"軸流タービン用の羽根組立体であって、前記羽根組立体では、内側ハブ、外側筐体および複数の羽根によってタービン軸の周囲に対称的に位置する複数のノズルが形成され、前記複数の羽根は、隣接するノズルの間に位置し、隣接するノズルから成るノズル対の一方のノズルの負圧面と、隣接するノズルから成るノズル対の他方のノズルの正圧面とを構成し、前記複数のノズルのうち少なくとも一部は、前記タービン軸に対して垂直な断面が、前記タービン軸に沿った前記断面の位置に応じて、最小曲率半径が限界値L以上である第1の値を取る第1の形状から、最小曲率半径が前記第1の値未満の第2の値を取る第2の形状へと円滑に変化し、前記タービン軸に垂直な基準平面を所定位置に定義し、前記所定位置において、中心が前記タービン軸に一致する前記基準平面内の円が羽根の後縁に接するようにすると、軸流方向における前記タービン軸に沿った前記所定位置が最小値を取り、a前記基準平面内の前記内側ハブにおける前記ノズルの前記タービン軸からの最小半径と、b前記基準平面における前記外側筐体における前記ノズルの前記タービン軸からの最大半径との間の平均として、前記タービン軸からの基準半径を定義し、前記タービン軸に垂直なノズルの基準断面を、前記タービン軸に沿った所定位置に定義し、前記所定位置において、前記タービン軸に平行な軸状ラインは、前記タービン軸からの前記基準半径において、羽根の前記負圧面に対する接線となり、c前記基準断面における前記内側ハブでの前記ノズルの前記タービン軸からの最小半径と、d前記基準断面における前記外側筐体での前記ノズルの前記タービン軸からの最大半径との差の半分として、特徴長さaを定義し、特徴長さbを、前記基準断面の面積を積π.aで除算した商と定義し、kが少なくとも1/3という定数である場合に、前記限界値Lは、k.mina,bと定義される羽根組立体。kは、少なくとも1/2という定数である請求項1に記載の羽根組立体。kは、少なくとも2/3という定数である請求項2に記載の羽根組立体。前記第1の形状は、楕円形、卵形、曲線状の端部同士の間に2つの直線状の辺がある競走用トラックの形状、または、内側に湾曲した部分が少なくとも1つある湾曲した形状のうちいずれか1つである請求項1から請求項3のいずれか一項に記載の羽根組立体。前記第2の形状は、四辺の最小曲率半径の値が、前記第1の値よりも大きく、前記四辺の間に形成される角部分は、曲率半径の値が、前記第1の値未満である請求項1から請求項4のいずれか一項に記載の羽根組立体。前記第2の形状は、扇形、面取りした扇形、傾斜した扇形、面取りをした傾斜した扇形、傾斜した複合扇形、面取りをした傾斜した複合扇形のうちいずれか1つである請求項1から請求項5のいずれか一項に記載の羽根組立体。前記タービン軸に垂直な前記断面は、前記第1の形状から前記第2の形状へと、最小曲率半径を小さくしつつ、円滑に変化する請求項1から請求項6のいずれか一項に記載の羽根組立体。前記複数のノズルは、環状ダクトからの流れを分割するように配置されており、前記羽根の誘導面は、前記環状ダクトに面しており、円滑に変化する前記断面を持つ2つのノズルの間に位置しており、前記内側ハブと前記外側筐体との間に位置する鞍点を持つ鞍状の形状を持つ請求項1から請求項7のいずれか一項に記載の羽根組立体。前記複数のノズルは、前記タービン軸に沿った前記鞍点の位置において、前記タービン軸に垂直な前記第1の形状の前記断面を持つ請求項8に記載の羽根組立体。前記タービン軸の径方向に延伸して前記鞍点を通過する平面内のラインに沿った羽根の誘導面は、長さがbの前記鞍点からの前記タービン軸に沿った位置が所定範囲にある場合、湾曲しており、最小曲率半径は、前記限界値L以上である第3の値を取る請求項8または請求項9に記載の羽根組立体。前記内側ハブ、前記外側筐体、および、前記羽根の前記誘導面によって境界が画定される、前記タービン軸に垂直な前記環状ダクトの断面全体は、前記所定範囲内において、前記タービン軸に沿った位置に応じて円滑に変化し、前記環状ダクトが前記複数のノズルに分割される前記鞍点の位置において、前記複数のダクトの断面へと円滑に変化する請求項8から請求項10のいずれか一項に記載の羽根組立体。前記複数のノズルはそれぞれ、燃焼容器の連続部分として形成され、前記燃焼容器は、断面が円滑に前記複数のノズルの断面に変化する請求項1から請求項7のいずれか一項に記載の羽根組立体。前記羽根組立体は、前記軸流タービンエンジンのタービン段のステータまたはロータである請求項1から請求項12のいずれか一項に記載の羽根組立体。前記タービン段は、高圧タービン段である請求項13に記載の羽根組立体。前記タービン段は、中間圧タービン段である請求項13に記載の羽根組立体。前記タービン段は、低圧タービン段ではない請求項13に記載の羽根組立体。前記軸流タービンエンジンは、航空エンジンである請求項1から請求項16のいずれか一項に記載の羽根組立体。前記軸流タービンエンジンは、静的タービンエンジンである請求項1から請求項16のいずれか一項に記載の羽根組立体。これらの方法によれば改善が見られるかもしれないが、二次流の制御および抑制は、新たな研究分野であり、ステータ羽根組立体およびロータ羽根組立体において二次流を制御および抑制する設計を開発することは依然として求められている。本発明によると、軸流タービン用の羽根組立体が提供される。羽根組立体では、内側ハブ、外側筐体および複数の羽根によってタービン軸の周囲に対称的に位置する複数のノズルが形成され、複数の羽根はそれぞれ、隣接するノズルの間に位置し、隣接するノズルから成るノズル対の一方のノズルの負圧面と、隣接するノズルから成るノズル対の他方のノズルの正圧面とを構成し、複数のノズルのうち少なくとも一部は、タービン軸に対して垂直な断面が、タービン軸に沿った断面の位置に応じて、最小曲率半径が限界値L以上である第1の値を取る第1の形状から、最小曲率半径が第1の値未満の第2の値を取る第2の形状へと円滑に変化し、タービン軸に垂直な基準平面を所定位置に定義し、所定位置において、中心が前記タービン軸に一致する基準平面内の円が羽根の後縁に接するようにすると、軸流方向におけるタービン軸に沿った所定位置が最小値を取り、a基準平面内の内側ハブにおけるノズルのタービン軸からの最小半径と、b基準平面における外側筐体におけるノズルのタービン軸からの最大半径との間の平均として、タービン軸からの基準半径を定義し、タービン軸に垂直なノズルの基準断面を、タービン軸に沿った所定位置に定義し、所定位置において、タービン軸に平行な軸状ラインは、タービン軸からの基準半径において、羽根の前記負圧面に対する接線となり、c基準断面における内側ハブでのノズルのタービン軸からの最小半径と、d基準断面における外側筐体でのノズルのタービン軸からの最大半径との差の半分として、特徴長さaを定義し、特徴長さbを、基準断面の面積を積π.aで除算した商と定義し、kが少なくとも1/3という定数である場合に、限界値Lは、k.mina,bと定義される。このような羽根組立体は、タービン軸に垂直な断面を持つ。当該断面は、タービン軸に沿った位置に応じて連続的に変化する。さらに、ノズルの断面は、最小曲率半径が限界値L以上である第1の値を取る第1の形状から、最小曲率半径が第1の値未満の第2の値を取る第2の形状に変化するように構成されている。限界値Lは、ノズルの特徴的な長さaおよびbによって定められる。ノズルの断面の第1の形状の最小曲率半径の要件は、断面の第1の形状のうちどの部分も、曲率半径が限界値L未満となるような大きく湾曲した角部分を持たないことを意味するので、第1の形状は全体的に、ゆるやかに湾曲している。逆に、ノズルの断面の第2の形状の最小曲率半径の要件は、曲率半径が、第1の形状の最小曲率半径である第1の値未満となる、大きく湾曲している角部分を持つことを意味する。第1の形状の最小曲率半径は、限界値L以上となる。例えば、第2の形状は、四辺の最小曲率半径の値が第1の値よりも大きく、四辺で形成される角部分の曲率半径の値が、第1の値未満である。通常、ノズルの断面の第2の形状の最小曲率半径は、第1の値よりも大幅に大きい。これは、タービン軸に垂直なノズルの断面の形状は、ゆるやかに湾曲した第1の形状から、大きく湾曲した第2の形状へと変化することを意味する。例えば、第1の形状は、楕円形、卵形、湾曲した端部の間に2つの直線がある競走用トラックの形状、または、内側に湾曲している部分が少なくとも1つある曲線形状のうちいずれか1つであってよく、第2の形状は、扇形、角を面取りした扇形、傾斜した扇形、角を面取りして傾斜した扇形、傾斜した複合扇形、または、角を面取りして傾斜した複合扇形のうち1つであってよい。このように、本発明は、羽根組立体のノズルが、本質的に3次元形状であり、つまり、流れ方向に沿って変化する断面の構成を持つ特定の形状を持つように構成されているものと見なすとしてよい。これは、タービン軸に垂直な2次元形状、主に、軸から径方向に延伸している羽根で形成される略直線状の辺と、軸の周囲に延在するハブおよび筐体で形成されている緩やかに湾曲している辺とを持つ、扇形の形状を持つ多くの先行技術に係る羽根組立体とは対照的であるとしてよい。翼型の傾斜等を変更し、延長を含め前縁を変更するとしてもよく、角部分の面取り、または、端壁のプロフィール分析を行うとしてよい。本発明は、以下に記載するように多くの利点を持つ。主な利点としては、本発明に係る羽根組立体の二次流構造は、主に扇形である二次元形状のノズルを持つ先行技術に係る構成とは非常に異なる点が挙げられる。これによって、二次流を最適化して、空気力学損失および冷却性能を改善することが可能になる。このため、以下でより詳細に説明するが、効率が改善する。本発明に係る形状に関する他の利点を以下で説明する。構成要素の形状は、主に扇形である二次元形状のノズルを持つ先行技術に係る構成のものとは非常に異なる。具体的には、本発明に係る形状によれば、応力集中を低減することが可能で、内部冷却またはフィルム冷却によって、羽根を冷却する機能が改善される。本発明に係る形状によればさらに、比較的低コストの技術に適しているので製造工程の改善が可能になる。例えば、上流のハブおよび筐体のノズルへの入口が丸みを帯びていることにより、スタンピングおよびキャスティングといった一部の製造技術に関して利点が得られる。これによって、コストの低減、および/または、内部冷却および/またはフィルム冷却の最適化を、スタンピングまたはキャスティングが可能である用途で実現することが可能になる。本発明に係る形状によればさらに、所与の質量流および回転角について表面積を小さくすることによって、または、境界層および二次流の制御によって熱伝達係数を制御することによって、羽根にかかる総熱負荷を低減することが可能になるとしてよい。最初に、本発明の実施形態に係る軸流タービンエンジン用の羽根組立体の形状について説明する。本発明に係る形状の特性を説明するべく、図1は、複数のノズル2を構成している公知の羽根組立体1に対する変更を図示している。複数のノズル2は、タービン軸の周囲に延在しており、環状ダクトからの流れを分割するように配置されている。説明を簡潔化するべく、図1は、羽根組立体1の一部を示す図であり、タービン軸の周囲に対称に配置されている複数の同一のノズル2のうち3つのみを図示している。ノズル2は、断面が主に扇形であるが、図1では、羽根組立体1がタービン軸から分離された状態で図示されているので、ノズル2は矩形に見える。しかし、実際の扇形形状は、タービン軸の周囲に設けられる羽根3の数を鑑みると、いずれにしても略矩形である。扇形形状の角部分は、曲率半径をわずかに大きくするべく、面取りされているとしてよい。ノズル2は、羽根3同士の間に形成される。隣接するノズル2から成る各ノズル対の間に羽根3が位置している。羽根3はそれぞれ、翼型の形状を持ち、一のノズル2の負圧面4、および、隣接するノズル2の正圧面5を構成している。羽根3は、内側ハブ6と外側筐体との間に延在している。外側筐体については、説明を分かり易くするべく省略しているが、位置を円周状ライン7と軸状ライン8とによって示している。このため、ノズル2は、羽根3によって形成されるタービン軸から径方向に延伸する直線状の辺と、内側ハブ6および外側筐体によって形成されるタービン軸の周囲の円の一部である緩やかな曲線状の辺とを持つ扇形の形状の断面を持つ。公知の羽根組立体1は、図1に示すように変更されることで、本発明の実施形態を構成する。第一に、上流端におけるタービン軸に垂直なノズル2の断面の形状は、断面の湾曲が大きい角部分の曲率が小さくなるように変更する。つまり、曲率半径を大きくする。この結果、断面は、点線9で示すような第1の形状を持つようになる。しかし、ノズルの下流端でのタービン軸に対して垂直なノズル2の断面の形状は、変更せず、主に扇形である第2の形状のままとする。その間において、ノズル2の形状は、第1の形状から第2の形状へと一体的に変化させて、タービン軸に対して垂直な断面が、タービン軸に沿った位置に応じて連続的に変化するようにする。第二に、環状ダクトに向う上流に面した2つのノズル2の間にある羽根3の誘導面を変更して、羽根3と内側ハブ6との間、および、羽根3と外側筐体との間の大きく湾曲した角の曲率を小さくする。つまり、曲率半径を大きくする。この結果、点線10で示すような形状とする。こうすると、羽根3の誘導面は、鞍状の形状となり、鞍点11が内側ハブ6と外側筐体との間に位置する。羽根は、誘導面の鞍状の形状から、ノズル2の断面の第1の形状へと一体的に変化する形状を持つ。このように変更すると、図2、図3、図4および図5にさまざまな角度から見た様子を示す羽根組立体21が得られる。羽根組立体21では、羽根23同士の間にノズル22が複数形成される。羽根23は、隣接するノズル22から成る各ノズル対の間に位置し、タービン軸の周囲に全周に、延伸するように設けられる。説明を分かり易いものとするべく、図2から図5では、タービン軸の周囲に対称に配置されている同一の羽根23を2つのみ図示している。図1と同様に、図2から図5では、羽根組立体1は、タービン軸から分離したものとして図示されており、タービン軸の周囲の扇形形状は矩形に見える。羽根23はそれぞれ、翼型の形状を持ち、隣接するノズル22から成るノズル対のうち一方のノズルの負圧面24と、隣接するノズル22から成るノズル対のうち他方のノズルの正圧面25とを構成する。羽根23は、内側ハブ26と外側筐体27との間に延在している。羽根23、内側ハブ26および外側筐体27は、以下に説明するように、ノズル22の形状を画定するように形成されている。ノズル22の上流端におけるタービン軸に垂直なノズル22の断面は、全周にわたってゆるやかに湾曲した第1の形状を持ち、大きく湾曲している角はない。具体的には、第1の形状は、最小曲率半径が、以下で詳述するが、ノズル2の特徴的な長さに対して定められる限界値L以上の第1の値である。このように、羽根23は、ノズル22の上流端において、内側ハブ25および外側筐体27に一体化している。このため、羽根23、内側ハブ26および外側筐体27を別々の構成要素としてそれぞれの形状を考慮するよりも、ノズル22の全体的な形状を考える方が有益である。ノズル22の下流端におけるタービン軸に垂直なノズル22の断面は、大きく湾曲した角部分を持つ第2の形状を持つ。第2の形状は、最小曲率半径が、第1の値未満である第2の値を取る。第2の値は通常、第1の値より一桁小さい。具体的には、第2の形状の四辺が、内側ハブ26、外側筐体27および2つの羽根23によって形成されるとしてよい。これらの四辺は通常平坦であり、最小曲率半径の値は、第1の値よりも大きい。具体的には、羽根23によって形成される2つの辺は通常、直線状であり、タービン軸から径方向に延伸している。内側ハブ26および外側筐体27によって形成される2つの辺は、緩やかな曲線を描くタービン軸の周囲の円の一部である。四辺の間に形成される角部分は、曲率半径の値が第1の値未満であり、通常は一桁小さい。角部分は面取りをして、ある程度の大きさの曲率を持つとしてよいが、曲率半径は、第1の形状の第1の値よりは依然として小さいままとする。ノズル22は、上流端と下流端との間において、第1の形状の断面を第2の形状の断面へと一体的に変化するような形状に構成されている。このため、タービン軸に垂直な断面は、タービン軸に沿った位置に応じて連続的に変化する。この変化は、ノズル2に沿った作動流体の流れを最適化するように、または、妨害しないように十分に円滑な変化である。例えば、一部の実施形態によると、この変化は、タービン軸に沿った位置に応じてタービン軸に垂直な断面積の二次導関数が不連続にならないように十分に円滑な変化である。および/または、一部の実施形態によると、この変化は、流れ方向に沿ったノズル2の表面に対する接線が不連続にならないように十分に円滑な変化である。通常、タービン軸に垂直な断面は、第1の形状から第2の形状へと、最小曲率半径が単調減少するように、変化するとしてよい。つまり、最小曲率半径は常に、タービン軸に沿った位置が大きくなっても、同じか、または、短くなる。つまり、原則的に、タービン軸に沿った位置については、全体的には第1の形状から第2の形状へと変化しているが、最小曲率半径が大きくなるような範囲があり得る。図6および図7は、タービン軸に沿ったノズル22の形状の変化を説明するための図である。第1の形状が楕円形で、第2の形状が扇形である場合の、タービン軸に沿った定位置の平面内のコンツアーを示している。上述したように、第1の形状は、最小曲率半径が、限界値L以上である第1の値であり、第1の形状は全体的に緩やかに湾曲していることが分かる。この制限内で、第1の形状は、任意の湾曲した形状であってよい。これらに限定されるものではないが、形状の例を幾つか図9に示す。楕円形例えば、図9のAに示す連続したライン卵形例えば、図9のAの点線湾曲した端部同士の間に2つの直線状の辺がある競走用トラックの形状例えば、図9のBおよび図9のC内側に湾曲した部分を少なくとも1つ持つ湾曲した形状、内側に湾曲した部分を1つ持つ腎臓形状を含む例えば、図9のDおよび図9のE同様に、第2の形状は、最小曲率半径が第1の値未満の第2の値を取る。つまり、第1の形状は、大きく湾曲した角部分を持つ。第1の形状は、この制限を満たす任意の形状であってよい。これらに限定されるものではないが、形状の例を幾つか以下および図9に示す。扇形例えば、図9のF傾斜した扇形例えば、図9のHおよび図9のJ傾斜した複合扇形例えば、図9のGおよび図9のI上記の形状で角部分を面取りしたもの羽根23の誘導面28は、環状ダクトへと上流に向いた2つのノズル22の間に位置しており、内側ハブ26から外側筐体27へとゆるやかに湾曲した形状を持つので、羽根23と内側ハブ26との間、または、羽根23と外側筐体27との間には、大きく湾曲した角部分はない。このため、羽根23の誘導面28は、鞍状の形状を持ち、鞍点29が内側ハブ26と外側筐体27との間に位置している。具体的には、タービン軸の径方向に延伸した平面内のラインに沿っており鞍点を通過する羽根23の誘導面28は、特徴長さbの鞍点29からのタービン軸に沿った位置が所定範囲内にある場合、最小曲率半径が限界値L以上である第3の値を取るように湾曲している。ノズル2の特徴長さbは、限界値Lの定義と同様、以下でさらに説明する。羽根23は、誘導面28の鞍形状がノズル22の断面の第1の形状へと変化していくような形状を持つ。このため、タービン軸に垂直な環状ダクトの断面全体は、内側ハブ26、外側筐体および羽根23の誘導面によって境界が画定されているが、特徴長さbの鞍点29からのタービン軸に沿った位置が所定範囲内にある場合、タービン軸に沿った位置に応じて円滑に変化する。環状ダクトが複数のノズル22に分割される鞍点29の位置において、タービン軸に垂直な環状ダクトの断面全体は、ノズル22の第1の形状の断面へと円滑に変化する。このように、ノズル22は、タービン軸に沿った鞍点29の位置において、タービン軸に垂直な断面が第1の形状を取る。断面形状の変化は、ノズル22への作動流体の流れを最適化するように、または、妨害しないように、十分に円滑な変化である。例えば、一部の実施形態では、タービン軸に沿った位置に応じてタービン軸に垂直な断面積の二次導関数が不連続にならないように十分に円滑に変化させる。および/または、一部の実施形態によると、流れの方向に沿ったノズル22の表面に対する接線が不連続にならないように十分に円滑に変化させる。尚、羽根23の誘導端28におけるタービン軸に垂直な断面をこのように円滑に変化させることは、環状ダクト内の流れが複数のノズルに分割される際にタービン軸に垂直な断面が非常に急激に変化するのが普通である多くの公知の羽根組立体と対照的である。このように羽根23の誘導端28における断面を円滑に変化させることによって、二次流の制御を行い易くなる。図8は、タービン軸に沿ったノズル22の誘導端28の形状を図示している。タービン軸から径方向に一定の無次元の高さにある平面内のコンツアーを図示しているまたは、一定の無次元の高さで、R1がノズルの半径の極小値、R2がノズルの半径の極大値、および、rがコンツアーの半径の局所値を表す場合に、r-R1/R2-R1という一定の値を取る。上述したようにノズル22が全て円滑に変化する断面を持つのではなく、羽根組立体21は、ノズル22のうち一部のみが、円滑に変化する断面を持つように変形するとしてもよい。これによって、ノズルの形状を変化させることによって得られる効果は全体的に低くなるが、別の理由で好ましいとしてよい。一例として、羽根23の一部は、支持部材となる支柱として機能するべく、より大きな羽根に置換するとしてよく、置換した羽根23は、等間隔に配置することが好ましい。この場合、羽根23のうち3分の1未満を通常、置換する。このように羽根23を置換する場合、交換した羽根23に隣接しているノズル22は、同様に断面が円滑に変化するとしてもよいし、または、支持部材としての機能を実現しやすいように断面の構成を変更するとしてもよい。限界値Lの定義について、ノズル22の特徴長さaおよびbに関連付けて、羽根組立体21の構造的な特徴を図示している図10および図11を参照しつつ、以下で説明する。具体的には、図10は、タービン軸に沿って羽根を見た様子を示す概略側面図である。挿入図は、タービン軸から一定半径離れた分離された平面における2つの羽根を示す概略断面図である。以下のような極座標系を定義する。zは、軸方向を表し、流れの方向に増加する。ゼロ点は、高圧羽根の上流にある最終圧縮段の出口である。rは、タービン軸から測定する径方向の距離である。θは、機械を上流から下流の方向に見た場合に、上死点から反時計方向kに正に測定される角座標である。この座標系では、鞍点29の位置は、z1,r1,θ1と定義するとしてよく、タービン軸に垂直な平面内のタービン軸を中心とする円が羽根23の前縁に接する場合に、タービン軸に沿った位置zが最大値となるような位置である。同様に、タービン軸に垂直な基準平面が所定位置に定義される。当該所定位置において、タービン軸を中心とする基準平面内の円が羽根23の後縁に接触する場合、タービン軸に沿った位置zが最小値となる。当該円が後縁に接触する位置は、z2,r2,θ2によって定義されるとしてよく、翼弦cは、z2,-z1と定義されるとしてよい。羽根23の特徴長さは、タービン軸に平行となる。基準平面に基づき、a基準平面内における内側ハブ26でのノズル22のタービン軸からの最小半径R1と、b基準平面内における外側筐体27でのノズル22のタービン軸からの最大半径R2との平均に等しい基準半径r3を定義する。ABは、基準半径R3の円筒面である。基準半径r3に基づき、図10の挿入図に示すように、タービン軸から基準半径r3離れた位置にあるタービン軸に平行な軸状ラインが羽根22の負圧面24に対して接線となるような、タービン軸に沿った位置において、つまり、円筒面ABのC点において、タービン軸に垂直なノズル22の基準断面を定義する。基準断面は、タービン軸に沿った位置z3にある。Dは、基準半径r3において、そして、タービン軸に沿った位置z3において、基準断面内のノズルの正圧面25上の対応する点である。C点およびD点を含む基準断面の一例を、図11に概略的に示す。2つの特徴長さaおよびbは、基準断面を用いて定義される。特徴長さaは、cE点における基準断面内の内側ハブにおけるノズルのタービン軸からの最小半径と、dF点における基準断面内の外側筐体におけるノズルのタービン軸からの最大半径との差の半分と定義される。この特徴長さaは、基準断面における、内側ハブ26と外側筐体27との間のノズル22の径方向の高さの半分を表す。特徴長さbは、基準断面の面積を積π.aで除算した商と定義される。この特徴長さbは、基準断面における羽根23同士の間のノズル22の幅を表す。これは、長径aおよび短径bの楕円の面積Aは積π.a.bに等しいことを考慮した上で理解されたい。このように、特徴長さbは、基準断面が楕円である場合にはラインEFに垂直な半径に等しく、基準断面が別の形状を持つ場合には、ラインEFに垂直な半径を表す。図11に示した基準断面の例として、ラインEFに垂直で、ラインEFの中点を通る長さ2bのラインGHを図示している。特徴長さaおよびbに基づき、限界値Lをk.mina,bと定義する。kは、少なくとも1/3という定数であり、より好ましくは、少なくとも1/2、より好ましくは少なくとも2/3である。羽根組立体21は、従来の構成と比べて利点を有するが、それらについて以下で説明する。羽根組立体21の二次流構造は、主に扇形である2次元形状のノズルを含む先行技術に係る構成の二次流構造とは大きく異なる。これによって、二次流を最適化して、空気力学損失および冷却性能を改善することが可能になる。表層流動場およびフィルム冷却構成の影響について最初に考える。羽根組立体21の実施形態について、表層流動パターンを理解するべく数値流体力学で調査を行った。壁面に播種された粒子を利用して、3D流れ場を分析した。直線翼列環境において試験される第1の実施形態における、従来のノズル2の表面流動パターンを図12で、変形後のノズル22の表面流動パターンを図13で図示している。従来のノズル2の場合、馬てい形の渦の発生に関連付けられる角部分の流線、および、前縁において停滞領域が見られる。馬てい形の渦の構造は、直線翼列および環状翼列の両方の場合で、公知である。馬てい形の渦の領域は、境界層の流体および主流の流体が大きく混じり合っているという特徴があり、このために、フィルム冷却が難しい。図13において、馬てい形の渦の構造が大幅に変化し、実際には、ノズル前縁の従来の位置の上流にある混合端壁領域において加速されるので、前縁近傍領域から無くなることが明らかである。このことがノズルのフィルム冷却に特に有益な影響を及ぼすことが期待される。環状翼列環境において試験される第2の実施形態における、従来のノズル2の表層流動パターンを図14に示し、変更後のノズル22の表層流動パターンを図15に示す。環状翼列環境エンジンの場合では、流れパターンは前縁領域において特に大幅に変化することが明らかである。馬てい形の渦の構造は、変化した結果、弱くなり、ノズル内の後方に行くにつれ発達し、フィルム冷却構成について有益である可能性がある。続いて、空気力学性能について考える。通常の従来のノズル2、および、図14および図15に示す本発明に応じて変更された変更後のノズル22について、表面マッハ数分布および出口での渦の角度に関して空気力学性能を評価するべく試験を行った。従来のノズル2の表面マッハ数分布についてのCFD分析の結果を図16に示す。同図では、CFD予測値を複数の出口マッハ数について示し、実験データを設計点の近くの一の出口マッハ数について示す。実験およびCFDはいずれも、図14に示す構成について行われる。図16の実線は、実験データの近傍において、設計条件での基準事例について、ノズル表面における中央等エントロピーマッハ数を示す。一般的に、計算によって得られる結果は、実験データとよく合致し、実験の誤差範囲内に収まる。実験の衝撃波が不安定で位置にバラツキがあるので、軸方向翼弦長の80と100との間において負圧面では発散が見られるものと考えられる。このため、時間平均データでは、当該実験においてこの領域において圧力分布を空間的に平滑化する。この比較によって、CFD法の信頼性が得られる。図17では、図15に応じて変更したノズル22について、同様の結果を示している。従来のノズル2についての実験結果は、マークで示す。変更後のノズル22についてのCFD予測値は、複数の出口マッハ数について、図16に示した解と同一の値を持つ静圧対全圧の比を示す。従来の羽根および変更後の羽根について、中央部において等エントロピーマッハ数分布の類似度が高いことが明らかである。つまり、変更後のノズル構成は、熱伝達の劣化および損失につながり、且つ、冷却システム構成を改善するまで構成を大きく変更したにもかかわらず、従来のノズルと同様の軸方向マッハ数分布を持つことが分かった。所与の動作圧力比についてノズル内の軸方向マッハ数分布が同様であるので、出口での渦の角度の分布は、試験対象の構成についての、従来のノズル2と同様になる。二次流の流れ場および合計圧力損失について以下で説明する。羽根23の空気力学性能を、出口での二次流および羽根の全圧損失について、数値化するべく、図12に示す従来のノズル2および図13に示す変更後のノズル22に対してCFD予測を実行した。渦度のコンツアーを、従来のノズル2上側および変更後のノズル22下側について、ノズルの軸方向翼弦長の10下流において、図18に示す。出口での二次運動エネルギー渦度で数値化するに関しては、2種類のノズル2およびノズル22の性能は同様であることが明らかである。定量的には、変更後のノズル22の性能の方がわずかに良好であり、変更後のノズル22の周囲の設計空間を調査することによって、より良い性能を実現する設計を開発することが可能であると期待される。全圧損失係数Cpのコンツアーを、従来のノズル2上側および変更後のノズル22下側について、ノズルの軸方向翼弦長の10下流において、図19に示す。2種類のノズル2およびノズル22の性能は同様である。更なる調査によって、図13に図示した変更後のノズル22と同様の系統の設計を利用することで、最高で10全圧損失の10の全圧損失の改善が可能となることが分かった。ここで、全圧損失係数は、以下の数1によって定義される。式中、p01はノズルへの入口全圧であり、p02は質量平均した出口全圧であり、p2は質量平均した出口静圧である。環状構成についても上述したものと同じ分析を実行し、図20に、図14に図示した従来のノズル2右上の全圧損失係数、および、図15に図示した変更後のノズル22に関連する同系統のノズル左上のもの以外の全圧損失係数を、図示する。図15に図示した変更後の羽根と同系統の羽根の質量平均した全圧係数を見ると、図14に示す従来の羽根と比較して、最高で10全圧損失係数が低減している。この結果については、図21に示すように、従来のノズル2および変更後のノズル22下側について、質量平均した全圧損失係数の軸方向の変化を比較した様子も図示する。変更後のノズル22は、従来のノズル2に比べると、約10性能が高い。このように、新しい羽根形状を利用することで、従来の形状に比べて、空気力学性能が大きく改善されることが分かる。以下では、熱伝達について説明する。図22は、図12に示した従来のノズル2および図13に示した変更後のノズル22について熱伝達係数のコンツアーを示す図である。図23は、図14に示した環状のノズル2および図15に示した変更後のノズル22についても同様の結果を示す。直線翼列図22および環状翼列図23の両方の場合において、面積平均した熱伝達係数が5のオーダで改善したことが分かった。従来の構成から変更することによって、関連する面積が数パーセント低減した。このため、変更後の設計では、総熱負荷を5以上低減し得るものと期待される。熱伝達係数のコンツアーによると、面積平均した熱伝達係数の低減の一因として、ノズルの後方負圧面における熱伝達係数が低減したことが挙げられることが分かる。この領域は、高いマッハ数の流体を注入すると高コストになり、適切なフィルムを後方負圧面に形成するためには前縁領域に大量の冷却流体を注入することが結果的に必要になるので、特に冷却が難しい。この領域で熱伝達係数が小さくなると、全体的な冷却システムの構成が大幅に改善され得る。前縁の直ぐ下流に位置する負圧面/端壁の角部分における熱伝達係数が特に改善する。これは、従来の羽根に比べて、高温流を取り込む馬てい形の渦の負圧面の足部分を変更することに関連付けられる。また、変更後のノズル22では、停滞領域が小さくなったことに留意されたい。従来の羽根3とは異なり、より低温の端壁の境界層の流体が、変更後の構成に見られる延長表面上に押し上げられる。これは、エンジンの場合に、羽根を冷却するコストを低減し得る。要約すると、変更後のノズル22によって、表面平均した熱伝達係数および表面積が小さくなり、その結果、総熱負荷を大幅に低減し得ることが分かった。また、ピーク熱伝達係数およびピーク熱負荷を低減し得る可能性もある。このような要因により、冷却空気要件が全体的に低い冷却方式が実現可能となるので、エンジン性能が全体的に高くなる可能性がある。ノズル22の構成によってさらに、以下で説明するように、複合冷却システムを製造できる可能性が高くなり得る。上述した羽根組立体21は、多岐にわたる軸流タービンで利用し得る。羽根組立体21は、作動流体がガス、大抵は、例えば、航空エンジンまたは静的または陸上ガスタービンエンジンにおいて、空気中で燃焼する燃料の燃焼生成物であるガスタービンに適用される場合には、上述した効果を奏する。図24は、羽根組立体21を適用し得る航空エンジン100の一例を示す図である。航空エンジン100は、タービン軸Tの周囲に対称に配置される以下の構成要素を備える。吸気部101は、空気を圧縮する圧縮部102へと空気を供給する。圧縮部102は、圧縮された空気を、燃料が燃焼する燃焼部103へと供給する。燃焼生成物が燃焼部103からタービン104へと供給される。タービン104は、HPステータ105およびHPロータ106から成るHP高圧段と、IPステータ107およびIPロータ108から成るIP中間圧段と、LPステータ109およびLPロータ110から成るLP低圧段とを有する。各段において、HPステータ105、IPステータ107およびLPステータ109は、軸方向に流れるガスを、圧力部102に結合されている軸方向シャフト111、112および113に結合されているHPロータ106、IPロータ108およびLPロータ110に供給する前に、当該ガスを受け取り、加速し、回転させる羽根組立体である。各段において、HPロータ106、IPロータ108およびLPロータ110は、受け取った軸方向に流れるガスによって駆動され回転する。これによって、軸方向のシャフト111、112および113を駆動して回転させ、その結果、圧力部102が駆動される。軸方向に流れるガスは、LPロータ113を出た後、排気部114を通って排気される。羽根組立体21は、HPステータ105、IPステータ107およびLPステータ109のうち一部または全てとして利用されるとしてもよいし、および/または、HPロータ106、IPロータ108およびLPロータ110の一部または全てに適用されるとしてもよい。しかし、高圧段に利用される場合に効果が最大化する。このため、羽根組立体21は、HP段のHPステータ105および/またはHPロータ106に適用されると効果が最大化され、IP段のIPステータ107および/またはIPロータ108に適用されると小さくなるものの効果は得られる。所与のエンジンにおいて、羽根組立体21は、LP段のLPステータ105および/またはLPロータ106に適用されない場合があるとしてよい。しかし、いずれの場合にも、羽根組立体21は、複数のノズル22が環状ダクトからの流れを分割するように配置されている環境において適用される。同様に、図25は、羽根組立体21を利用し得る静的ガスタービンエンジン120の一例を示す図である。静的ガスタービンエンジン120は、以下の構成要素がタービン軸Tの周囲に対称に配置されている。吸気部121、圧縮部122、燃焼部123、HPステータ125およびHPロータ126から成るHP高圧段と、IPステータ127およびIPロータ128から成るIP中間圧段と、LPステータ129およびLPロータ130から成るLP低圧段とを有するタービン124、軸方向シャフト131、132および133、ならびに、排気部134を備える。これらの構成要素は、上述した航空エンジン100の対応した名称を持つ構成要素と、配置および動作が同じである。羽根組立体21はさらに、作動流体が蒸気である蒸気タービンに適用される場合に利点が得られる。この場合、空気力学損失の改善に関して、上述したものと同様の利点が得られると期待される。しかし、熱伝達および冷却性能の改善に関して上述した利点は、相対的に重要性が低くなるとしてもよい。図26は、羽根組立体21を利用する産業用ガスタービンエンジン140の一例を示す図である。産業用ガスタービン140は、米国特許第5,829,245号に開示されているものと同様である。当該特許には、より詳しい説明が記載されており、本願で参照する。産業用ガスタービンエンジン140は、以下の構成要素がタービン軸Tの周囲に対称に配置されている。吸気部不図示は、空気を圧縮する圧縮部142に空気を供給する。圧縮部142は、圧縮された空気で燃料を燃焼させる燃焼部143へと圧縮された空気を供給し、燃焼生成物をタービン154へと供給する。燃焼部143は、空間145を内包するシェル144を有する。シェル144は、燃焼部143の外周にアレイ状に複数の別箇の燃焼容器146が装着されている。各燃焼容器146は、燃料投入口148から燃料を受け取る上端147と、燃焼チャンバ149とを含む。ステータ155を構成する羽根組立体の各ノズルは、燃焼容器146からの流れを集める環状領域が不要になるように、燃焼容器146と連続して形成される。この場合、ノズルの数は、燃焼容器146の数と等しくなる。羽根組立体21は、ステータ155に適用されるとしてよい。この場合、燃焼容器146はそれぞれ、断面がノズル22の断面へと円滑に変化する。燃焼容器146が、燃焼容器146に沿ってノズル22の前端までタービン軸Tを横切るように配置されるので、関連断面は燃焼容器146の中央軸に垂直に切断した断面とする。燃焼容器146からノズル22への断面の変化は、ノズル22への作動流体の流れを最適化するように、または、妨害しないように十分に円滑である。例えば、一部の実施形態では、位置に応じて断面積の二次導関数が不連続にならないように十分に円滑に変化させ、および/または、一部の実施形態では、流れの方向に沿ったノズル22および燃焼容器146の表面に対する接線が不連続にならないように十分に円滑に変化させる。ノズル22の形状によって、図27に示すような従来の構成で燃焼容器146を形成することは必須ではなくなる。従来の構成では、燃焼チャンバ160が円筒形状または円すい形状の金属ライナ161を有し、金属ライナ161は、ライナ161の円状断面からタービン入口163の円弧形状の扇形へと高温ガス流路を遷移させるシート状で金属製の遷移部材162と円状上端とを係合させる。図28に示すように、燃焼容器146では、遷移部材162は、燃焼容器146の円形または楕円形からノズル22の第1の形状へと流れが直接遷移するように、省略する。このため、羽根23の前縁は全て除去し、各ノズル22は燃焼容器146の自然な延長部分となる。羽根23の数は燃焼容器146の数よりも多く、カウント比が整数つまり、羽根の数/燃焼容器の数=整数である場合、燃焼容器146は、腎臓形状の扇形に遷移し、各扇形の最右端および最左端は、羽根23の第1の形状の半分を形成し、扇形の最右端および最左端では羽根23の前縁を除去する。このため、燃焼容器146は、角部分が直角の扇形を経過することなく、羽根23の第1の形状に円滑に変化するものと思われる。間に位置する羽根23は、本明細書で説明するように形成される。このように、ノズル表面は、上流の燃焼容器146から円滑に変化する。これによって、二次流をより良く制御できるようになり、羽根23の前縁を冷却する必要がなくなる。尚、ノズルと燃焼容器146を組み合わせることによって羽根23の前縁は除去される。他の実施形態によると、入口152に代えて、遷移部材151からの排気の下流にある複数の別箇の燃焼容器146からの流れを集める環状ダクトを利用するとしてもよい。この場合、羽根組立体21は、ステータ155およびロータ156の片方または両方に適用され得る。これに代えて、タービン154は、複数段を備えるとしてよい。この場合、羽根組立体21は、上述した航空エンジン100および静的ガスタービンエンジン120と同様に、後続段に利用するとしてもよい。産業用ガスタービン140は静的エンジンであるが、羽根組立体は同様に、複数の別箇の燃焼容器を利用する航空エンジン用ガスタービンに適用され得る。羽根組立体の製造は、単に従来の技術をノズルの変更後の形状に適用することによって、実行し得る。例えば、羽根組立体21は、インベストメントキャスティングワックスキャスティングとも呼ばれるで製造するとしてよい。羽根組立体21は、羽根23、内側ハブ26および外側筐体27を一体的に含む一の部材としてキャスティングで製造されるとしてよい。これに代えて、羽根組立体21は、複数の部材として形成した後に、溶接するとしてもよい。例えば、インベストメントキャスティング法は、羽根23を内側ハブ26へ、そして、外側筐体27へと溶接する処理と共に利用されるとしてもよい。この場合、ノズル22の上端を画定している羽根23は、上述したインベストメントキャスティング法を用いてキャスティングで製造されるとしてよい。羽根23はこの後、内側ハブ6および外側筐体27に溶接されるとしてよい。外側筐体27は、内側ハブ26および羽根23とは別の処理で製造するとしてよい。具体的には、外側筐体27は、鍛造処理で製造するとしてよい。鍛造処理では、スチール等の材料から外側筐体27の形状を形成するべく圧縮力を利用する。インベストメントキャスティング法は、以下のように説明する。所望の部材のモールドを製造する。上述したように、所望の部材とは、羽根組立体21全体であってもよいし、または、羽根を形成後に内側ハブ6および外側筐体27に取着する場合には、羽根23等、羽根組立体21の一部であってもよい。モールドは、例えば、融点が比較的低い金属、スチール、または、木材を材料とするとしてよい。モールドは、マスターパターンから製造されるとしてよい。マスターパターンは、所望の部材のレプリカを変更したものである。マスターパターンは、例えば、金属、木材またはプラスチックを材料とするとしてよい。マスターパターンの材料は、可鍛性の材料である必要がある。これに代えて、モールドは直接機械加工で製造されるとしてもよい。この場合、マスターパターンを製造する工程を省略するとしてよい。ワックスパターンを製造する。いわゆるワックスパターンは、例えば、ワックス、プラスチックまたは凍結した水銀を材料とするとしてよい。ワックスパターンは、ワックスパターン材料によってモールドの内面に均一なコーティングを形成することによって製造されるとしてよい。このコーティングは、厚みが約3mmであるとしてよい。当該コーティングは、ワックスパターン材料をモールド内に注ぎ込んで、モールドの内面を被覆させることによって形成するとしてよい。この注ぎ込む工程は、コーティングが所望の厚みになるまで、繰り返し行われるとしてよい。このように注ぎ込むことで形成する方法は、コーティングの厚みを正確に制御できるという利点がある。これに代えて、コーティングは、液状のワックスパターン材料でモールドを充填することによって形成するとしてもよい。ワックスパターン材料はこの後、コーティングがモールドの内面上で固まるまで冷却させるとしてよい。残りの固まっていないワックスパターン材料を、モールドから注ぎ出す。ワックスパターンをモールドから取り外す。複数の異なるワックスパターンは、それぞれが羽根組立体21の異なる構成要素に対応しており、製造された後で一の複合ワックスパターンを形成するように組み合わせられるとしてよい。例えば、一のワックスパターンは、羽根組立体21の各ノズル22または各羽根23について製造するとしてよい。これに代えて、ワックスパターンは、羽根組立体21が備える複数の羽根23または複数のノズル22の一部を形成するべく製造されるとしてもよい。複数のワックスパターンを、加熱した金属ツールを利用して、互いに直接取着して、所望の部材例えば、羽根組立体21全体の複合ワックスパターンを形成するとしてよい。これに代えて、ワックスパターンはそれぞれ、加熱した金属ツールを利用して湯口sprueに取着されて、複合ワックスパターンを形成する。加熱した金属ツールは、ワックスパターン同士の間のつなぎ目において発生する問題を少なくとも低減するために利用され得る。セラミック材料から形成されるインベストメントモールドを製造する。完成したワックスパターンを、耐熱性の高い材料のスラリーでコーティングする。この後、ワックスパターンを、セラミック粒子等の粗粒子で漆喰仕上げとする。この処理は、例えば、ワックスパターンをセラミック粒子の流動床に浸漬させることによって、または、セラミック粒子を手で扱うことによって、実行されるとしてよい。コーティングを硬化させる。コーティング工程、漆喰仕上げ工程および硬化工程は、インベストメントモールドが必要な厚みになるまで繰り返し行う。モールドの厚みは、約5mmから約15mmの範囲内であるとしてよい。インベストメントモールドを製造するために用いられる耐熱性材料は、例えば、二酸化シリコン、ジルコン、ケイ酸アルミニウム、または、酸化アルミニウムであってよい。インベストメントモールドは、コーティング毎に耐熱性材料も異なるものを利用するとしてよい。ケイ酸エチル、コロイド状シリカまたはケイ酸ナトリウム等の物質を利用して、耐熱性材料を所定位置に固定するとしてよい。この後、インベストメントモールドを乾燥させる。乾燥時間を短くするべく真空を利用するとしてよい。インベストメントモールドはこの後、炉またはオートクレーブ内に入れて、ワックスパターン材料を融解および/または気化させる。インベストメントモールドはこの後、約摂氏900度から約摂氏1100度までの範囲内の温度まで加熱される。この目的は、水分および残りのワックスパターン材料を取り除き、インベストメントモールドを焼結させることにある。この後、インベストメントモールドを、砂または砂のような材料で充填した容器内に入れる。所望の部材例えば、羽根組立体21を形成するために利用される金属をインベストメントモールド内に充填する。この充填処理は、注ぎ込む処理、正の大気圧を加える処理、傾斜して充填する処理、および、遠心キャスティング処理を任意に組み合わせて実行するとしてよい。インベストメントモールドを取り去って、羽根組立体21を取り出す。湯口が利用される場合、湯口を切断して再利用するとしてよい。羽根組立体21は、例えば、研磨処理によって洗浄するとしてよい。上述したように、羽根組立体21の形状に関する利点の1つとして、羽根の内部冷却機能を改善可能な点が挙げられる。一部の最新型のガスタービンノズルは、動作時の主流ガス温度が非常に高く、フィルム冷却および内部冷却の両方で冷却され、リブ/ピン冷却システムと衝突冷却システムを組み合わせて冷却される。内部冷却システムは、ノズル2の空間内に衝突冷却用の挿入部材が配設されているとしてよい。衝突冷却用の挿入部材を設ける目的は、ノズル22の内面における熱伝達係数を大きくすることである。ノズル22は、衝突冷却用の挿入部材を挿入可能な形状にする必要がある。変更後の羽根組立体21は、ノズル22の内面に到達しやすい。到達しやすくなったことで、内部冷却システムの衝突冷却用の挿入部材の構成に関する制限が少なくなる。この結果、羽根組立体21と共に実現する内部冷却システムを最適化することが可能になる。具体的には、到達しやすくなったことで、羽根の内部の衝突冷却システムの開発に関して柔軟性が高くなる。また、ノズル22の内面のうち機械加工処理を実行することが可能な部分が大きくなる。これによって、内部冷却システムを、従来のキャスティング技術に加え、機械加工によって形成することが可能となる。この結果、内部冷却システムに関する制限が少なくなる。"