ターボ機械ブレードであって、その翼がブレード根元と翼端との間で半径方向に、前縁2と後縁3との間で軸方向に、そして圧力面4と吸引面5との間で接線方向に延在し、前記ブレードのプロファイルは、断面のすべての重心をつなげたスタッキングラインとして知られる線に沿って互いに積み重ねられた、羽根断面の形状の、一連の基本プロファイルからなり、ブレード根元から半径方向に延在する少なくとも1つの平面上への翼の前記スタッキングラインの投影は、その曲率の方向の二重接線転換を含み、この転換は翼の高さの最後の30パーセント以内に位置し、投影面はブレードの翼弦に対して実質的に直角に配向されていることを特徴とする、ブレード。2つの接線転換点が、翼の高さの最後の10パーセント以内に位置する、請求項1に記載のブレード。軸方向曲率の転換をさらに含み、投影面はブレードの翼弦に対して実質的に平行に配向されている、請求項1および2のいずれか1つに記載のブレード。前記投影が二重半径方向転換を包含する、請求項3に記載のブレード。請求項1から4のいずれか1つに記載のブレードからなる少なくとも1つのロータホイールを含む、ターボ機械圧縮機。請求項1から4のいずれか1つに記載のブレードからなる少なくとも1つのロータホイールを含む、ターボ機械タービン。請求項5および6にそれぞれ記載の圧縮機またはタービンを含む、ターボ機械。本発明の目的は、圧縮機筐体をまったく変更することなく翼の圧力面と吸引面との間のこの漏れ流の影響を低減する特殊な形状をブレードに付与することによって、ターボ機械の圧縮機またはタービン段の効率を可能な限り改善することである。上記の目的のため、本発明の対象はターボ機械ブレードであって、その翼がブレード根元と翼端との間で半径方向に、前縁と後縁との間で軸方向に、そして圧力面と吸引面との間で接線方向に延在し、前記ブレードのプロファイルは、断面のすべての重心をつなげたスタッキングラインとして知られる線に沿って互いに積み重ねられた、羽根断面の形状の、一連の基本プロファイルからなり、ブレード根元から半径方向に延在する少なくとも1つの平面上への翼の前記スタッキングラインの投影はその曲率の方向の二重接線転換を含み、この転換は翼の高さの最後の30パーセント以内に位置し、投影面はブレードの翼弦に対して実質的に直角に配向されている。これらの積み重ねの修正は、流れのより良い誘導を通じて、翼によって発生したブレード端間隙渦を減少させることができるようにする。実際、転換がこれら最後の30パーセントよりも下に位置する場合には、本発明によって提供される有益な効果が維持されなくなることが、計算によって示されている。ブレード端よりも遠くにあるいずれかの起伏が及ぼす影響は、これらがブレード端間隙渦に緩衝する程度の弱さのため、小さくなるだろう。好ましくは、2つの接線転換点は翼の高さの最後の10パーセント以内に位置する。別の特定の実施形態において、ブレードは軸方向転換をさらに含み、投影面はブレードの翼弦に対して実質的に平行に配向される。好ましくは、前記投影は二重半径方向転換を包含する。本発明はまた、上記で説明したようなブレードからなる少なくとも1つのロータホイールを含むターボ機械の圧縮機またはタービン、およびこのような圧縮機またはこのようなタービンを含むターボ機械にも関する。添付図面を参照して純粋に例示的におよび非限定例によって示される本発明のいくつかの実施形態の以下の詳細な説明を通じて、本発明がより良く理解され、本発明のその他の目的、詳細、特徴、および利点がより明確になるだろう。本明細書の以下の部分において、軸方向のおよび接線方向のという言及はターボ機械の回転軸を基準とし、軸方向はこの回転軸と一致し、接線方向はターボ機械の外周との接線に沿った方向であると理解されるべきである。本明細書の残部においては慣習によりブレードに対して軸方向と称される方向は、実質的にブレードの先端において翼弦と平行な線であり、その一方で接線方向と称される方向は、実質的にブレードの先端において翼弦と直角の方向に対応する。図1を参照すると、圧力面4および吸引面5を備えて前縁2と後縁3との間に延在する、先行技術による航空用ターボ機械の圧縮機の2つのブレード1が示されている。図示される2つのブレードは隣り合って位置し、圧縮される空気のストリームの主流10を誘導する。各ブレード1の圧力面4の上にある上昇した圧力のため、およびその吸引面5の上にある低下した圧力のため、圧力面から吸引面に向かう漏れ流11が、ブレードの上部末端において、このブレード端と筐体との間の間隙に、確立される。この流れはブレード1の翼弦の全長にわたって発生するので、ブレードの下流においてその翼弦の軸に沿って広がるブレード端間隙渦12の形状に成長し、こうして圧縮機の効率を低下させる。図2および図3は、それぞれ吸引面側5から見た正面の、および後縁3から見たプロファイルの、本発明によるブレード1の翼を示す。通常は図の下方に位置しているブレード根元は、図示されていない。翼の形状は、羽根断面の形状の一連の要素プロファイルとして定義され、これに沿って圧縮される空気が流れ、これらのプロファイルは、翼の根元から始まって先端で終わり、様々な断面の重心をつなぐ、スタッキングラインと称される線に沿って互いに積み重ねられている。ブレードの形状は、翼の底部分と上部分との間の要素プロファイルの変化を除き、一方では翼の高さに沿ってその位置にしたがって要素プロファイルに印加される回転によって、および他方ではこのスタッキングラインに付与された形状によって、定義されることが可能である。先行技術のブレードにおいて、スタッキングラインの曲率は、ブレード1の翼の根元と先端との間でほとんど変化しない。これは一般的に、その上部に通常は高さの20から100の領域にわたって凸形状を有し、これはスタッキングラインの曲率の方向が維持されることを意味する。米国特許出願公開第2010/0054946号明細書の図12は、ブレードの高さに足りない位置にあり、この低い位置決めのため、ブレード端間隙渦に対し、またはブレードが属する段の効率に対してこれが及ぼす影響に対して何ら影響を及ぼさない、ブレードの曲率における転換を示している。本発明の場合、より具体的には図2および図3に示されるブレードの場合、このスタッキングラインは軸方向の曲率に2つの変化、および接線方向の曲率に2つの変化を有し、これらの変化は翼の高さの最後の10パーセントの範囲内で生じる。図示される例において、積み重ねの軸方向変化は正と称され、曲率の第一の変化根元から先端に向かって進むときに遭遇するは積み重ねを後縁に向かってずらす。別の実施形態において図6に示す、ずれは負であってもよく、本発明は曲率の変化を1つしか想定していないので、これは前縁に向かってすでに大きくずれている位置から後縁に向かって戻るような積み重ねをもたらす。積み重ねの接線方向修正に関する限り、これは図2および図3において正であり、つまりスタッキングラインは曲率の第一変化において吸引面の方向に変形し、その後曲率の第二変化において圧力面に向かって戻ってくる。ここで図4および図5を参照すると、それぞれ実質的に軸方向および接線方向に、すなわちブレードの翼弦に対して平行および直角に配向された平面における、ブレードの高さに沿った投影において、本発明の第一の実施形態によるブレードのスタッキングラインの形状を示している。この第一の実施形態において、スタッキングラインの曲率の変化は、その最後の10パーセントにわたってのみ生じるこれらはブレードの根元と従来考えられているゼロから測定開始してその先端に向かって測定し、先端における読み取りが100に対応する。図4は翼のスタッキングラインの軸方向変形、すなわちこの翼の翼弦に対して半径方向および平行に配向された平面上にその投影が有する形状を、示す。これは、1つは先行技術により凸状線、1つは本発明による曲率が2回変化している線の、2つの構成におけるこの変形を示す。図5は、スタッキングラインの同じ接線方向変化、すなわち翼の翼弦に対して半径方向および平行に配向された平面上のその投影の形状を、示す。先行技術のブレードは、軸方向に凸形状を有し、すなわち一定軌跡として残る曲率を有し、第一の実施形態による翼は、その高さの90までは先行技術と同一の曲率を維持するが、その後まず後縁に向かって曲がり、次に再び曲がって前縁の方に戻る。最終的に、翼の先端において、これは事実上、先行技術のブレードと同じレベルに戻っている。したがって、翼の軸方向曲率の方向の変化には、その高さの最後の10パーセントにわたって二重変化がある。接線方向でも同じ現象に遭遇し、先行技術の翼はその高さの大部分にわたって、いずれの場合もその最後の80にわたって、一定軌跡の曲率を有する。本発明の第一の実施形態による翼は、その高さの最初の90までは先行技術と同じ形状を有するが、その後曲率の2つの変化の存在を通じて先行技術とは異なり、第一の変化は吸引面に向かってそのスタッキングラインをシフトさせ、その後このスタッキングラインをある程度先行技術のブレードと同じ位置まで戻す第二の変化が続く。同様に、図6および図7は、スタッキングラインの形状の変化がこの場合はスタッキングラインの高さの最後の30パーセントにわたって生じている、本発明の第二の実施形態を示す。この第二の実施形態において、スタッキングラインの軸方向変形は曲率が1回しか変化しておらず、この変化は最後の30パーセントのうちの最初の25パーセントにわたって先行技術よりも突出しており、最後の5では反転して、先行技術のスタッキングラインに向かって戻っている。この部分の接線方向変形は、第一の実施形態と同じ曲率の二重変化を有する。いずれの実施形態においても、図5および図7に示されたように、スタッキングラインの接線方向変形はブレードの先端に近づくにつれて非常にわかりやすく平坦化していること、および先端におけるこの線との接線は、ターボ機械が回っているときにブレード端において翼弦が描く円筒形と接する平面に含まれるようになることが、わかるだろう。第一の実施形態におけるこのスタッキングラインの軸方向変形にも、同じことが当てはまる図4参照。図8は、従来の方法で生じる段と比較したときの、本発明による圧縮段において三次元ナビエストークス計算を用いて得られた性能の改善を示す。2つの曲線は、先行技術の段下の曲線および本発明による段上の曲線について、等回転速度で得られた点を示す。横軸は、増分あたり0.5kg/sの単位で、段を通過する空気の流量の変化を表し、縦軸は、増分あたり0.1ポイントのスケールで、様々なテスト点で得られた効率を示す。左端の点は、この段の急上昇する線上に位置する点を表し、右端の点は、段の作動線上に位置する点を表し、これは演繹的に圧縮機の設計に採用される。2つの間で、段は最大効率点と称される点を通過するが、これは圧縮機全体の作動線を位置決めするときに目標とされる点である。本発明による修正ブレードは、ナビエストークス方程式を解けるようにする三次元計算コードを用いて、航空力学的な観点から評価された。得られた結果は、両方の実施形態について、以下のように、圧縮機の効率は、0から100ポイントのスケールで、任意の圧力増加によって流体に実際に適用される仕事と、同じ圧力増加のために供給されなければならない理想的な仕事等エントロピーの転換の比率として、設計され得る。すなわち、-その翼の高さの最後の10パーセントにわたって修正されたブレードについて、平均的に、各段で、圧縮機作動線において先行技術に対して0.15ポイントの効率の増加が見られた流量の関数として得られる圧力の比率を示す図。上昇線上で、達成された改善は、平均的に、先行技術に対しておよそ0.30である。上昇の境界線上でのこの改善は、空気ストリームに対するブレードの迎え角を変更することによって作動線を上昇線に近づけることによって、作動線上の効率の改善に変換されてもよい。したがって、本発明によるブレード配列の寄与は、先行技術のブレード配列に対するかなりの改善を示している。-その高さの最後の30パーセントにわたって修正されたブレードは、実質的に同一の結果をもたらす。-対照的に、最後の30パーセント超における高さにわたってブレードを修正することでは、目立った付加的な改善は提供されない。この理由は、その先端からのブレードの起伏の距離が大きいことである可能性があり、するとこれらの起伏がブレード端間隙渦に対して及ぼす影響は、無視できなくなる。本発明は圧縮機ブレードに関連して記載されてきた。先行技術において、ブレード端間隙渦の制御における同じ問題に悩まされてきたタービンブレードでも、同様の改善が得られるだろう。