前縁11および後縁12間に正圧を発生する腹面13および負圧を発生する背面14を備えた翼型であって、前記背面14での境界層シェイプファクタが、前縁11の位置を0とし、後縁12の位置を100としたコード上で前縁11から6~15の領域に極大値を有し、30~60の領域でほとんど一定であり、60より下流の領域で漸増することを特徴とする、低レイノルズ数領域で低損失を可能とする軸流型圧縮機用翼型。シェイプファクタの後縁12での最大値が2.5未満であることを特徴とする、請求項1に記載の低レイノルズ数領域で低損失を可能とする軸流型圧縮機用翼型。翼型の前縁部の翼厚分布が変曲点を有することを特徴とする、請求項1に記載の低レイノルズ数領域で低損失を可能とする軸流型圧縮機用翼型。前記変曲点はコード上で前縁11から3~20の範囲に在ることを特徴とする、請求項3に記載の低レイノルズ数領域で低損失を可能とする軸流型圧縮機用翼型。前記翼型は圧縮機のアウトレットガイドベーンあるいは静翼あるいは動翼のスパン方向の少なくとも一部において採用されることを特徴とする、請求項1~請求項4の何れか1項に記載の低レイノルズ数領域で低損失を可能とする軸流型圧縮機用翼型。ところで、航空用エンジンの小型化を図ろうとすると、圧縮機の動翼、静翼、アウトレットガイドベーンそのものが小型になるだけでなく、動翼の直径の減少に伴って周速も小さくなるためにロータのボスに近い位置でのレイノルズ数が臨界レイノルズ数以下に低下してしまう。そのために、臨界レイノルズ数を越えるレイノルズ数を前提として設計されている従来のCDAを含む翼型では、臨界レイノルズ数以下の低レイノルズ数で圧力損失が増加して充分な性能を発揮できなくなる問題があった。また従来の航空機エンジン用圧縮機翼の圧力損失は、非常に高い高度即ち、40000~45000フィート超での巡航においては増加するが、これは、そこでのレイノルズ数が低い空気密度のために非常に小さいためである。本発明は前述の事情に鑑みてなされたもので、軸流型圧縮機用翼型の高レイノルズ数領域での圧力損失の低減効果を確保しながら、低レイノルズ数領域での圧力損失の低減を図ることを目的とする。上記目的を達成するために、請求項1に記載された発明によれば、前縁および後縁間に正圧を発生する腹面および負圧を発生する背面を備えた翼型であって、前記背面での境界層シェイプファクタが、前縁の位置を0とし、後縁の位置を100としたコード上で前縁から6~15の領域に極大値を有し、30~60の領域で概ね一定であり、60以降の領域で漸増することを特徴とする、低レイノルズ数領域で低損失を可能とする軸流型圧縮機用翼型が提案される。また請求項2に記載された発明によれば、請求項1の構成に加えて、境界層シェイプファクタの後縁での最大値が2.5以下であることを特徴とする、低レイノルズ数領域で低損失を可能とする軸流型圧縮機用翼型が提案される。また請求項3に記載された発明によれば、請求項1の構成に加えて、前縁部の翼厚分布が変曲点を有することを特徴とする、低レイノルズ数領域で低損失を可能とする軸流型圧縮機用翼型が提案される。また請求項4に記載された発明よれば、請求項3の構成に加えて、前記変曲点はコード上で前縁から3~20の範囲に在ることを特徴とする、低レイノルズ数領域で低損失を可能とする軸流型圧縮機用翼型が提案される。また請求項5に記載された発明によれば、請求項1~請求項4の何れか1項の構成に加えて、前記翼型は圧縮機のアウトレットガイドベーンまたは動翼または静翼のスパン方向の少なくとも一部において採用されることを特徴とする、低レイノルズ数領域で低損失を可能とする軸流型圧縮機用翼型が提案される。本発明の特徴によれば、レイノルズ数が或る臨界レイノルズ数以下の遷音速領域において、翼型の背面側の境界層のシェイプファクタがコード上で前縁から6~15の領域に極大値を有し、30~60の領域で該シェイプファクタのレベルは概ね一定に留まり、翼コードの60より下流の領域で漸増する。その結果として前縁部の後方近傍で層流剥離泡に伴う小さい衝撃波または一群の小さい衝撃波が発生する可能性があるが、その衝撃波または一群の小さい衝撃波によって層流境界層から乱流境界層への遷移が促進されることで、遷移の下流の乱流境界層が極めて安定した状態に保たれる。更には、初期の衝撃波が誘発した境界層遷移が、層流剥離泡が破裂する危険を伴う層流剥離の拡張および激しい剥離の拡張を回避することを促す。これにより高レイノルズ数領域での圧力損失を従前どおり低く留めながら、低レイノルズ数領域での圧力損失を大幅に低減することができる。しかも、この低レイノルズ数領域での圧力損失低減効果は、流入角が広い範囲で変化しても維持される。このとき後縁における境界層のシェイプファクタの値を2.5以下に規制することが好ましく、これにより従来の翼型で発生していた後縁近傍での境界層の剥離を防止することができる。また本発明に係る翼型は圧縮機の翼のスパン方向の少なくとも一部において採用することができ、レイノルズ数が低い静翼や動翼、周速が小さいためにレイノルズ数が低くなる動翼のハブ側の部分に採用すると効果的である。以下、本発明の実施例を添付図面に基づいて説明する。図1は実施例および従来例の翼型を示す図、図2は実施例および従来例のコードに沿う翼厚の分布を示す図、図3は実施例の翼型のコードに沿う流速の分布およびコードに沿うシェイプファクタの分布を示す図、図4は従来例の翼型のコードに沿う流速の分布およびシェイプファクタの分布を示す図、図5はレイノルズ数に対する圧力損失の変化を示す図、図6は流入角に対する圧力損失の変化を示す図、図7は実施例の翼型を用いた翼列を示す図である。本明細書において、翼型の長さCのコードに沿う任意の位置Xは、前縁11の位置を0とし、後縁12の位置を100とした比率X/Cで表示される。図1は航空用ターボファンエンジンの圧縮機の翼アウトレットガイドベーンに用いられる翼型を示すもので、実線は実施例、破線は従来例CDA:ControlledDiffusionAirfoilに相当する。この静翼は動翼の下流において軸線を中心として放射状に配置され、図7に示すような翼列を構成する。図2はコードに沿う翼厚コード長で無次元化したものの分布を示すもので、実線は実施例、破線は従来例である。実施例の翼型の翼厚分布の特徴は、従来例の翼型の翼厚分布に比べて最大翼厚位置が後縁12寄りにずれており、前縁11から最大翼厚位置への翼厚の増加が、前縁11の地点を除いて、従来の設計の一つに較べて緩やかな点である。特に、従来例の翼型の翼厚は前縁11からコードの30近傍にある最大翼厚位置に向かって単調に増加しているのに対し、実施例の翼型の翼厚は前縁11とコードの45近傍にある最大翼厚位置との間コードの10付近に変曲点IPを備えている。即ち、実施例の翼型の翼厚は前縁11からコードの3近傍まで急激に増加した後に増加率が小さくなって変曲点IPに至り、そこから再び増加率が大きくなっている。この変曲点IPの存在による前縁11の直後の翼厚の急激な増加率と、変曲点IPからコードの30位置までの変曲点付近の翼厚の減少との組み合わせは、前縁11の直後の背面14における流速の急激な増加につながる。極大速度直後の流速減速の開始が、背面14前部における境界層の遷移およびその後の剥離を伴わない乱流の安定した境界層の発達を翼の後半部に形成することになる。更には、背面14における流速の減速の早期の開始により、後部における流速の減速率を従来の圧縮機翼型における該率より低くすることが可能となる。長い減速距離および吸入側後部の低減された圧力勾配が、境界層を安定に保つと共に剥離を防止する境界層シェイプファクタ:2~2.5未満。図3Aは実施例の翼型のコードに沿うマッハ数Mの分布を示し、図3Bは翼型のコードに沿う境界層シェイプファクタHの分布を示すものである。境界層の排除厚さδは、主流の流速をUとし、境界層の流速をuとし、翼型の表面から垂直に測った距離をyとしたとき、δ=∫{U-u/U}dyで定義され、また境界層の運動量厚さθは、主流の流速をUとし、境界層の流速をuとし、翼型の表面から垂直に測った距離をyとしたとき、θ=∫{uU-u/U2}dyで定義される。そして、シェイプファクタHは、H=δ/θで定義される。Hは、同等の非圧縮性境界層における効果的な境界層シェイプファクタ運動量厚さへの境界層の変位率である。シェイプファクタHは境界層が層流であるか乱流であるかを示すパラメータであって、シェイプファクタHが例えば2.5以下のときに境界層は乱流となり、シェイプファクタHが例えば2.5より大きいときに境界層は層流となる。図3Aおよび図4Aはそれぞれ実施例および従来例の翼型の腹面13および背面14の速度分布を示すもので、特に背面14の速度分布において両者の間には顕著な差異が認められる。即ち、図4Aに示す従来例の翼型の背面14の流速分布は、前縁11における局所的な速度のピークここではマッハ1.07、図4A参照を示し得るが、前縁11の直後にマッハ0.88から継続的な流速の加速が開始し、コードの15位置でマッハ1.10の極大値に達する。その後、コードの30位置まで超音速流速M>1.00の領域が延長され、その後に流速は緩やかに減少して後縁12においてマッハ0.60になる。流速極大値の下流では、激しい層流剥離泡が形成され、これがコードの45位置まで伸びる。それに対して、図3Aに示す実施例の翼型の背面14の流速分布は、前縁11に極めて近いコードの4位置にマッハ1.26の極大値があり、前縁11からコードの15よりも下流で流速がマッハ1.00以下に低下している。このように、流速の極大値が従来例に比べて極端に前縁11側に偏椅するという特徴は、前縁11の直後実施例ではコードの3位置までの領域における翼厚の急激な増加や変曲点IPから下流側のコードの30位置における翼厚の相対的一定性という翼厚分布図2参照に依存している。この翼厚分布により従来の翼型の流速分布図4A参照よりも流速の極大値が前縁11に近い位置に移動し、これにより前縁11の直後に弱い衝撃波を伴う圧力上昇が発生し、境界層の層流状態から乱流状態への遷移を誘発する。乱流境界層は、層流境界層に較べて、強い拡散により耐えることができる。よって、後縁12まで乱流境界層が安定に維持される。上記作用を、低い翼コードレイノルズ数即ち、Re=120000且つM入口=0.76での気流状態に関する図3Bおよび図4Bに示すシェイプファクタHに基づいて更に説明する。図4Bからわかるように、従来例の翼型ではコードの30近傍a部分参照でシェイプファクタHの極大値が存在して、延長された層流剥離がそこに発生する。境界層の弱い状態および後部の圧力上昇のため、境界層は再付着しない。シェイプファクタHは2.5を超える値に維持され、後縁12の近傍b部分参照で4.3まで増加して激しい乱流剥離が発生することを示している。それに対して、図3Bに示す実施例のシェイプファクタHは、コードの12位置c部分参照に極大値があって弱い衝撃波によって誘発された層流剥離泡の短い遷移を示している。遷移の下流では、コードの20位置でシェイプファクタHが2.0をはるかに下回り、コードの30~60の領域d部分参照でHが略一定に維持され、コードの60よりも下流e部分参照でシェイプファクタHが漸増することが可能となり、後縁12に到達するまで2.5未満に維持される。このように前縁11に近いその後方の領域で境界層の遷移を引き起こし、その下流のコードの20~100の広い領域において翼型の背面14に安定した乱流境界層を形成する。それによって、境界層の後部乱流剥離を防止して圧力損失を最小限に抑えることができる。図5は主流の入口マッハ数0.7におけるレイノルズ数に対する圧力損失の変化の一例を示すもので、レイノルズ数が600000以上の領域で実施例の翼型の圧力損失を従来例の翼型と同じレベルに維持しながら、レイノルズ数が400000未満の領域で実施例の翼型の圧力損失を従来例の翼型よりも小さくすることができる。実施例の翼型の圧力損失の低減効果はレイノルズ数が小さいほど顕著であり、臨界レイノルズ数120000において実施例の翼型の圧力損失を従来例の翼型の約4分の1に過ぎない。図6は主流の入口マッハ数0.7における流入角翼列の前縁を結ぶ線に対して主流が成す角に対する圧力損失の特徴的な変化を示すもので、例えばレイノルズ数が120000、流入角が130°のときの実施例の翼型の圧力損失を、従来例の翼型の約4分の1に抑えられる。図7は本実施例の翼型を用いた翼列の一部を示すものである。この図の横軸および縦軸は、圧縮機の回転軸の方向に沿うコードCax軸コードを基準とする百分率で表されている。以上、本発明の実施例を説明したが、本発明はその要旨を逸脱しない範囲で種々の設計変更を行うことが可能である。例えば、実施例の翼型はコードの4位置に流速の極大値が存在するが、その極大値の位置はコードの6位置以内にあれば良い。また実施例の翼型は超音速部分の最後部がコードの15位置にあるが、その超音速部分の最後部はコードの15位置よりも前方であれば良い。また実施例の翼型は流速の極大値がマッハ1.26であるが、その流速の極大値はマッハ1.30以下であれば良い。また実施例の翼型の翼厚の変曲点IPがコードの10位置にあるが、その変曲点IPはコードの3~20の範囲内にあれば良い。また実施例の翼型の境界層シェイプファクタHの極大値はコードの12位置にあるが、その極大値はコードの6~15の範囲内にあれば良い。また実施例の翼型の後縁12におけるシェイプファクタHの最大値は2.5であるが、2.5未満であれば良い。また本発明の翼型は、翼のスパン方向翼高方向の全域に亘って採用しても良いしスパン方向の一部だけに採用しても良い。即ち、アウトレットガイドベーンのスパン方向の一部に本発明の翼型を採用し、残りの部分に他の翼型を採用しても良い。特に動翼の場合には、ボスに近い翼根部分は周速が小さいためにレイノルズ数も小さくなり、その翼根部分に本発明の翼型を採用すると効果的である。このように本発明の翼型と既存の翼型とを適宜併用すれば、翼の設計自由度を高めることができる。また本発明の翼型は、ターボファンエンジンの圧縮機のアウトレットガイドベーンに限定されず、他の任意の航空用エンジンの圧縮機の動翼や静翼に対しても適用することができる。最も重要な利点は、本実施例を、動翼並びに静翼においても翼コードレイノルズ数が低い、高い高度の巡航で作動する航空機エンジン用圧縮機翼にて採用する際に達成される。