可能性がある。
また、各種の遠心圧縮機は、エンジンやプラントの運用効率を向上させるため、広い作動範囲と高効率とが要求される。しかし、遠心圧縮機のディフューザには、ディフューザ翼の前縁からスロートまでの領域において、境界層の拡大によりディフューザの圧力回復率が低下して遠心圧縮機効率を低下させることや、サージング発生の流量値が増加することで、流量範囲の下限値が上昇して作動範囲を狭めるとともに、チョーク発生の原因となる上限値を低下させて作動範囲を狭めるという流動の課題があるため、現状においては高効率化や作動範囲の拡大に制約を受けている。

このような高効率化や作動範囲の拡大という課題は、圧力比２〜４級の製品が多い産業用遠心圧縮機、同圧力比のターボチャージャ用遠心圧縮機、圧力比４〜６程度の舶用遠心圧縮機、及び圧力比６以上の小型航空用遠心圧縮機等の遠心ターボ機械においても同様であり、圧力比が高くなるほど顕著になる傾向を有している。
また、このような課題は、衝撃波が発生するような高圧力比の遠心圧縮機において、さらに顕著なものとなる。
本発明は、上記の課題を解決するためになされたもので、その目的とするところは、ディフューザ翼の形状等を改良することにより、高効率化や作動範囲の拡大を可能にした遠心ターボ機械を提供することにある。

本発明は、上記の課題を解決するため、下記の手段を採用した。
本発明に係る第１実施態様の遠心ターボ機械は、入口から軸方向に吸い込んだ流体に回転軸周りの旋回エネルギーを与えて昇圧する遠心インペラと、半径方向外向きのインペラ出口から吐出された前記流体の流れを減速するベーンドディフューザとを備えている遠心ターボ機械であって、前記ベーンドディフューザのディフューザ翼が、２次元翼相当の翼高さ方向に略直線にした翼圧力面と、下流に向かって凸の放物線状の翼前縁と、翼高さ方向断面の負圧面において、放物線状とした前記翼前縁の凸部に対応する翼高さに、翼厚さ方向に凹となる円弧状断面部を１つまたは複数備えた翼負圧面とから構成され、前記円弧状断面部を形成する流れ方向領域をスロートの上流側に限定したことを特徴とするものである。

第１実施態様の遠心ターボ機械によれば、２次元翼相当の略直線にした翼圧力面及び下流に向かって凸の放物線形状とした翼前縁を有するベーンドディフューザのディフューザ翼が、翼負圧面の翼高さ方向断面に、１または複数の翼厚さ方向に凹となる円弧形状を翼高さ方向に設けた円弧状断面部を備え、該円弧状断面部を形成する流れ方向領域をスロートの上流側に限定したので、スロート位置にはスロート面積を狭める円弧状断面部が存在せず、従って、スロート面積の低減に伴うチョーク流量の減少を防止できる。

上記の遠心ターボ機械においては、前記円弧形状を翼高さ方向に２つ並べて設け、翼高さの略中央位置に流れ方向の稜線を形成することが好ましく、これにより、稜線の高さ方向に圧力分布を形成できる。この場合の圧力分布は、稜線の高さ方向において円弧形状の底で高圧となり、稜線の先端で低圧となるので、翼面の境界層を円弧形状の底部から稜線に向けて押し流すことにより翼面の境界層を薄くし、スロートまでの減速により生じる境界層の拡大を低減できる。
このようなディフューザ翼は、翼後縁の下流側に仮想スロートを備えた小弦節比翼にも適用可能である。
また、前記ベーンドディフューザは、翼後縁の下流側に仮想スロートを備えた小弦節比翼と、該小弦節比翼の半径方向後流側に設置された２次元翼とを備えた二重翼列ディフューザとしてもよい。

上記の遠心ターボ機械においては、前記ベーンドディフューザをハブ側の環状円板面からの翼高さにおいて、前記円弧状断面部を翼高さ方向に２つ並べて設け、前記ディフューザ翼の翼根から翼高さの２／３〜３／４となる位置に流れ方向の稜線を形成することが好ましく、これにより、翼負圧面に流入する流れが整流されて境界層の発達を抑制できる。

上記の遠心ターボ機械において、前記ディフューザ翼の流れ方向と平行な翼断面は、前記翼前縁を構成する円弧断面より上流側に流れの入射方向に対応した先端部が付加され、該先端部は、２つの略円弧状曲線が９０度以下の鋭角に交差する尖端形状に構成されているとともに、前記尖端形状は、流速が亜音速から遷音速で使われる場合に翼圧力面側へ向けられ、遷音速から超音速で使われる場合に翼負圧面側へ向けられていることが好ましく、これにより、流速が亜音速から遷音速の領域で使われる場合には、逆圧力勾配の大きい領域が生じることを防止でき、流速が遷音速から超音速の領域で使われる場合には、超音速域の大きさを縮小することができる。

上記の発明において、前記ディフューザ翼は、前記２次元翼の流れ方向と平行な翼断面において、翼前縁を構成する円弧断面より上流側に流れの入射方向に対応した先端部が付加され、該先端部は、２つの略円弧状曲線が９０度以下の鋭角に交差する尖端形状に構成されるとともに、前記尖端形状は、流速が亜音速から遷音速で使われる場合に翼圧力面側へ向けられ、遷音速から超音速で使われる場合に翼負圧面側へ向けられていることが好ましい。

このような本発明の遠心ターボ機械によれば、ベーンドディフューザのディフューザ翼が２次元翼とされ、該２次元翼の流れ方向と平行な翼断面において、翼前縁を構成する円弧断面より上流側に流れの入射方向に対応した先端部が付加され、該先端部は、２つの略円弧状曲線が９０度以下の鋭角に交差する尖端形状に構成されるとともに、前記尖端形状は、流速が亜音速から遷音速で使われる場合に翼圧力面側へ向けられ、遷音速から超音速で使われる場合に翼負圧面側へ向けられているので、流速が亜音速から遷音速の領域で使われる場合には、逆圧力勾配の大きい領域が生じることを防止でき、流速が遷音速から超音速の領域で使われる場合には、超音速域の大きさを縮小することができる。

本発明に係るディフューザ翼製造方法は、上記の遠心ターボ機械に設けられて前記尖端形状を備えたディフューザ翼製造方法であって、ボールエンドミルの先端円弧を前記２次元翼の断面形状表面に沿って翼長さ方向へ移動しながら加工する工程と、前記２次元翼の形状より上流側部分で、ディフューザ翼中心線に交差するように、略一定の角度を有する直線または曲線状の軌跡を描いて移動させる工程と、を備えていることを特徴とするものである。

このようなディフューザ翼製造方法によれば、ボールエンドミルの先端円弧を前記２次元翼の断面形状表面に沿って翼長さ方向へ移動しながら加工する工程と、前記２次元翼の形状より上流側部分で、ディフューザ翼中心線に交差するように、略一定の角度を有する直線または曲線状の軌跡を描いて移動させる工程とを備えているので、ディフューザ翼の先端部に比較的緩やかな放物線状の先端形状を形成でき、翼前縁にて鋭く突出する形状の尖端形状となることを防止できる。

上述した本発明によれば、ディフューザ翼の形状改良等により遠心ターボ機械の高効率化や作動範囲拡大が可能になるという顕著な効果が得られる。

本発明に係る遠心ターボ機械の一実施形態として、第１実施態様のディフューザ及びディフューザ翼形状例を示す要部斜視図である。 図１に示すディフューザ翼のＡ−Ａ断面図である。 図１に示すディフューザ翼形状例の第１変形例として、小弦節比翼に適用したディフューザを示す要部斜視図である。 図１に示すディフューザ翼形状例の第２変形例として、小弦節比翼に適用した２重翼列ディフューザを示す要部斜視図である。 図１に示すディフューザ翼形状例の第３変形例として、ハブ側の環状円板面からの翼高さ方向における稜線高さ位置が異なるディフューザを示す要部斜視図である。 図５に示した第３変形例のディフューザ翼形状例について、ディフューザ入口負圧面の流速分布を示す図で、（ａ）は図１６のディフューザ翼形状（従来構造）を適用した場合、（ｂ）は第３変形例の構造を適用した場合である。 図１７に示す従来のディフューザ翼形状について、翼前縁部を拡大して流体の流れを示す課題の説明図である。 本発明に係る遠心ターボ機械の一実施形態として、第２実施態様のディフューザ翼形状例を示す翼前縁部の拡大図であり、流速が亜音速から遷音速で使用される場合を示している。 本発明に係る遠心ターボ機械の一実施形態として、第２実施態様のディフューザ翼形状例を示す翼前縁部の拡大図であり、流速が超音速で使用される場合を示している。 図８に示した実施態様の翼前縁形状を示す要部の斜視図であり、流速が亜音速から遷音速で使用される場合を示している。 図９に示した実施態様の翼前縁形状を示す要部の斜視図であり、流速が超音速で使用される場合を示している。 図８に示した実施態様の翼前縁形状について、流速が亜音速から遷音速で使用される場合（図１０の形状）の製造方法を示す説明図である。 図９に示した実施態様の翼前縁形状について、流速が超音速で使用される場合（図１１の形状）の製造方法を示す説明図である。 本発明に係る遠心ターボ機械の一実施形態として、第１実施態様及び第２実施態様を組み合わせた実施態様のディフューザ及びディフューザ翼形状例を示す要部斜視図である。 遠心ターボ機械の従来例として、遠心圧縮機を示した要部の子午面形状断面図である。 図１５に示す遠心圧縮機について、従来例としてディフューザ及びディフューザ翼形状例を示す要部斜視図である。 図１６に示す従来のディフューザ翼形状において、ディフューザ入口部に形成される境界層（流速が亜音速から遷音速で使用される場合）の説明図である。 図１６に示す従来のディフューザ翼形状において、ディフューザ入口部に形成される境界層（流速が超音速で使用される場合）の説明図である。 遠心圧縮機の特性曲線（流量／圧力比）である。

以下、本発明に係る遠心ターボ機械の一実施形態を図面に基づいて説明する。
＜第１実施態様＞
図１は、遠心ターボ機械の一例である遠心圧縮機Ｃ（図１５参照）について、本実施態様におけるディフューザ翼９Ａの前縁側形状例を示す斜視図である。
ディフューザ翼９Ａは、流体流路となる空間８を形成している環状円板８ａ，８ｂの内壁面に複数が固定設置されて、遠心圧縮機Ｃのディフューザ１０を構成する部材である。この場合、一方の環状円板８ａがシュラウド側壁面を形成し、他方の環状円板８ｂがハブ側壁面を形成している。

このディフューザ１０は、遠心インペラ３と一体に回転する複数の翼５により回転軸周りの旋回エネルギーを与えられて昇圧した流体を導入する。この流体は、ディフューザ１０を通過する際に流速が減速されるため、流れの動圧が静圧の上昇に変換される。
こうして静圧が上昇した流体の流れは、カタツムリ状のスクロール１１により遠心圧縮機Ｃの出口に導かれる。すなわち、本実施態様の遠心圧縮機Ｃは、入口から軸方向に吸い込んだ流体に回転軸周りの旋回エネルギーを与えて昇圧する遠心インペラ３と、半径方向外向きのインペラ出口７から吐出された流体の流れを減速するディフューザ１０とを備えており、この場合のディフューザ１０は、空間８の内部に複数のディフューザ翼９Ａを備えたベーンドディフューザである。

図１のディフューザ翼９Ａは、ベース形状が２次元の円弧翼となっており、翼負圧面９ａも２次元翼の負圧面ベース形状を有している。翼負圧面９ａの負圧面ベース形状は、従来の２次元翼負圧面形状に相当する形状が図中に二点鎖線で示されており、ディフューザ翼９Ａの後縁側については、すなわち翼前縁近傍以外の形状については、従来の２次元翼負圧面形状と略相似形状となる。
なお、図示のディフューザ翼９Ａは、ベース形状を２次元の円弧翼としているが、このベース形状は、楔形の２次元翼やその他の翼形状であってもかまわない。

実線で示した本実施態様のディフューザ翼９Ａは、その翼前縁近傍が以下に説明する形状を有しているので、従来の２次元翼負圧面形状とは異なる形状となる。
すなわち、本実施態様のディフューザ翼９Ａは、２次元翼相当の略直線にした翼圧力面９ｂと、下流に向かって凸の放物線形状の翼前縁２０とを有している。さらに、本実施態様のディフューザ翼９Ａは、翼負圧面９ａの翼高さ方向（流れに略垂直な方向）断面に円弧状断面部３０を備えている。この円弧状断面部３０は、１または複数の翼厚さ方向に凹となる円弧形状を翼高さ方向に並べて設けたような断面形状とされ、この円弧状断面部３０を形成する流れ方向の領域Ｌについては、スロート１２の上流側に限定される。

具体的に説明すると、翼負圧面９ａの円弧状断面部３０は、図２に示す翼高さ方向の断面（図１のＡ−Ａ断面）において、翼高さ方向に並べた二つの円弧形状３１，３２を有している。このような円弧状断面部３０を有する流れ方向の領域Ｌは、流体が流入する翼前縁２０からスロート１２の上流までに限定され、従って、翼負圧面９ａのスロート１２より後縁部側（スロート位置を含む下流側）については、実質的にベース形状となる２次元翼負圧面形状からの変更はない。なお、円弧状断面部３０の円弧形状数については、２個に限定されることはなく、後述する稜線のない１個や、複数の稜線が形成される３個以上としてもよい。

上述した円弧状断面部３０は、二つの円弧形状３１，３２が連結される部分により、翼高さＨの略中央位置に流れ方向の稜線３３を形成している。また、円弧状断面部３０の上下両端部にも、円弧形状３１，３２の上端部及び下端部により、翼高さ方向中央部の稜線３３と平行な稜線３４，３５が形成されている。
図示の稜線３３は、ディフューザ翼９Ａの翼根９ｃがハブ側壁面を形成する環状円板８ｂに固定されているので、ハブ側壁面（環状円板８ｂ）から翼高さ方向へ略１／２Ｈとなる位置において、翼前縁２０からスロート１２までの領域Ｌ内で流れ方向へ延在して設けられている。なお、円弧形状部３０及び稜線３３の始点は翼前縁２０となるが、流れ方向の終点については、スロート１２の上流側であれば特に限定されることはない。

このようなディフューザ翼９Ａでは、スロート１２の断面位置に円弧状断面部３０が存在しない。このため、スロート１２のスロート幅Ｗは、ベース形状となる２次元翼のディフューザと同じになり、従って、円弧状断面部３０を設けてもスロート面積が減少するようなことはない。すなわち、上述したディフューザ翼９Ａは、従来のパイプディフューザ及びその発展型形状と異なり、通過流量に影響するスロート幅Ｗ及びスロート面積の減少を防止して効率向上に貢献できる。

また、上述したディフューザ翼９Ａの断面において、翼負圧面９ａが円弧状断面部３０を有する場合、翼高さ方向と垂直な方向（図２の矢印Ｘ方向）に圧力分布が存在する。この圧力分布は、図２に二点鎖線で示す静圧等圧線Ｐｓのように、翼面で圧力が高く、翼面から離れるほど圧力が低くなる。
このため、稜線３３を有する円弧形状部３０では、翼高さ方向と垂直な矢印方向Ｘ、すなわち稜線高さｈの方向において、円弧形状部３０の断面底部で圧力が高く、かつ、稜線３３の先端部で圧力が低い圧力分布となる。

この結果、翼負圧面９ａに生じる境界層内の低流速流体は、図２に破線矢印ｆで示すように、円弧形状３１，３２の底部側から稜線３３、３４，３５の先端部に向けて移動し、上端面及び下端面では環状円板８ａ，８ｂの壁面に流出する。また、この低流速流体は、中間位置の稜線３３において、稜線３３の先端から主流の中に放出される。

この結果として、ディフューザ翼９Ａの翼負圧面９ａ側では境界層が薄くなり、スロート１２までの減速により生じる境界層の発達（拡大）が低減される。翼負圧面９ａの境界層が薄くなると、ディフューザ翼９Ａの圧力回復率が上昇するので、遠心圧縮機Ｃの圧力が高くなって効率向上に貢献する。

さらに、この境界層の剥離限界は、遠心圧縮機Ｃの特性においてより小流量側に移動される。すなわち、図１９に示す遠心圧縮機の性能曲線において、作動範囲の低流量側を規定するサージ流量が小流量側に移動して低くなると、チョーク発生の原因となる上限値の低下を防止できるので、流量範囲の拡大に有効である。
また、ディフューザ翼９Ａの翼負圧面９ａでは境界層の発達が抑えられるので、遠心圧縮機Ｃの流量が少なくなった運転状況においても、従来形状の２次元ディフューザと比べて境界層が薄くなり、サージ流量が小流量側に移動して作動範囲は広くなる。

さらに、翼前縁２０は、流れ方向長さＬｆの領域が放物線形状に形成されているので、放物線の頂点以外では後退翼の翼形状となる。従って、マッハ数が高い場合において、衝撃波発生をより高流速まで防止することができ、この結果、衝撃波の発生に伴う境界層の剥離を防止できる。
また、２個の円弧形状３１，３２を有する円弧状断面部３０を設けたことにより、整流板の効果を有する稜線３３が円弧間の中央位置付近に形成されている。このため、遠心インペラ３から流出する流れは、ディフューザ翼９Ａにおける翼厚さ方向の流れの成分が翼長さ方向へ導かれることとなり、従って、偏流による過剰な減速に起因して境界層が拡大することを防止できる。

すなわち、本実施態様のディフューザ翼９Ａは、ディフューザ１２の入口に衝撃波が発生するような高圧力比の遠心圧縮機Ｃにおいて、従来のパイプディフューザと同様に、翼前縁の後退角により衝撃波の強さを低減する効果を有している。このため、翼負圧面９ａの境界層が薄くなることにより、衝撃波に起因する負圧面境界層の拡大及び剥離が防止されるので、遠心圧縮機Ｃの効率向上及び作動範囲の拡大が可能となる。
また、複数の円弧形状３１，３２を有する円弧状断面部３０が設けられることにより、楕円状の翼前縁部においては、同一楕円形状を翼前縁に適用した場合、円弧形状を１つにした断面形状と比較して流れ方向長さＬｆを短くでき、従って、翼端部（特に前縁側）の形状製作が容易になる。

ところで、上述した稜線高さｈは、その最頂部において、翼前縁２０からの流れ方向長さＬｈに対して、ａｔａｎ（ｈ／Ｌｈ）＞５度であることが好ましい。
また、翼高さＨの略中央位置に設けられている稜線３３の高さについては、稜線高さをｈとした場合、ｈ／２以上であることが好ましい。

続いて、本実施形態の第１変形例を図３に基づいて説明する。なお、上述した実施形態と同様の部分には同じ符号を付し、その詳細な説明は省略する。
この第１変形例は、上述した実施形態の翼形状を小弦節比翼のディフューザ翼９Ｂに適用している。小弦節比翼は、翼後縁が仮想スロート１２Ａより上流側にある翼長の短い翼であり、従って、ディフューザ翼９Ｂは、翼後縁の下流側に仮想スロート１２Ａを備えている。なお、仮想スロート１２Ａは、従来２次元翼の負圧面に相当する面に沿って、翼後縁を下流に延長した仮想面（想像線で示す）と、隣接するディフューザ翼９Ｂとの間に想定されるものである。

このような小弦節比翼のディフューザ翼９Ｂは翼長が短いので、円弧状断面部３０を形成する流れ方向の領域Ｌは、翼全長にわたって形成しても仮想スロート１２Ａの上流側に限定される。このため、ディフューザ翼９Ｂは、境界層の発達を低減した高圧力回復率の翼となり、しかも、いわゆる小弦節比ディフューザと呼ばれるスロートが存在しない構成のディフューザとなる。
この場合、ディフューザ翼９Ａの稜線については、翼高さ方向における上下両端の稜線３４，３５及び中央の稜線３３が、小弦節比翼において後縁より上流の位置でなくなってもよいし、あるいは、後縁まで連続して形成されたものでもよい。

このように構成されたディフューザ翼９Ｂは、翼負圧面９ａの円弧状断面部３０と上下両端の稜線３４，３５及び中央の稜線３３により、翼負圧面９ａの境界層が排出される。このため、小弦節比ディフューザの翼負圧面９ａに形成される境界層を低減でき、小弦節比翼ディフューザの圧力回復率が向上するので、遠心圧縮機Ｃの効率が向上する。
また、この変形例では、遠心インペラ３から流出した高速の流れをチョークするスロートが存在しない。このため、チョーク流量の増加により作動範囲が拡大し、さらに、チョーク流量の増加により遠心圧縮機Ｃの作動範囲が拡大する。

また、図４に示す第２変形例のように、上述した第１変形例の小弦節比翼としたディフューザ翼９Ｂと、このディフューザ翼９Ｂの半径方向後流側に設置されたディフューザ翼（２次元翼）９とを組み合わせた構成の二重翼列ディフューザとしてもよい。
すなわち、図４に示す二重翼列ディフューザは、第１変形例のディフューザ翼９Ｂと従来の多翼２次元翼とを、半径方向の配置領域を異ならせて組み合わせたものであり、下流側に配設される２次元翼の翼枚数は、小弦節比翼の２倍となっている。

このような二重翼列ディフューザは、円弧状断面部３０と上下両端の稜線３４，３５及び中央の稜線３３とにより翼負圧面９ａの境界層が排出されるため、小弦節比翼としたディフューザ翼９Ｂの翼負圧面９ａに形成される境界層を低減できる。従って、ディフューザ翼９Ｂの圧力回復率が向上し、かつ、スロートが形成されない構造なので、スロートを有するディフューザ構造と比較して作動範囲が広くなる。
また、２次元翼で構成されるディフューザが後置ディフューザとして設けられているので、二重翼列ディフューザ構造として全体の圧力回復率も上昇し、その結果、遠心圧縮機Ｃの作動範囲及び効率を向上させることができる。

続いて、本実施形態の第３変形例を図５に基づいて説明する。なお、上述した実施形態と同様の部分には同じ符号を付し、その詳細な説明を省略する。
この変形例において、ディフューザ翼９Ｃの円弧状断面部３０Ａには、２つの円弧形状３１Ａ，３２Ａが翼高さ方向に並べて設けられている。そして、ディフューザ翼９Ｃのハブ側面の翼根９ｃから翼高さＨの２／３〜３／４となる位置には、流れ方向に延在する稜線３３Ａが形成され、上下両端にも稜線３４Ａ，３５Ａが形成されている。稜線３３Ａの高さ位置はディフューザ翼９Ｃを固定する環状円板８ａ，８ｂの壁面が基準となるもので、上述した実施態様及びその変形例とは異なり、翼高さＨの略中央位置から環状円板８ａ，８ｂのいずれか一方へ略平方移動させた位置にある。この場合においても、円弧状断面部３０Ａを形成する流れ方向の領域Ｌは、翼前縁からスロート１２の上流までとする。

ところで、図６（ａ）に示す従来構造の場合、遠心インペラ３からディフューザ１０に流入する流れは、インペラ出口７で遠心インペラ３のハブ側（環状円板８ｂ側）に偏流した流れとなっている。この場合、２次元的な流れの問題だけではなく、翼高さ方向において半径方向の流速分布（ディフューザ入口における翼負圧面の流速分布）が生じることも問題となる。
この流速分布によりシュラウド側（環状円板８ａ側）の流速が低くなると、ディフューザ翼９の翼負圧面９ａに減速が生じるので、流速の低い部分では、境界層の発達が流速の速い部分に比べて顕著となる。この結果、翼負圧面９ａでは、境界層の拡大及び剥離が発生しやすくなる。

そこで、第３変形例のディフューザ翼９Ｃのように、翼高さ方向においてディフューザ翼９Ｃを固定する環状円板８ａ，８ｂの壁面から２／３Ｈ〜３／４Ｈとなる位置、すなわち、翼高さ方向の中心位置からシュラウド（環状円板８ａ）方向にずらした位置に稜線３３Ａを設けることで、境界層の発達を抑えた高圧力回復率のディフューザ１０となる。
なお、この第３変形例においては、２つの円弧形状３１Ａ，３２Ａを１／４円弧形状にするなどして、上下両端部に形成される稜線３４Ａ，３５Ａがなく、中心位置から位置ずれした稜線３３Ａのみを設けたものでもよい。

具体的に説明すると、図６（ｂ）に示すように、ディフューザ翼９Ｃの翼負圧面９ａにおいて流れ方向に延在する翼高さ方向中央部の稜線３３Ａは、ディフューザ翼９Ｃを固定する環状円板８ａ，８ｂの壁面から２／３Ｈ〜３／４Ｈとなる位置に形成されており、従って、翼負圧面９ａに流入する流れは、高さ方向の中心位置からずれた位置の稜線３３Ａにより整流される。
このようなディフューザ翼９Ｃは、シュラウド側の環状円板８ａに固定設置する場合、翼根側の稜線が境界層の排除効果を有し、さらに、翼高さ方向中央部の稜線３３Ａが、遠心インペラ３から流出する流れがハブ側に偏って流入することを防止する効果を有するので、境界層の発達を抑えた高圧力回復率のディフューザ１０となる。

また、このような構造のディフューザ翼９Ｃは、ディフューザ翼を製作する視点からも有効である。
すなわち、ディフューザ翼９Ｃの加工は、一般に側壁面となる環状円板８ａ，８ｂの一方に翼高さＨを含めた厚さの円板素材から機械加工により一体的に削りだす方法、あるいは、機械加工によりディフューザ翼９Ｃだけを成形加工して環状円板８ａ，８ｂの一方に接合する方法が採用される。

従って、図１に示すディフューザ翼９Ａの翼形状では、翼高さ方向の略中央位置に稜線３３が存在するため、翼前縁となる先端面の翼形状を成形する場合のハンドリング時において、不慮の操作により翼先端の稜線３３を変形させる可能性や、翼先端の稜線３３を折損する可能性が高くなる。
しかし、図５に示す第３変形例の構造では、翼高さ方向の略中央からずれた位置に稜線３３Ａが存在するため、翼前縁となる先端面の翼形状を成形する場合のハンドリング時において、不慮の操作により翼先端の稜線３３Ａを変形または破損させる可能性を低減できる。すなわち、ディフューザ翼９Ａの翼形状では、稜線３３Ａによる流動の改善効果を保持しつつ、加工やハンドリングによる構造の欠陥を生じる可能性を低減できる。

＜第２実施態様＞
次に、本発明に係る遠心ターボ機械について、第２実施態様を図７〜１１、図１７及び図１８に基づいて説明する。なお、上述した実施態様及び各変形例と同様の部分には同じ符号を付し、その詳細な説明は省略する。
ところで、従来の一般的な２次元翼形状は、図７に示すように、構造強度の視点から翼前縁２０の端部が有限の厚さを保持するように設計・製作されている。その代表的な構造では、円弧状の中心線ＣＬの両側に、円弧状の翼圧力面９ｂ及び翼負圧面９ａが構造強度を保持可能な有限の厚さをもって設置され、翼圧力面９ｂ及び翼負圧面９ａの交わる翼前縁２０では、翼圧力面９ｂと翼負圧面９ａとを形成する曲線の延長線が、最大でも３６０度／Ｎ（翼枚数）以下の数度の交差角を持って設計される。

また、このような尖端を有する場合、流れがインシデンス角θｉを有し、翼先端を回りこむ流れが生じる場合、このような数度の角度を持った尖端では、流れが翼前縁２０で剥離を生じることが一般的に知られている。さらに、このような構造の場合、翼前縁２０が容易に変形する課題を有し、加工も困難である。
従って、これらの課題を回避するためには、翼前縁２０の断面形状として、円弧状または楕円状の前縁断面を有する必要があった。

このように、上述した実施態様及び各変形例の遠心圧縮機Ｃにおいて、たとえば図７に示すように、ディフューザ翼９Ａの流れ方向と平行な翼断面には、翼前縁２０を構成する円弧断面より上流側に、流れの入射方向に対応した先端部２１が付加されている。

本実施態様のディフューザ翼９Ａ′，９Ａ″においては、上述した先端部２１が、たとえば図８〜図１１に示すように、２つの略円弧状曲線が９０度以下の鋭角に交差する尖端形状の先端部２１Ａ，２１Ｂとなるように構成されている。さらに、この場合の尖端形状は、流速が亜音速から遷音速で使われる場合（図８参照）に翼圧力面９ｂ側へ向けられ先端部２１Ａとなり、遷音速から超音速で使われる場合（図９参照）に翼負圧面９ａ側へ向けられた先端部２１Ｂとなる。
このような翼前縁形状とすることにより、流速が亜音速から遷音速の領域で使われる場合には、逆圧力勾配の大きい領域が生じることを防止でき、流速が遷音速から超音速の領域で使われる場合には、超音速域の大きさを縮小することができる。

すなわち、有限の厚さを有する円弧状または楕円状の断面形状を有する翼前縁２０は、翼圧力面９ｂ及び翼負圧面９ａの曲線形状（円弧や楕円等）に接する２つの円弧状等の曲線２２，２３を有し、この曲線２２、２３は、９０度以下の鋭角となる交差角に設定されている。この場合、曲線２２、２３の交差角は、４５〜８０度の範囲に設定されていることが望ましい。
また、曲線２２、２３の交差位置は、ディフューザ翼９Ａの中心線ＣＬに対して、翼圧力面９ｂ側に設定する場合、翼負圧面９ａ側に設定する場合、そして略中心線ＣＬ上に設定する場合がある。

ここで、ディフューザ翼９Ａ′に流入する流れが亜音速から遷音速の場合には、図８及び図１０に示すように、翼前縁先端の角度θａが翼圧力面９ｂ側に偏る形状とする。
この場合、翼前縁先端の角度θａは、先端部２１の中心点ＣＰと翼先端Ｔとを結ぶ直線ＣＴと、ディフューザ翼の中心線ＣＬとの成す角度と定義する。
また、インシデンス角θｉが中心線ＣＬから翼圧力面９ｂ側にある場合を正のインシデンスと定義し、同様に翼前縁先端の角度θａも中心線ＣＬから翼圧力面９ｂ側となる正の角度に設定する。この場合、翼加工を簡易化するため、翼先端の曲線２３については、翼圧力面９ｂを形成する曲線の延長線により構成してもよい。

これに対し、ディフューザ翼９Ａ″に流入する流れが遷音速から超音速の場合には、図９及び図１１に示すように、翼前縁先端の角度θｂが翼負圧面９ａ側に偏る負の角度に設定された形状とする。この場合においても、翼加工を簡易化するため、翼先端の曲線２２については、翼負圧面９ａを形成する曲線の延長線により構成してもよい。
遠心圧縮機Ｃの運用や設計点の設定において、ディフューザ入口の流れが超音速の状態で使用する場合には、翼前縁２０の曲線２２，２３で圧縮波が発生しないように、翼負圧面９ａの延長線で構成する。図９は、ディフューザ１０に流入する流れが超音速の場合を示しており、翼圧力面９ａ側にのみ衝撃波ＳＷが発生する状態を示している。

このような構成により、流体の流速が亜音速から遷音速の場合には、淀み点が翼先端Ｔに生じ、その下流では、先端部２１Ａの面を形成する曲線２２，２３に沿って滑らかに翼負圧面９ａに流入する。このため、翼負圧面９ａに局所的な低圧部が発生することを防止でき、境界層が発達する原因である逆圧力勾配の増加を防止でき、この結果、境界層の拡大を抑え、圧力回復率を上昇させ、遠心圧縮機Ｃの圧力を上昇させて効率を高くできる。
また、翼負圧面９ａの流れが剥離することによる失速発生を防止でき、遠心圧縮機Ｃのサージ流量を低減し作動範囲を拡大できる。

一方、遷音速から超音速の場合には、翼先端Ｔから翼負圧面９ａの曲率半径が大きくなるので、超音速域の大きさを縮小でき、この結果、境界層の発達を抑制できる。従って、圧力回復率を上昇させ、遠心圧縮機Ｃの圧力を上昇させて効率を高くできる。
また、翼負圧面９ａの流れの剥離による失速発生を防止でき、遠心圧縮機Ｃのサージ流量を低減し作動範囲を拡大できる。

ディフューザ１０に流入する流れが超音速の場合、図１８に示すように、ディフューザ翼９の前縁に離脱衝撃波が発生し、翼の前縁を回り込んで翼負圧面９ａに到達する衝撃波が発生する。これに対し、図９に示すような翼形状を採用すれば、翼前縁２０における離脱衝撃波の発生を防止し、翼負圧面９ａに衝撃波が到達することを防止できる。
この結果として、負圧面境界層の発達が抑えられ、圧力回復率の向上と、遠心圧縮機Ｃの圧力上昇及び効率向上とともに、作動範囲拡大の効果が得られる。
なお、本実施態様は、上述した第１実施態様との組合せ（図１４参照）に限定されることはなく、円弧状断面部３０のない翼形状に適用することも可能である。

ところで、第１実施態様及び第２実施態様を組み合わせた図１４の態様は、理想的な翼前縁形状を有するが、これを製作するためには、複雑な３次元的な機械加工や鋳造にする必要がある。なお、鋳造で製作する場合においても、金型の製作過程で複雑な機械加工を行う必要がある。
そこで、上述したディフューザ翼９Ａ′，９Ａ″に適用されるディフューザ翼製造方法について、図１２及び図１３を参照して以下に説明する。

上述したディフューザ翼９Ａ′，９Ａ″の翼断面形状は、本発明者等による特許第３７５２２１０号公報に開示されているボールエンドミルを使用した加工手段を採用して製造することができる。
具体的に説明すると、図１２及び図１３の説明図には、円弧状断面部３０の円弧形状３２について、環状円板８ａ，８ｂとなる円板状の側板に垂直な半径線Ｒｖと、翼厚さ方向の半径線Ｒｈで示し、ボールエンドミルの先端円弧半径Ｒが矢印で示されている。ボールエンドミルによる機械加工時には、翼厚さ方向の半径線Ｒｈの先端が２次元翼断面形状表面に沿って翼長さ方向へ移動する。この結果、相似形状部においては所望の２次元翼断面部が形成され、最終的には相似形状部の翼端部についても、２次元翼負圧面形状と相似な翼形状が形成される。

この２次元翼形状より上流部分は、翼ディフューザ９Ａ′，９Ａ″の中心線ＣＬに交差するように、略一定の角度を有する直線、または曲線状の軌跡を描いて移動させる。
このようにして形成された翼負圧面９ａと、翼高さ方向に略相似な曲面とが交差するために、その残った部分で比較的緩やかな放物線状の先端部２１Ａ，２１Ｂを形成することができる。
このようなディフューザ翼製造方法を採用すれば、比較的緩やかな放物線状の先端部２１Ａ，２１Ｂが形成され、翼前縁２０にて鋭く突出する形状の尖端Ｔ′となることを防止できるので、製作上の不具合発生や組み立て時の不具合発生等のように、構造や形状に起因する製造時の問題を解消できる。

さらに、翼前縁２０が環状円板８ａ，８ｂと交差する放物線状の先端部２１Ａ，２１Ｂは、最上流部分においてボールエンドミルの先端軌跡を、上述した直線状または曲線状の軌跡をさらに翼中心線と大きい角度をなすように変化させてもよい。
このようなディフューザ翼製造方法を採用しても、放物線状とした翼前縁の最上流部において、先端部２１Ａ，２１Ｂの翼断面形状が尖端Ｔ′となることを防止でき、構造上の欠陥や作業者の負傷を防止できる。

このように、尖端形状を備えたディフューザ翼製造方法が、ボールエンドミルの先端円弧を２次元翼の断面形状表面に沿って翼長さ方向へ移動しながら加工する工程と、２次元翼の形状より上流側部分で、ディフューザ翼中心線に交差するように、略一定の角度を有する直線または曲線状の軌跡を描いて移動させる工程とを備えているので、ディフューザ翼の先端部に比較的緩やかな放物線状の先端形状を形成でき、翼前縁にて鋭く突出する形状の尖端形状となることを防止できる。
なお、本発明は上述した実施形態に限定されることはなく、その要旨を逸脱しない範囲内において適宜変更することができる。

３ 遠心インペラ
４ ハブ
５ 遠心インペラ翼（翼）
６ インペラ入口
７ インペラ出口
８ 空間
８ａ，８ｂ 環状円板
９，９Ａ，９Ｂ，９Ｃ ディフューザ翼
９ａ 翼負圧面
９ｂ 翼圧力面
９ｃ 翼根
１０ ディフューザ
１２ スロート
２０ 翼前縁
２１，２１Ａ，２１Ｂ 先端部
２２，２３ 曲線
３０，３０Ａ 円弧状断面部
３１，３２ 円弧形状
３３〜３５，３３Ａ〜３５Ａ 稜線
Ｃ 遠心圧縮機（遠心ターボ機械）
Ｈ 翼高さ
Ｌ 円弧状断面部を形成する流れ方向の領域
Ｗ スロート幅
Ｐｓ 静圧等圧線
ｈ 稜線高さ

Claims (8)

1. 入口から軸方向に吸い込んだ流体に回転軸周りの旋回エネルギーを与えて昇圧する遠心インペラと、半径方向外向きのインペラ出口から吐出された前記流体の流れを減速するベーンドディフューザとを備えている遠心ターボ機械であって、
   前記ベーンドディフューザのディフューザ翼が、２次元翼相当の翼高さ方向に略直線にした翼圧力面と、下流に向かって凸の放物線状の翼前縁と、翼高さ方向断面の負圧面において、放物線状とした前記翼前縁の凸部に対応する翼高さに、翼厚さ方向に凹となる円弧状断面部を１つまたは複数備えた翼負圧面とから構成され、
   前記円弧状断面部を形成する流れ方向領域をスロートの上流側に限定したことを特徴とする遠心ターボ機械。
2. 前記円弧形状を翼高さ方向に２つ並べて設け、翼高さの略中央位置に流れ方向の稜線を形成したことを特徴とする請求項１に記載の遠心ターボ機械。
3. 前記ディフューザ翼は、翼後縁の下流側に仮想スロートを備えた小弦節比翼であることを特徴とする請求項２に記載の遠心ターボ機械。
4. 前記ベーンドディフューザは、前記小弦節比翼と、該小弦節比翼の半径方向後流側に設置された２次元翼とを備えた二重翼列ディフューザであることを特徴とする請求項３に記載の遠心ターボ機械。
5. 前記円弧状断面部を翼高さ方向に２つ並べて設け、前記ディフューザ翼のハブ側の環状円板面から翼高さにおいて、翼根から翼高さの２／３〜３／４となる位置に流れ方向の稜線を形成したことを特徴とする請求項１に記載の遠心ターボ機械。
6. 前記ディフューザ翼の流れ方向と平行な翼断面は、前記翼前縁を構成する円弧断面より上流側に流れの入射方向に対応した先端部が付加され、該先端部は、２つの略円弧状曲線が９０度以下の鋭角に交差する尖端形状に構成されるとともに、
   前記尖端形状は、流速が亜音速から遷音速で使われる場合に翼圧力面側へ向けられ、遷音速から超音速で使われる場合に翼負圧面側へ向けられていることを特徴とする請求項１から５のいずれか１項に記載の遠心ターボ機械。
7. 前記ディフューザ翼は、前記２次元翼の流れ方向と平行な翼断面において、翼前縁を構成する円弧断面より上流側に流れの入射方向に対応した先端部が付加され、該先端部は、２つの略円弧状曲線が９０度以下の鋭角に交差する尖端形状に構成されるとともに、
   前記尖端形状は、流速が亜音速から遷音速で使われる場合に翼圧力面側へ向けられ、遷音速から超音速で使われる場合に翼負圧面側へ向けられていることを特徴とする請求項１から６のいずれか１項に記載の遠心ターボ機械。
8. 請求項７に記載の遠心ターボ機械に設けられて前記尖端形状を備えたディフューザ翼製造方法であって、
   ボールエンドミルの先端円弧を前記２次元翼の断面形状表面に沿って翼長さ方向へ移動しながら加工する工程と、
   前記２次元翼の形状より上流側部分で、ディフューザ翼中心線に交差するように、略一定の角度を有する直線または曲線状の軌跡を描いて移動させる工程と、
   を備えていることを特徴とするディフューザ翼製造方法。

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