ガスタービンエンジンのタービンに用いられ、燃焼ガスの熱エネルギーを回転エネルギーに変換するタービン動翼において、先端側に階段状のステップ部が前縁側から後縁側に向かって徐々に高くなるように形成されていることを特徴とするタービン動翼。前記ステップ部の段付端面に前記タービンにおけるタービンシュラウドとの接触を許容するスキーラ部が形成されていることを特徴とする請求項1に記載のタービン動翼。翼面に冷却空気を吹き出し可能な複数の吹出孔が形成されていることを特徴とする請求項1又は請求項2に記載のタービン動翼。各スキーラ部の腹側部分が前記ステップ部の段付端面の腹側周縁よりも背側に位置してあって、翼面に冷却空気を吹き出し可能な複数の吹出孔が形成され、複数の前記吹出孔のうちのいずれかの前記吹出孔が前記ステップ部の段付端面の腹側周縁に位置していることを特徴とする請求項2に記載のタービン動翼。ガスタービンエンジンのタービンに用いられ、前記タービンにおけるタービン動翼と前記タービン動翼を囲むタービンシュラウドとの間の燃焼ガスの漏れ流れを抑えるシール構造において、前記タービン動翼の先端側に前記タービン動翼の前縁側から後縁側に向かって徐々に高くなるように形成された階段状の動翼側ステップ部と、前記タービンシュラウドの内側に前記動翼側ステップ部に相補するように形成された階段状のシュラウド側ステップ部と、を備えたことを特徴とするシール構造。前記動翼側ステップ部の段付端面に前記タービンシュラウドとの接触を許容するスキーラ部が形成されていることを特徴とする請求項5に記載のシール構造。前記動翼側ステップ部の段付端面に冷却空気を噴き出し可能な複数の動翼側吹出孔が形成され、前記シュラウド側ステップ部の段付端面に冷却空気を吹き出し可能な複数のシュラウド側吹出孔が形成されていることを特徴とする請求項5又は請求項6に記載のシール構造。各スキーラ部の腹側部分が前記動翼側ステップ部の段付端面の腹側周縁よりも背側に位置してあって、複数の前記動翼側吹出孔のうちのいずれかの前記動翼側吹出孔が前記動翼側ステップ部の段付端面の腹側周縁に位置していることを特徴とする請求項6に記載のシール構造。しかし、第1の先行技術にあっては、前述のように複数の周方向フィンによるラビリンス効果を発揮させることができるものの、周方向フィンから離れた領域においては、タービン動翼の先端面とタービンシュラウドの内側面との隙間が大きくなって、タービン動翼とタービンシュラウドとの間の燃焼ガスの漏れ流れを十分に低減して、ガスタービンエンジンの空力性能を高いレベルまで高めることは困難であるという問題がある。一方、第2の先行技術にあっては、前述のように、ガスタービンエンジンの空力性能の高いレベルまで高めることができるものの、各周方向フィンが対応する周溝に嵌入するようになっているため、タービンにおけるタービンケース内にタービンシュラウドを配設した後に、複数のタービン動翼をタービンにおけるタービンディスクに組付けた状態でタービンケース内に軸方向から挿入することができず、タービンの組立が非常に厄介であるという問題がある。つまり、ガスタービンエンジンの空力性能を高いレベルまで高めつつ、タービンの組立容易性を確保することは極めて困難であるという問題がある。そこで、本発明は、前述の問題を解決することができる、新規な構成のタービン動翼を提供することを目的とする。本発明の第1の特徴は、ガスタービンエンジンのタービンに用いられ、燃焼ガス高温ガスの熱エネルギーを回転エネルギーに変換するタービン動翼において、先端側に階段状のステップ部が前縁側前方向から後縁側後方向に向かって徐々に高くなるように換言すれば、径方向外側に変位するように形成されていることを要旨とする。ここで、前記タービン動翼の先端側に階段状の前記ステップ部動翼側ステップ部が前縁側から後縁側に向かって徐々に高くなるように形成される場合には、前記タービン動翼を囲むタービンシュラウドの内側に階段状のシュラウド側ステップ部が前記動翼側ステップ部を相補するように形成されることになる。第1の特徴によると、前記タービン動翼の先端側に階段状の前記ステップ部が後縁側に向かって徐々に高くなるように形成されているため、前記タービン動翼の先端面を前記タービンシュラウドの内側面に近づけた上で、前記動翼側ステップ部と前記シュラウド側ステップ部との協働によるラビリンス効果によって前記タービン動翼と前記タービンシュラウドとの間の燃焼ガスの漏れ流れを十分に低減することができる。また、同じ理由により、前記タービンにおけるタービンケース内に前記タービンシュラウドを配設した後に、複数の前記タービン動翼を前記タービンにおけるタービンディスクに組付けた状態で前記タービンケース内に軸方向から挿入することができる。本発明の第2の特徴は、ガスタービンエンジンのタービンに用いられ、前記タービンにおけるタービン動翼と前記タービン動翼を囲むタービンシュラウドとの間の燃焼ガス高温ガスの漏れ流れを抑えるシール構造において、前記タービン動翼の先端側に前記タービン動翼の前縁側前方向から後縁側後方向に向かって徐々に高くなるように換言すれば、径方向外側に変位するように形成された階段状の動翼側ステップ部と、前記タービンシュラウドの内側に前記動翼側ステップ部に相補するように前記動翼側ステップ部に沿うように形成された階段状のシュラウド側ステップ部と、を備えたことを要旨とする。第2の特徴によると、第1の特徴による作用と同様の作用を奏する。本発明によれば、前記タービン動翼と前記タービンシュラウドとの間の燃焼ガスの漏れ流れを十分に低減できると共に、前記タービンケース内に前記タービンシュラウドを配設した後に、複数の前記タービン動翼を前記タービンディスクに組付けた状態で前記タービンケース内に軸方向から挿入できるため、前記ガスタービンエンジンの空力性能を高いレベルまで高めつつ、前記タービンの組立容易性を確保することができる。第1実施形態本発明の第1実施形態について図1abから図3を参照して説明する。なお、図中、Uは、主流の流れ方向から見て上流方向前方向、Dは、主流の流れ方向から見て下流方向後方向をそれぞれ指している。図1abから図3に示すように、本発明の第1実施形態に係るタービン動翼1は、航空機エンジン又は産業用ガスタービンエンジン等のガスタービンエンジンのタービン3一部のみ図示に用いられ、ガスタービンエンジンの燃焼器図示省略からの燃焼ガス高温ガスGの熱エネルギーを回転エネルギーに変換するものである。また、タービン動翼1は、タービン3におけるタービンディスク図示省略に組付けた状態で、タービン3におけるタービンケース5内に配設されるものである。そして、第1実施形態に係るタービン動翼1の具体的な構成は、次のようになる。即ち、タービン動翼1は、ロストワックス精密鋳造によって製造成型されるものであって、動翼本体7を備えている。また、動翼本体7の基端側には、プラットホーム9が一体形成されており、プラットホーム9には、ダブテール11が一体形成されており、ダブテール11は、タービンディスクの周縁部に形成した嵌合溝図示省略に嵌合可能である。動翼本体7の先端側タービン動翼1の先端側には、階段状のステップ部動翼側ステップ部13が動翼本体7の前縁7e側タービン動翼1の前縁側から後縁7p側タービン動翼1の後縁側に向かって徐々に高くなるように形成されている。換言すれば、タービン動翼1の先端面動翼本体7の先端面は、前縁側から後縁側に向かって徐々に高くなるように階段状を呈している。また、動翼側ステップ部13は、断面形状がタービン3の軸心3cに対して平行な3つの段付端面13f、及び断面形状がタービン3の軸心3cに垂直な2つの段差面13vを有している。なお、動翼側ステップ部13の段付端面13f及び段差面13vの数を変更したり、動翼側ステップ部13の段付端面13fの断面形状をタービン3の軸心3cに対して傾斜させたり、又は動翼側ステップ部13の段差面13vの断面形状をタービン3の軸心3cに垂直な面に対して傾斜させたりしても構わない。ダブテール11からプラットホーム9にかけて、ガスタービンエンジンの圧縮機図示省略又はファン図示省略から抽気した冷却空気圧縮空気の一部CAを導入可能な導入口15が形成されている。また、動翼本体7の内部には、冷却空気CAを流入可能な蛇行状の冷却通路17が形成されており、冷却通路17は、導入口15に連通してある。そして、タービン動翼1の翼面である動翼本体7の前縁7e、腹面7v、及び動翼側ステップ部13の段付端面13f動翼本体7の先端面には、冷却空気CAを吹き出し可能な複数の吹出孔動翼側吹出孔19が冷却通路17に連通して形成されており、動翼本体7の後縁7pには、冷却空気CAを排出可能な複数の排出孔21が冷却通路17に連通して形成されている。なお、動翼本体7の前縁7e等の他に、動翼本体7の背面7bに複数の吹出孔19が形成されるようにしても構わない。図1bに示すように、タービンケース5には、複数1つのみ図示のタービン動翼1を覆う環状のタービンシュラウド23が配設されており、タービンシュラウド23は、周方向に沿って複数に分割されている。タービンシュラウド23の内側には、階段状のシュラウド側ステップ部25が動翼側ステップ部13に相補するように動翼側ステップ部13に沿うように形成されている。換言すれば、タービンシュラウド23の内側面は、動翼側ステップ部13に相補するように階段状を呈している。また、シュラウド側ステップ部25は、断面形状がタービン3の軸心3cに対して平行な3つの段付端面25f、及び断面形状がタービン3の軸心3cに垂直な2つの段差面25vを有している。なお、シュラウド側ステップ部25の段付端面25f及び段差面25vの数を変更したり、シュラウド側ステップ部25の段付端面25fの断面形状をタービン3の軸心3cに対して傾斜させたり、又はシュラウド側ステップ部25の段差面25vの断面形状をタービン3の軸心3cに垂直な面に対して傾斜させたりしても構わない。タービンケース5とタービンシュラウド23の間には、冷却空気CAを導入可能な環状の導入室27が形成されており、シュラウド側ステップ部25には、冷却空気CAを吹き出し可能な複数の吹出孔シュラウド側吹出孔29が導入室27に連通して形成されている。前述の動翼側ステップ部13とシュラウド側ステップ部25は、タービン動翼1とタービンシュラウド23との間の燃焼ガスGの漏れ流れを抑えるシール構造31として捉えることができる。続いて、本発明の第1実施形態の作用及び効果について説明する。タービン動翼1の先端側に階段状の動翼側ステップ部13が前縁側から後縁側に向かって徐々に高くなるように形成され、タービンシュラウド23の内側に階段状のシュラウド側ステップ部25が動翼側ステップ部13に相補するように形成されているため、タービン動翼1の先端面をタービンシュラウド23の内側面に近づけた上で、動翼側ステップ部13とシュラウド側ステップ部との協働によるラビリンス効果によってタービン動翼1とタービンシュラウド23との間の燃焼ガスGの漏れ流れを十分に低減することができる。また、同じ理由により、タービンケース5内にタービンシュラウド23を配設した後に、複数のタービン動翼1をタービンディスクに組付けた状態でタービンケース5内に軸方向タービンケース5の軸方向から挿入することができる。ガスタービンエンジンの稼動中に、冷却空気CAが導入口15を介して冷却通路17に流入されることにより、タービン動翼1を対流冷却することができる。また、動翼本体7の対流冷却に寄与した冷却空気CAが複数の吹出孔19から吹き出されることにより、タービン動翼1を覆うフィルム冷却層図示省略を形成して、タービン動翼1をフィルム冷却することができる。なお、タービン動翼1の対流冷却に寄与した冷却空気CAの一部は、複数の排出孔21から排出される。同様に、冷却空気CAが導入室27に導入されることにより、タービンシュラウド23を対流冷却することができる。また、タービンシュラウド23の対流冷却に寄与した冷却空気CAが複数の吹出孔29から吹き出されることにより、タービンシュラウド23を覆うフィルム冷却層図示省略を形成して、タービンシュラウド23をフィルム冷却することができる第1実施形態の通常の作用。従って、本発明の第1実施形態によれば、タービン動翼1とタービンシュラウド23との間の燃焼ガスGの漏れ流れを十分に低減できると共に、タービンケース5内にタービンシュラウド23を配設した後に、複数のタービン動翼1をタービンディスクに組付けた状態でタービンケース5内に軸方向から挿入できるため、ガスタービンエンジンの空力性能を高いレベルまで高めつつ、タービン3の組立容易性を確保することができる。第2実施形態本発明の第2実施形態について図4abを参照して説明する。なお、図中、Uは、主流の流れ方向から見て上流方向、Dは、主流の流れ方向から見て下流方向をそれぞれ指している。図4abに示すように、本発明の第2実施形態に係るタービン動翼33及びシール構造35は、本発明の第1実施形態に係るタービン動翼1及びシール構造31と同様の構成を有しており、タービン動翼33及びシール構造35の構成のうち、タービン動翼1及びシール構造31の構成と異なる部分について説明する。即ち、動翼側ステップ部13の各段付端面13fの周縁には、タービンシュラウド23との接触を許容するスキーラ部37が囲むように形成されている。これにより、各スキーラ部37とタービンシュラウド23の対応する段付端面25fとの隙間を0に近づけることができ、タービン動翼1とタービンシュラウド23との間の燃焼ガスGの漏れ流れをより十分に低減することができる。従って、本発明の第2実施形態によれば、本発明の第1実施形態の効果を奏する他に、ガスタービンエンジンの空力性能をより高いレベルまで高めることができる。第3実施形態本発明の第3実施形態について図5を参照して説明する。なお、図中、Uは、主流の流れ方向から見て上流方向、Dは、主流の流れ方向から見て下流方向をそれぞれ指している。図5に示すように、本発明の第3実施形態に係るタービン動翼39は、本発明の第2実施形態に係るタービン動翼33と同様の構成を有しており、タービン動翼39の構成のうち、タービン動翼33の構成と異なる部分について説明する。即ち、各スキーラ部37の腹側部分37vは、動翼側ステップ部13の段付端面13fの腹側周縁よりも背側図5において上側に位置している。また、前述の複数の吹出孔19のうちのいずれかの吹出孔19は、動翼側ステップ部13の段付端面13fの腹側周縁に位置している。これにより、高温になり易い各スキーラ部37の腹側部分37vを効率良くフィルム冷却することができる。従って、本発明の第3実施形態によれば、本発明の第2実施形態の効果を奏する他に、スキーラ部37の高温割れ又は溶融等の発生を抑えて、タービン動翼1の寿命を延ばすことができる。なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限られるものではなく、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は、これらの実施形態に限定されないものである。