超音速涡轮动叶片及轴流涡轮的制作方法与工艺

超音速涡轮动叶片及轴流涡轮本申请是申请号为201210219951.9、申请日为2012年6月28日、发明名称为"超音速涡轮动叶片及轴流涡轮"的发明专利申请的分案申请。技术领域本发明涉及涡轮动叶片及轴流涡轮，尤其涉及应用于蒸汽涡轮机等所用的涡轮动叶片的前端侧的超音速涡轮叶片类型。

背景技术：
轴流涡轮具有利用由静叶片和动叶片构成的级将在高压的流体向低压部膨胀时产生的动量变换为旋转力的功能。在轴流涡轮中，为了增加每个级的输出，需要增加在单位时间流经的流体的质量即流量。若能够增加每个级的输出，则例如在发电用蒸汽涡轮等多级涡轮的情况下，能够不改变级数地增加发电量。为了增加流量，增大从流体流经的部分的旋转轴方向观察的面积即环面积是有效的。在轴流涡轮的场合，环面积为在叶片长和将叶片的外周端直径和内周端直径相加并除以2的平均直径的积再乘以圆周率的值。因此，在轴流涡轮的场合，为了增加环面积，增大叶片长和平均直径。若增大叶片长或平均直径，则动叶片的前端圆周速度变大，流体流入动叶片时的相对速度成为超音速，在动叶片流入部上产生冲击波损失。以往，作为在涡轮动叶片的长叶片化上降低在动叶片流入部上产生的冲击波损失的方法，例如，如专利文献1所记载的那样，提出了在静叶片环外周部的形状上下功夫，以使在流体流入动叶片时相对于动叶片的相对速度不超过声速的方案。现有技术文献专利文献1：日本特开2006-307843号公报在专利文献1中，通过在静叶片环外周部的形状上下功夫，以使在流体流 入动叶片时相对于动叶片的相对速度不超过声速，能抑制在动叶片流入部上产生的冲击波损失。但是，在涡轮动叶片的更长叶片化时，只通过在静叶片环外周部的形状上下功夫难以抑制冲击波损失。一般地，作为级入口的、每单位质量的热焓(比热焓)和将流速的平方除以2的每单位质量的动量的和的比全热焓H0从接近旋转轴的内周侧到外周侧为大致一定的值。另一方面，静叶片和动叶片间的比热焓h1以与静动叶片间的旋转流平衡的方式，与内周侧相比越向外周侧越大。因此，比热焓差H0－h1越向外周侧越小。从静叶片流出的流体速度与该比热焓差H0－h1的平方根成比例。即，静叶片流出速度越向外周侧越小。如在背景技术栏中所述的那样，当增大环面积、即叶片长或平均直径时，外周侧的比热焓差H0－h1渐渐变小，静叶片流出速度也渐渐变小。这样，通过增大环面积，外周侧的比热焓差H0－h1与静叶片流出速度变小。另一方面，动叶片圆周速度与半径成比例地增大。这些具有引起下述问题的可能性。该情况导致动叶片的相对流入马赫数成为超音速，损失增加的可能性增大。若增大叶片长或平均直径，则动叶片的旋转速度即圆周速度变大。动叶片的圆周速度在半径位置最大的外周端、即动叶片前端部最大。若前端部的圆周速度除以声速的圆周速度马赫数超过1而成为超音速，则若来自静叶片的流体的旋转方向成分不充分，则流入动叶片的流体相对于动叶片的相对速度(动叶片相对流入速度)成为超音速的可能性增大。若半径位置变大，则圆周速度变大，若半径位置变大，则静叶片流出速度变小。因此，动叶片相对流入速度在某半径位置(叶片高度)以上，动叶片圆周速度成为主导，成为超音速。若动叶片相对流入速度成为超音速，则在动叶片上游侧产生伴随不连续的压力上升的冲击波。除了由冲击波其本身产生的熵上升外，冲击波与叶片面的边界层干涉，产生因由于其不连续的压力上升、边界层厚度增加、且产生剥离等引起的熵上升。即使增加涡轮级的环面积，增大工作流体的流量，由于由该冲击波引起的熵上升，有时相当于增加流量的旋转力即输出也不会增加。因此，为了通过超过界限圆周速度(动叶片相对流入速度成为超音速的动叶片圆周速度)而增大环面积，实现每级的输出增加，而减小在动叶片流入部产生的冲击波是重要的。另外，在动叶片相对流入速度成为超音速的叶片高度中，由于动叶片的比热焓落差大，因此从动叶片流出的流体相对于动叶片的相对速度(动叶片相对流出速度)也成为超音速。这样，将在流入、流出都成为超音速的涡轮叶片型称为超音速涡轮叶片型。另外，将在某叶片高度以上具有超音速涡轮叶片型的涡轮动叶片称为超音速涡轮动叶片。在动叶片相对流入速度和动叶片相对流出速度都成为超音速的超音速涡轮叶片型中，即使在动叶片流入部以外，也存在产生冲击波损失的可能性。以往包括专利文献1也未对减少在超音速涡轮叶片型上产生的冲击波损失进行研究。另外，超音速涡轮动叶片在“具体实施方式”栏中详细叙述，具有叶片的出口角具有相对于叶片的入口角朝向涡轮的轴向的叶片形状的特征。即，在本发明中，超音速涡轮动叶片是指将高压部作为上游侧，将低压部作为下游侧，在形成在与相邻的叶片之间的流道部，使流体膨胀的涡轮动叶片，是(1)叶片的出口角相对于叶片的入口角朝向涡轮的轴向的、或(2)流入马赫数和流出马赫数都超过1.0而成为超音速的涡轮动叶片。

技术实现要素：
本发明的目的在于提供能减小在动叶片流入部等产生的冲击波损失的超音速涡轮动叶片。本发明的超音速涡轮动叶片的特征在于，在以叶片面曲率的曲率中心位于叶片的内部方向时为正时，组合下述结构的至少一个：(1)叶片压力面的曲率从前边缘端到后边缘端为正或零；(2)叶片负压面的曲率在上游侧为正，在下游侧为负，在中途具有曲率为零的拐点；以及(3)作为叶片间的圆周方向距离的间距除以作为叶片压力面曲率的倒数的曲率半径得到的无量纲叶片压力面曲率在沿叶片压力面的距离为从全长的30％位置到60％间比0.0大且比0.1小。另外，本发明的超音速涡轮动叶片的特征在于，叶片前边缘部由曲率连续的曲线形成，(1)具有下述结构：在叶片的上游侧成为叶片的最大厚度的二分之一的位置和叶片前边缘端的距离比叶片的最大厚度的二分之一大的结构；或(2)在叶片的上游侧成为叶片的最大厚度的五分之一的位置的、叶片负压面 的切线与入口角方向形成的角及叶片压力面的切线与入口角方向形成的角都为20度以下。另外，本发明的超音速涡轮动叶片的特征在于，具有叶片出口角比理论流出角大的结构；或者具有将叶片的最大厚度位置配置为相对于叶片前边缘更接近叶片后边缘，叶片间流道形成以孔口为入口的扩大流道的结构。本发明的效果如下。根据本发明，在轴流涡轮中，即使通过增大叶片长或平均直径而增加轴流涡轮的环面积的场合，例如也能够减少在动叶片流入部产生的冲击波。其结果，通过动叶片圆周速度变大，能够减小在动叶片流入部产生的冲击波损失，能够提高涡轮效率，即，即使相同的蒸汽条件也能够得到更大的输出。另外，在本发明中，能够利用各特征的组合进一步增大本发明的效果。上述以上的课题、结构及效果能利用以下的实施方式的说明变得明确。附图说明图1是表示应用本发明的轴流涡轮的一个例子的图，是表示轴流涡轮的涡轮级部的基本结构的子午面剖视图。图2是模式地表示动叶片的圆周速度大的场合的、在静叶片上流动的流体、动叶片圆周速度与动叶片的相对流入速度的关系的图。图3是表示应用作为本发明的实施例的涡轮动叶片的叶片型的范围的图，是示意地表示向动叶片的流入速度的图。图4是表示应用本发明的、在流入速度和流出速度都为超音速的条件下的涡轮动叶片的流场的特征的图。图5是表示作为本发明的实施例的涡轮动叶片的横截面的叶片型的图。图6是表示在涡轮动叶片的前边缘是圆弧的场合，超音速流流入时的流场的特征的图。图7是表示作为本发明的实施例的涡轮动叶片的前边缘部形状和超音速流流入时的流场的特征的图。图8是表示作为本发明的实施例的涡轮动叶片的前边缘部形状和超音速流流入时的流场的特征的图。图9是用于定义作为本发明的实施例的涡轮动叶片的叶片面曲率的正负 的图。图10是表示作为本发明的实施例的涡轮动叶片的叶片压力面曲率分布的特征的图。图11是表示作为本发明的实施例的涡轮动叶片的叶片负压面曲率分布的特征的图。图12是表示作为本发明的实施例的涡轮动叶片的叶片压力面曲率分布的详细的特征的图。图13是表示作为本发明的对象的涡轮叶片的叶片腹面(压力面)曲率大的场合的流场的特征的图。图14是表示作为本发明的实施例的涡轮动叶片的流场的特征的图。图15是表示作为本发明的实施例的涡轮叶片的叶片面马赫数分布的特征的图。图16是说明作为本发明的实施例的涡轮动叶片的形状的特征的图。图中：12a、12b—动叶片，M1—流入速度(超音速流入)，M2—流出速度(超音速流出)，ang1—入口角，ang2—出口角，1LE—叶片的前边缘端，1TE—叶片的后边缘端，R1—叶片压力面的叶片面曲率，R2—叶片负压面的上游侧的叶片面曲率，R3—叶片负压面的下游侧的叶片面曲率。具体实施方式下面，作为本发明的实施例，以蒸汽涡轮的最终级为例进行说明。但是，本发明的效果未限定于最终级。即，即使在比最终级靠前的级，在动叶片前端部的圆周速度超过界限圆周速度的场合也是极其有效的。另外，减少冲击波损失的效果不论蒸汽、空气等工作流体，都是有效的。首先使用图1说明应用本发明的轴流涡轮(蒸汽涡轮)的一个例子。如图1所示，轴流涡轮的涡轮级设在工作流体流动方向上游侧(以下简称为上游侧)的高压部P0和工作流体流动方向下游侧(以下简称为下游侧)的低压部P1之间。最终级的涡轮级由固定在外周侧隔板15和内周侧隔板16之间的静叶片13、设在绕涡轮中心轴90旋转的涡轮马达10上的动叶片12构成，其中，外周侧隔板15固定在涡轮箱14的内周侧。在涡轮级由多个级构成的轴流涡轮的场合，该级结构在工作流体流动方向上重复设置多个。在图1中，设 有：由外周侧隔板25、内周侧隔板26、静叶片23及动叶片22构成的级；由外周侧隔板35、内周侧隔板36、静叶片33及动叶片32构成的级；由外周侧隔板45、内周侧隔板46、静叶片43及动叶片42构成的级。在各级中，动叶片与静叶片的下游侧相对。图2是模式地表示动叶片的圆周速度大的场合的、在静叶片上流动的流体、动叶片圆周速度和动叶片的相对流入速度的关系的图。由于通过叶片长或平均半径变大，外周端的半径位置变大，因此动叶片圆周速度变大。表示此时的、静动叶片间的一般的三角形的模式图。高压P0的蒸汽91利用静叶片13加速、转向成为速度V的流体。若在与动叶片12一起旋转的相对坐标系中观察该流体V，则动叶片12在方向61上以圆周速度U旋转，因此如图2所示，通过向量V和向量U的合成，动叶片相对流入速度成为速度W的流体。将由该向量V、向量U和向量W构成的三角形称为速度三角形。从速度三角形可以看出，若动叶片圆周速度U变大，则流入动叶片的相对流速W变大，存在成为流入相对马赫数超过1.0的超音速流入的情况。另外，叶片的流出相对马赫数也超过1.0，成为超音速流出。其原因在于，叶片长越长，旋转速度场的影响越强，在静动叶片间的比热焓h1由于静叶片出口的旋转速度场而越向外周侧越大。相对场的驻点热焓在h1上加上动量w2/2。因此，施加在动叶片上的热差增大为h1+w2/2－h2，因此流出相对马赫数也超过1.0，成为超音速流出。另外，如图3所示，向动叶片的流入速度根据动叶片的高度方向而不同。图3示意地表示向动叶片的流入速度，纵轴表示动叶片的高度，横轴表示马赫数。在本实施例中，本发明应用于向动叶片的流入速度超过马赫数1.0的区域、即在图中以hm表示的范围的叶片型。根据以上，以下详细地说明本发明的超音速涡轮动叶片的一个实施例。图4是表示涡轮动叶片的流场的特征的图，是在流入速度M1、流出速度M2都为超音速的场合，在流场中产生的冲击波的模式图。超音速流由于被动叶片12b阻止，因此在上游侧产生冲击波S1。冲击波S1在相对的动叶片12a的压力面作为RE1反射，并在动叶片12b的负压面作为RRE1反射。另外，在叶片的后边缘端1TE，由于流体绕入后边缘部，流体曲折，产生 冲击波S2与冲击波S3。冲击波S2在相对的动叶片12b的负压面作为RE2反射。这些冲击波由于增大损失，因此在本发明的实施例中，减小这些冲击波的强度。图5是表示作为本发明的一个实施例的涡轮动叶片的主要部分结构(涡轮动叶片的横截面)的图。由于亚音速流具有在膨胀时流道面积变小的性质，因此在通常的涡轮叶片中，叶片出口角相对于叶片入口角在圆周方向上倾斜。并且，在通常的涡轮叶片中，叶片间流道形成为在使流道面积缩小一次后具有扩大的部位。另一方面，超音速流具有在膨胀时流道面积扩大的性质。因此，在本实施例中，在流入速度M1、流出速度M2都成为超音速的场合，为使超音速流顺畅地加速，成为叶片出口角ang2比叶片入口角ang1大、即叶片出口角ang2相对于叶片入口角ang1在涡轮的轴向上倾斜的涡轮叶片形状。换言之，该结构可以说根据结构的面掌握超音速流入、超音速流出。并且，形成在本实施例的动叶片12a和动叶片12b之间的叶片间流道为将入口作为孔口的扩大流道，超音速流能顺畅地加速。其结果，能够减弱以图4所示的叶片压力面为起因的后边缘部的冲击波S2及以叶片负压面为起因的后边缘部的冲击波S3。之后使用图10及图11与其他特征一起对这些进行说明。另外，在将本发明的涡轮叶片应用于叶片长较大的叶片的情况下，为了减小离心力，需要减小截面积。即，为了成为扩大流道形状，并且减小截面积，期望减小图5所示的、叶片间最小流道宽度部s与叶片间流道出口部Aout的流动方向距离L，并且增大流道宽度比Aout/s。为了实现这个，期望叶片出口角ang2比以式(1)表示的理论流出角ang2t大。式(1)是求出等熵膨胀时的理论流出角ang2t的式子。式(1)的叶片入口角ang1(基本与流入角相等)、流入马赫数M1是在上游设计阶段决定的设计变量。γ是比热比。流出马赫数M2是作为在上游设计阶段决定的设计变量的压力比(P2/P1)，因此作为等熵流出马赫数，使用理想气体的假设而求出。使叶片出口角ang2比理论流出角ang2t大的程度由流出马赫数M2的大小决定，但优选在流出马赫数M2例如为2.0～2.2左右的场合为5～15°左右。由此，能减小距离L，形成与流出马赫数M2一致的叶片间扩大流道。并且，能与减小在后边缘部的冲击波损失同时，减小叶片的离心应力。由于减小 距离L，并在叶片间部形成扩大流道，因此叶片的最大厚度位置相对于叶片前边缘1LE更接近叶片后边缘1TE。在通常的涡轮叶片中，叶片的最大厚度位于接近叶片前边缘1LE的一侧，为与本实施例相反的结构。换言之，在与通常的涡轮叶片的对比方面，将叶片的最大厚度位置配置在相对于叶片前边缘1LE更接近叶片后边缘1TE，并形成扩大流道的结构是新的结构。(数学式1)接着，对叶片前边缘部的形状进行说明。以往普遍使用的涡轮动叶片的叶片前边缘部为圆弧状。图6表示具有圆弧状的叶片前边缘部5的涡轮动叶片2位于超音速流入M1中的场合的流场的特征。将叶片的入口角方向作为水平方向进行表示。具有半径r1的前边缘圆弧部从5a开始，通过前边缘端4，在5b结束。在前边缘圆弧的场合，前边缘端4和线段d的距离x1必然比连接5a和5b的线段d的长度d1小。即，流体f1、f2、f3、f4、f5、f6为了在前边缘附近避开叶片而急剧地弯曲。在超音速流体中存在能以超音速的状态弯曲的最大角δmax。在超过该角度而弯曲的场合，流速减速为亚音速。流体之后从音速线a1、音速线b1成为超音速流M4。在流速减速为亚音速时产生冲击波S4(图4所示的冲击波S1)，该冲击波伴随熵的增加、即损失。在前边缘圆弧的场合，冲击波S4产生在从叶片前边缘端4向上游偏离距离x1d的位置。由该冲击波S4、音速线a1音速线b1、和叶片前边缘部包围的区域为亚音速流M3。该亚音速区域大与损失大等价，通过减小该区域的大小，能够减小损失。该亚音速区域M3如上所述，通过流体弯曲为以超音速的状态能弯曲的最大角δmax以上而产生。并且，流体的弯曲角大致由前边缘部x1和d1的比决定。在本发明的实施例中，如图7或图8所示，通过将超音速涡轮动叶片的前边缘形状做成流体f1、f2、f3、f4、f5、f6的弯曲与现有的前边缘圆弧的场合相比，大幅地缓和的形状，减小亚音速区域M3，降低由冲击波S1(S5、S6)产生的损失。根据图7及图8说明具体的形状。图7表示作为本发明的一个实施例的涡轮动叶片的前边缘形状的特征。首先，在本实施例中，叶片前边缘部5以曲率连续的曲线形成。在图6所示的前边缘圆弧的场合，圆弧状的叶片前边缘5与负压面2a的连接点5a、与正压面2b的连接点5b曲率不连续，叶片前边缘部能够特定为圆弧状的部分(从5a到5b)。相对于此，在本实施例中，叶片前边缘部5由曲率连续的曲线形成，即使5a及5b也连续。因此，在图7中，叶片前边缘部5在5a与负压面2a曲率连续，在5b与正压面2b曲率连续，并不具有图6那样的明确的叶片前边缘部5。并且，在本实施例中，以任意的横截面(图3所示的范围的任意的横截面。以下相同)的作为叶片的最大厚度的1/2的长度d2的线段d(在叶片的上游侧成为叶片的最大厚度的二分之一的位置)与前边缘端4的距离x2比长度d2(叶片的最大厚度的1/2)大的方式，利用曲率连续的曲线从5a开始通过前边缘端4在5b结束的叶片前边缘部5。因为现有的圆弧状的叶片前边缘部的连接5a和5b的线段d的长度d1大概是叶片的最大厚度的1/2，因此在本实施例中，将从与成为作为最大厚度的1/2的长度d2的线段d相交的叶片面的点5a到5b作为叶片前边缘部，规定该叶片前边缘部的叶片形状。因此，并不表示长度d2严格地是叶片的最大厚度的1/2。在本实施例中，叶片前边缘部以曲率连续的曲线形成，并且，由于相对于d2，x2大，因此流体f1、f2、f3、f4、f5、f6的曲率缓和，冲击波S5产生在从叶片前边缘端4向上游偏离比上述圆弧的场合短的距离x2d的位置。因此，能够减小由冲击波S5、音速线a2、音速线b2与叶片前边缘部5包围的亚音速区域M3。另外，由于增大x2时叶片前边缘部变得过薄，因此从叶片前边缘部的强度等观点来看，适当决定x2的上限。图8表示作为本发明的一个实施例的涡轮动叶片的前边缘形状的特征。如图7所说明，在本实施例中，也缓和流体f1、f2、f3、f4、f5、f6的弯曲，减小亚音速区域M3。在图8中，就缓和流体f1、f2、f3、f4、f5、f6的弯曲而言，从与图7不同的观点规定叶片型。即使在本实施例中，叶片前边缘部6也由曲率连续的曲线形成。在图8中，以使任意的横截面的作为叶片的最大厚度的1/5的长度d3 的线段dd(在叶片的上游侧成为叶片的最大厚度的五分之一的位置)的、叶片负压面端6a的切线与入口角方向形成的角7a、叶片正压面端6b的切线与入口角方向形成的角7b都为20度以下的方式形成叶片前边缘部6的形状。叶片前边缘部6是曲率连续的曲线，在6a与负压面2a曲率连续，在6b与正压面2b曲率连续。因此，与图7所示的实施例相同，并不具有图6那样的明确的叶片前边缘部。在本实施例中，通过以叶片前边缘部为曲率连续的形状，并且使该叶片前边缘部的线段dd的部位的角7a和角7b都为20度以下的方式形成叶片前边缘部，成为音速线a2、音速线b2靠近前边缘端4的部位、即成为大致是叶片的最大厚度的1/5的长度d3的线段dd的位置。通过成为这种结构，在本实施例中，与前边缘圆弧的场合相比，将亚音速区域M3减小为一半以下。在本实施例中，除了前边缘端4附近，只是流体f1、f2、f3、f4、f5、f6弯曲20度，由使超音速流体弯曲20度引起的冲击波S6的强度小。即，能够减小由冲击波S6、音速线a2、音速线b2和前边缘部6包围的亚音速区域M3，能够减小冲击波损失。另外，角7a和角7b由流入速度的马赫数决定，但例如马赫数为1.3左右的场合，若设定为10度左右，则能够更有效地抑制亚音速区域的形成。但是，若由叶片的大小决定，但角7a和角7b过小，则由于叶片前边缘部变得过薄，因此从叶片前边缘部的强度等观点来看，适当决定下限，优选10度以上。使用图9～图14对本发明的实施例的涡轮动叶片的叶片面曲率分布进行说明。图9是用于说明作为本发明的实施例的涡轮动叶片的形状的叶片面曲率的正与负的定义的图。叶片面曲率将曲率中心位于叶片内部方向的场合定义为正。即，在图9上，就负压面而言，在负压面侧成为凸的场合为正，就压力面而言，在压力面侧为凸的场合为正。在本发明的实施例的涡轮动叶片中，R1和R2是正，R3是负。图10表示作为本发明的实施例的涡轮动叶片的叶片压力面的叶片面曲率分布。横轴采用沿叶片压力面的曲线长。在通常的涡轮叶片中，叶片出口角相对于叶片入口角在圆周方向上倾斜，叶片压力面的叶片面曲率在叶片后边缘侧为负。相对于此，在本实施例中，叶片压力面的叶片面曲率(图9的R1)一 直为非负、即正或零。由此，如图5或图9所示，为形成在与相对的叶片间之间的流道面积向下游侧增加的形状，流体能从入口角ang1顺畅地加速到出口角ang2。其结果，能够减弱以图4所示的叶片压力面为起因的后边缘部的冲击波S2。图11表示作为本发明的实施例的涡轮动叶片的叶片负压面的叶片面曲率分布。横轴采用沿叶片负压面的曲线长。在通常的涡轮叶片中，叶片出口角相对于叶片入口角在圆周方向上倾斜，叶片负压面的叶片面曲率在下游侧(叶片后边缘侧)也为正。相对于此，在本实施例中，叶片负压面的叶片面曲率在包括前边缘部的上游侧(图9中的R2)为正，在下游侧(图9中的R3)为负。即，在中途具有曲率为零的拐点。由此，如图5或图9所示，为形成在与相对的叶片间之间的流道面积在下游侧增加的形状，流体能从入口角ang1顺畅地加速到出口角ang2。其结果，能够减弱以图4所示的叶片负压面为起因的后边缘部的冲击波S3。图12表示作为本发明的实施例的涡轮动叶片的叶片压力面的叶片面曲率分布的详细。横轴采用沿叶片压力面的曲线长。纵轴以将作为图9所示的叶片间的圆周方向距离的间距除以作为叶片压力面曲率的倒数的曲率半径得到的无量纲叶片压力面曲率表示(是间距×叶片压力面曲率，但为了使作为无量纲的叶片压力面曲率明了化，以间距÷叶片压力面曲率半径表述)。在沿叶片压力面的曲线长为从全长的30％到60％的范围为0.0以上且小于0.1。更理想的是，为图12的70、至少71那样的曲率分布。使用图13和图14说明其理由。图13是使无量纲叶片压力面曲率如在图12中以符号72表示的线那样，即使在从沿叶片面的长度的30％到60％的范围也为0.1以上(超过0.1)的涡轮动叶片80的流场的特征的图。由于该正0.1以上(超过0.1)的较大的曲率R4，在叶片的压力面上产生使流体加速的膨胀波81。利用该膨胀波81，超音速流入M1被加速而为M3。因此，在叶片前边缘上游产生的冲击波S8(图4所示的冲击波S1)变强，损失增加。图14表示作为本发明的实施例的涡轮动叶片的流场的特征。在图14所示的涡轮动叶片82中，使无量纲叶片压力面曲率如在图12中以符号70或71所示的线那样，在从沿叶片面的长度的30％到60％的范围比0.1小。由于叶片 压力面曲率R5小，因此从叶片压力面不产生膨胀波，超音速流入M1不会被加速，以最小的马赫数在叶片前边缘上游形成冲击波S10(图4所示的冲击波S1)。因此，能够将冲击波损失抑制得小。流体在形成有叶片间流道部的、在比沿叶片压力面的曲线长的60％靠下游部部分弯曲而被加速。在此，产生膨胀波83，但由于冲击波83位于比叶片前边缘部4靠下游侧，因此只与叶片间流道部的倾斜冲击波的部分干涉。与叶片前边缘上游部的垂直冲击波不同，叶片间流道部的倾斜冲击波的下游能够维持超音速流体，因此不会成为大的损失的原因。另外，在超音速流入时，流入角与流入马赫数不是互相独立。该流入角和流入马赫数的关系被称为唯一入射角关系，由叶片的形状决定。因此，进行超音速流入的超音速叶片通过为同时满足在上游设计阶段决定的速度三角形的流入角和流入马赫数的双方的形状，期望抑制由速度三角形与叶片未对准产生的附加的损失的增加。具体地说，期望从在叶片压力面的、沿叶片面的长度的30％到60％的范围使无量纲叶片面曲率比0.1小，并且使其面的平均角接近(优选实质上一致)流入角(基本与叶片流入角ang1相等)。由此，抑制从叶片压力面产生的膨胀波，能够满足位于入射角关系，能够抑制由速度三角形和叶片未对准引起的附加的损失的增加。图15表示在从沿叶片压力面的、叶片面的长度的30％到60％的范围使无量纲叶片面曲率为0.1以下，并且使该面的平均角与流入角一致的场合的、叶片面马赫数Mb的分布图。叶片面马赫数Mb使用叶片面压力p、入口驻点压力p0、比热比γ并由式(2)计算。(数学式2)叶片压力面的、以符号100表示的部分与流入马赫数相等，为一定值。因此，不会产生多余的膨胀波。若总结上述的本发明的各实施例的超音速叶片型的形状的特征，则如图16所示。(1)为涡轮叶片的叶片前边缘部也由曲率连续的曲线形成，涡轮叶片的上游侧的、成为叶片的最大厚度的二分之一的位置和与叶片前边缘端的距离比叶片的最大厚度的二分之一大的结构(图7)，或涡轮叶片的叶片前边缘部也以曲率连续的曲线形成，叶片的上游侧的、为叶片的最大厚度的五分之一的位置的、叶片负压面和叶片压力面的入口角方向所成的角的大小都为20度以下(图8)。(2)在将叶片面曲率的曲率中心位于叶片的内部方向时作为正时，叶片压力面的曲率从前边缘端到后边缘端都为正或零(图10)。(3)为叶片负压面的曲率在上游侧为正，在下游侧为负，在图中具有曲率为零的拐点的形状(图11)。(4)作为叶片间的圆周方向距离的间距除以作为叶片压力面曲率的倒数的曲率半径得到的叶片压力面无量纲曲率在沿叶片压力面的距离为从30％位置到60％间比0.1小(图12、14)。在该场合，期望使叶片压力面的平均角接近(优选实质上一致)流入角。(5)形成在动叶片间的叶片间流道为以入口为孔口的扩大流道(图5)。在形成以孔口为入口的扩大流道形状的场合，期望叶片出口角ang2比理论流出角ang2t大。为了形成以孔口为入口的扩大流道，具备其他特征、例如(4)的特征，叶片的最大厚度位置101配置为相对于叶片前边缘1LE更接近叶片后边缘1TE。如上所述，具有本发明的各实施例的特征的涡轮叶片在流入、流出速度都为超音速的场合，能将冲击波抑制得较弱，避免损失的增大。另外，本发明未限定于上述的实施例，包括多个变形例。例如，上述实施例为了容易说明本发明，进行了详细的说明，但未限定于具备说明的全部的结构。另外，能将某实施例的结构的一部分置换成其他实施例的结构，另外，也能在某实施例的结构上添加其他实施例的结构。另外，就各实施例的结构的一部分而言，也可以追加、删除、置换其他的结构。尤其在本发明中，通过组合(同时具有)各实施例的特征，能更有效地将冲击波抑制得较弱，能够避免损失的增大。例如，通过同时具有图7及图8所示的特征和图12(图14)所示的特征，能更有效地抑制上游的冲击波。另 外，图10及图11所示的特征通过与图12(图14)所示的特征一起，能有效地抑制下游的冲击波。另外，在上述的实施例中，对应用于最终级的场合进行了说明，但也能应用于比最终级靠前的级。在只有最终级流入、流出速度都为超音速的场合，优选只应用于最终级。