"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。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。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。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。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。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。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ことを特徴とする遠心ターボ機械。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。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。請求項1に記載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。請求項1に記載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。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。本発明に係る第2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、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ことを特徴とするものである。第2実施態様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、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。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、atanh/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6a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6b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。"