本発明は、ジェットエンジンにおける筒状のエンジンケース内に形成された環状のコア流路内に取り入れた空気を圧縮するジェットエンジン用圧縮機等に関する。

従来技術に係るジェットエンジン用圧縮機について図９及び図１０を参照して説明する。 なお、図中、「Ｆ」は、前方向（上流方向）、「Ｒ」は、後方向（下流方向）を指している。

図９に示すように、従来技術に係るジェットエンジン用圧縮機１０１は、筒状の圧縮機ケース１０３を具備しており、この圧縮機ケース１０３は、ジェットエンジンにおける筒状のエンジンケース１０５の一部を構成するものである。 また、圧縮機ケース１０３内には、複数段（最終段のみ図示）の圧縮機ロータ１０７が軸方向（圧縮機ケース１０３の軸方向）に沿って回転可能に設けられており、各段の圧縮機ロータ１０７は、軸心（圧縮機ケース１０３の軸心）周りに回転可能なディスク１０９、及びこのディスク１０９の外周面に等間隔に設けられかつエンジンケース１０５内に形成されたコア流路１１１に位置する複数（１つのみ図示）の動翼１１３を備えている。 更に、圧縮機ケース１０３内には、複数段（最終段のみ図示）の圧縮機ステータ１１５が軸方向に沿って複数段の圧縮機ロータ１０７と交互に設けられており、各段の圧縮機ステータ１１５は、周方向に等間隔に配設されかつコア流路１１１に位置する複数（１つのみ図示）の静翼１１７を備えている。

最終段の圧縮機ステータ１１５とジェットエンジンにおける燃焼器１１９の間には、圧縮空気（圧縮した空気）を減速させて燃焼器１１９へ送り出す環状のディフューザ１２１が形成されており、このディフューザ１２１は、コア流路１１１の一部を構成するものである。 また、ディフューザ１２１内には、圧縮機ケース１０３を支持する複数のストラット１２３が周方向に間隔を置いて設けられている。

従って、ジェットエンジン用圧縮機１０１の駆動によって複数段の圧縮機ロータ１０７を回転させることにより、複数段の圧縮機ロータ１０７と複数段の圧縮機ステータ１１５の協働によりコア流路１１１内に取り入れた空気を圧縮することができる。 そして、ディフューザ１２１によって前記圧縮空気を減速させて燃焼器１１９へ送り出す。

ところで、近年、ジェットエンジンの軽量化を図るために種々の開発がなされており、その一環として、図１０に示すようなストラット１２３を省略したジェットエンジン用圧縮機１２５も開発されている。 具体的には、最終段の圧縮機ステータ１１５の複数の静翼（最終段の静翼）１１７に圧縮機ケース１０３を支持する機能（ストラットとしての機能）を持たせるように、最終段の圧縮機ステータ１１５の各静翼（最終段の各静翼）１１７は、他の段の圧縮機ステータ１１７の各静翼（他の段の各静翼）１１７に比べて、肉厚が厚くかつコード長が長くなっている。 これにより、ストラット１２３を具備した従来技術に係るジェットエンジン用圧縮機１０１に比べて、最終段の圧縮機ステータ１１５の入口からディフューザ１２１の出口までの長さを短くして、換言すれば、ジェットエンジンの軸長を短くして、ジェットエンジンの軽量化を図ることができる。

なお、本発明に関連する先行技術として特許文献１及び特許文献２に示すものがある。

しかしながら、ストラットを省略した従来技術に係るジェットエンジン用圧縮機１２５は、最終段の圧縮機ステータ１１７の入口からディフューザ１２１の出口までの長さを短くして、ジェットエンジンの軽量化を図ることができるものの、最終段の圧縮機ステータ１１７の入口からディフューザ１２１の出口までの長さを短くした分だけ、最終段の圧縮機ステータ１１７の入口からディフューザの出口までの間で前記圧縮空気を急減速させる必要がある。 そのため、図１１（ａ）（ｂ）に示すように、最終段の静翼１１７の翼面近傍及びディフューザ１２１の壁面近傍に前記圧縮空気の流れの剥離によるエネルギー損失の大きい領域（エネルギー損失の非常に大きい領域を含む）が生じて、ジェットエンジン用圧縮機１２５の圧縮効率の低下を招くと共に、ディフューザ１２１の壁面近傍におけるエネルギー損失の大きな領域（低エネルギー流体）の存在によって前記圧縮空気の流れの方向が燃焼器１１９の要求する方向に対して変化してしまい、燃焼器１１９の燃焼効率の低下を招くという問題がある。 なお、図１１（ａ）（ｂ）におけるエネルギー損失の大きい領域は、３次元定常粘性ＣＦＤ（Computational Fluid Dynamics）解析により求めたものである。

そこで、本発明は、前述の課題を解決することができる、新規な構成のジェットエンジン用圧縮機等を提供することを目的とする。

本発明の発明者は、前述の課題を解決するために、試行錯誤を繰り返した結果、図２に示すように、コア流路の径方向内側の壁面（ハブ側の壁面）における最終段の圧縮機ステータの静翼（最終段の静翼）の前縁側から後縁側の間の部位（所定の部位、より具体的には、最終段の静翼の前縁から後縁にかけての部位）が適正な変曲点を基準として凹形状の第１曲面から凸形状の第２曲面に遷移させた場合に、コア流路の径方向内側の壁面における所定の部位が直線である場合（図１０に示すような場合）の解析結果（図１１（ａ）（ｂ）参照）に比べて、図３（ａ）（ｂ）に示すように、静翼の翼面及びディフューザの壁面におけるエネルギー損失の大きな領域を縮小することができるという、新規な知見を得ることができ、本発明を完成するに至った。 これは、コア流路における最終段の圧縮機ステータの入口付近での圧縮空気の減速を大きくすることにより、結果的に、コア流路における最終段の圧縮機ステータの出口付近での圧縮空気の減速を緩やかにさせたことによるものと考えられる。 ここで、適正な変曲点とは、最終段の圧縮機ステータの静翼の前縁から７０〜８５％コード長、好ましくは、７５〜８０％コード長だけ離れた点である。 なお、図３（ａ）（ｂ）におけるエネルギー損失の大きい領域は、３次元定常粘性ＣＦＤ解析により求めたものである。

本発明の第１の特徴は、ジェットエンジンにおける筒状のエンジンケース内に形成された環状のコア流路内に取り入れた空気を圧縮するジェットエンジン用圧縮機において、前記エンジンケースの一部を構成する筒状の圧縮機ケースと、前記圧縮機ケース内に軸方向（前記圧縮機ケースの軸方向）に沿って回転可能に設けられ、軸心（前記圧縮機ケースの軸心）周りに回転可能なディスク、及び前記ディスクの外周面に等間隔に一体的に設けられかつ前記コア流路内に位置する複数の動翼を備えた複数段の圧縮機ロータと、前記圧縮機ケース内に軸方向に沿って複数段の前記圧縮機ロータと交互に設けられ、周方向に等間隔に配設されかつ前記コア流路内に位置する複数の静翼を備えた複数段の圧縮機ステータと、を具備し、最終段の前記圧縮機ステータの各静翼が前記圧縮機ケースを支持する機能（ストラットとしての機能）を持つように、最終段の前記圧縮機ステータにおける各静翼は、他の段の前記圧縮機ステータの各静翼に比べて、コード長が長くなっており、最終段の前記圧縮機ステータと前記ジェットエンジンにおける燃焼器の間に、前記コア流路の一部を構成しかつ圧縮空気を減速させて前記燃焼器へ送り出す環状のディフューザが形成されてあって、前記コア流路の径方向内側の壁面（ハブ側の壁面）における最終段の前記圧縮機ステータの前記静翼の前縁から後縁にかけての部位（所定の部位）は、凹形状の第１曲面から凸形状の第２曲面に遷移しており、前記第１曲面から前記第２曲面に遷移する変曲点は、最終段の前記圧縮機ステータの前記静翼の前縁から７０〜８５％コード長だけ離れた点であることを要旨とする。

第１の特徴によると、前記ジェットエンジン用圧縮機の駆動によって複数段の前記圧縮機ロータを回転させることにより、複数段の前記圧縮機ロータと複数段の前記圧縮機ステータの協働により前記コア流路内に取り入れた空気を圧縮することができる。 そして、前記ディフューザによって前記圧縮空気を減速させて前記燃焼器へ送り出す。

また、最終段の前記圧縮機ステータの各静翼に前記圧縮機ケースを支持する機能を持たせるようにしているため、前記ジェットエンジン用圧縮機からストラットを省略することができる。 これにより、前記ストラットを具備したジェットエンジン用圧縮機（図９参照）に比べて、最終段の前記圧縮機ステータの入口から前記ディフューザの出口までの長さを短くして、換言すれば、前記ジェットエンジンの軸長を短くして、前記ジェットエンジンの軽量化を図ることができる。

そして、前記コア流路の径方向内側の壁面における所定の部位が凹形状の前記第１曲面から凸形状の前記第２曲面に遷移しており、前記第１曲面から前記第２曲面に遷移する変曲点が最終段の前記圧縮機ステータの前記静翼の前縁から７０〜８５％コード長だけ離れた点であるため、前述の新規な知見を適用すると、前記コア流路の径方向内側の壁面における所定の部位が直線である場合に比べて、前記静翼の翼面及び前記ディフューザの壁面におけるエネルギー損失の大きな領域を縮小することができる。

本発明の第２の特徴は、ジェットエンジンにおいて、第１の特徴からなるジェットエンジン用圧縮機を具備したことを特徴とする。

第２の特徴によると、第１の特徴による作用と同様の作用を奏する。

本発明によれば、前記ジェットエンジンの軸長を短くして、前記ジェットエンジンの軽量化を図った上で、前記コア流路の径方向内側の壁面における所定の部位が直線である場合に比べて、前記静翼の翼面及び前記ディフューザの壁面におけるエネルギー損失の大きな領域を縮小することができるため、前記ジェットエンジン用圧縮機の圧縮効率を向上させると共に、前記圧縮空気の流れの方向の前記燃焼器の要求する方向に対する変化を抑えて、前記燃焼器の燃焼効率を高めることができる。

本発明の実施形態に係るジェットエンジン用高圧圧縮機の要部を示す模式的な側面図である。

本発明の発明者が見出した新規な知見を説明する図である。

図３（ａ）は、新規な知見に係る最終段の静翼の負圧面近傍及びディフューザにおけるエネルギー損失の大きな領域を示す子午面からの模式的な図、図３（ｂ）は、新規な知見に係るディフューザの出口近傍におけるエネルギー損失の大きな領域を示す図３（ａ）のIIIB矢視からの模式的な図である。

本発明の実施形態に係るジェットエンジンの側面図であって、上側半分を断面している。

本発明の実施形態の変形例１に係る最終段の静翼の周辺を示す模式的な側面図である。

図６（ａ）は、本発明の実施形態の変形例１に係る最終段の静翼の負圧面近傍及びディフューザにおけるエネルギー損失の大きな領域を示す子午面方向からの模式的な図、図６（ｂ）は、本発明の実施形態の変形例１に係るディフューザの出口近傍におけるエネルギー損失の大きな領域を示す図６（ａ）のVIB矢視からの模式的な図である。

図７（ａ）は、本発明の実施形態の変形例２に係る最終段の静翼のチップ側の翼断面を示す図、図７（ｂ）は、本発明の実施形態の変形例２に係る最終段の静翼の中央スパン側の翼断面を示す図である。

図８（ａ）は、本発明の実施形態の変形例２に係る最終段の静翼の負圧面近傍及びディフューザにおけるエネルギー損失の大きな領域を示す子午面方向からの模式的な図、図８（ｂ）は、本発明の実施形態の変形例２に係るディフューザの出口近傍におけるエネルギー損失の大きな領域を示す図８（ａ）のVIIIB矢視からの模式的な図である。

従来技術に係るジェットエンジン用圧縮機を示す模式的な側面図である。

ストラットを省略した従来技術に係るジェットエンジン用圧縮機を示す模式的な側面図である。

図１１（ａ）は、従来技術に係る最終段の静翼の負圧面近傍及びディフューザにおけるエネルギー損失の大きな領域を示す子午面方向からの模式的な図、図１１（ｂ）は、従来技術に係るディフューザの出口近傍におけるエネルギー損失の大きな領域を示す図１１（ａ）のXIB矢視からの模式的な図である。

本発明の実施形態について図１から図８を参照して説明する。 なお、図中、「Ｆ」は、前方向（上流方向）、「Ｒ」は、後方向（下流方向）を指している。

図４に示すように、本発明の実施の形態に係るジェットエンジン１は、航空機に搭載されるエンジンであって、筒状のエンジンケース３をベースとして具備しており、このエンジンケース３には、筒状のカウル５が囲むように設けられている。 また、エンジンケース３内には、環状のコア流路（主流路）７が形成されており、カウル５とエンジンケース３の間には、環状のバイパス流路９が形成されている。

エンジンケース３の前部には、コア流路７及びバイパス流路９に空気を取入れるファン（ファンロータ）１１が回転可能に設けられている。 そして、エンジンケース３内におけるファン１１の後側には、主流路７内に取り入れた空気を低圧圧縮する低圧圧縮機１３が設けられている。 また、低圧圧縮機１３は、エンジンケース３内に軸方向（エンジンケース３の軸方向）に沿って回転可能に設けられた複数段の低圧圧縮機ロータ１５、及びエンジンケース３内に軸方向に沿って複数段の低圧圧縮機ロータ１５と交互に設けられた複数段の低圧圧縮機ステータ１７を備えている。

エンジンケース３内における低圧圧縮機１３の後方側には、低圧圧縮された圧縮空気を高圧圧縮する高圧圧縮機１９が設けられている。 また、高圧圧縮機１９は、エンジンケース３内に軸方向に沿って回転可能に設けられた複数段の高圧圧縮機ロータ２１、及びエンジンケース３内に軸方向に沿って複数段の高圧圧縮機ロータ２１に交互に設けられた複数段の高圧圧縮機ステータ２３を備えている。 なお、高圧圧縮機１９の構成の詳細については、後述する。

エンジンケース３内における高圧圧縮機１９の後側には、圧縮空気中で燃料を燃焼させる環状の燃焼器２５が設けられている。 また、燃焼器２５は、周方向に配設されかつ燃料を噴射する複数（１つのみ図示）の噴射ノズル２７を備えている。

エンジンケース３内における燃焼器２５の後側には、高圧タービン２９が設けられており、この高圧タービン２９は、燃焼器２５からの燃焼ガスの膨張によって駆動すると共に高圧圧縮機１９を連動して駆動させるものである。 また、高圧タービン２９は、エンジンケース３内に軸方向に沿って回転可能に設けられた複数段（２段）の高圧タービンロータ３１、及びエンジンケース３内に軸方向に沿って複数段の高圧タービンロータ３１の間に挟まれるように設けられた高圧タービンステータ３３を備えている。 ここで、複数段の高圧タービンロータ３１は、複数段の高圧圧縮機ロータ２１に一体的に連結してある。

エンジンケース３内における高圧タービン２９の後方側には、低圧タービン３５が設けられており、この低圧タービン３５は、燃焼ガスの膨張によって駆動する共に低圧圧縮機１３及びファン１１を連動して駆動させるものである。 また、低圧タービン３５は、エンジンケース３内に軸方向に沿って回転可能に設けられた複数段の低圧タービンロータ３７、及びエンジンケース３内に軸方向に沿って複数段の低圧タービンロータ３７と交互に設けられた複数段の低圧タービンステータ３９を備えている。 ここで、複数段の低圧タービンロータ３７は、複数段の低圧圧縮機ロータ１５及びファン１１に一体的に連結してある。

続いて、ジェットエンジン１の一般的な動作について説明する。

適宜のスタータ装置（図示省略）の作動によって高圧圧縮機１９を駆動して、複数段の高圧圧縮機ロータ２１を回転させる。 これにより、ジェットエンジン１の稼働を開始することができる。

ジェットエンジン１の稼動開始後に、燃焼器２５によって圧縮空気の中で燃料を燃焼させることにより、燃焼ガスの膨張によって高圧タービン２９及び低圧タービン３５を駆動させて、複数段の高圧タービンロータ３１及び複数段の低圧タービンロータ３７を回転させる。 また、高圧タービン２９によって高圧圧縮機１９を連動して駆動させて、複数段の高圧圧縮機ロータ２１を回転させると共に、低圧タービン３５によって低圧圧縮機１３及びファン１１を連動して駆動させて、複数段の低圧圧縮機ロータ１５及びファン１１を回転させる。 これにより、ファン１１によって空気をコア流路７及びバイパス流路９に取り入れて、低圧圧縮機１３によってコア流路７に取り入れた空気を低圧圧縮し、更に、高圧圧縮機１９によって低圧圧縮された圧縮空気を高圧圧縮することができる。

前述のような一連の動作（ファン１１の駆動、低圧圧縮機１３の駆動、高圧圧縮機１９の駆動、燃焼器２５による燃焼、高圧タービン２９の駆動、低圧タービン３５の駆動）が連続して行われることにより、ジェットエンジン１を適切に稼働させることができ、コア流路７から噴射される燃焼ガス及びバイパス流路９から噴射される空気によって推進力を得ることができる。

続いて、本発明の実施形態の要部である高圧圧縮機（ジェットエンジン用高圧圧縮機）１９の詳細について説明する。

図１に示すように、本発明の実施形態に係る高圧圧縮機１９は、筒状の高圧圧縮機ケース４１を具備しており、この高圧圧縮機ケース４１は、エンジンケース３の一部を構成するものである。 また、高圧圧縮機ケース４１内には、前述のように、複数段（図１には最終段のみ図示）の高圧圧縮機ロータ２１が軸方向（高圧圧縮機ケース４１の軸方向）に沿って設けられており、各段の高圧圧縮機ロータ２１は、軸心（高圧圧縮機ケース４１の軸心）周りに回転可能なディスク４３、及びこのディスク４３の外周面に等間隔に設けられかつコア流路７に位置する複数の動翼４５を備えている。

高圧圧縮機ケース４１内には、前述のように、複数段（図１には最終段のみ図示）の高圧圧縮機ステータ２３が軸方向に沿って複数段の高圧圧縮機ロータ２１と交互に設けられており、各段の高圧圧縮機ステータ２３は、周方向に等間隔に配設されかつコア流路７に位置する複数（図１には１つのみ図示）の静翼４７を備えている。 そして、最終段の高圧圧縮機ステータ２３の各静翼（最終段の各静翼）４７が高圧圧縮機ケース４１を支持する機能（ストラットとしての機能）を持つように、最終段の高圧圧縮機ステータ２３における各静翼４７は、他の段の高圧圧縮機ステータ２３の各静翼（他の段の各静翼）４７に比べて、コード長が長くなっている。 なお、最終段の高圧圧縮機ステータ２３における各静翼４７は、他の段の各静翼４７に比べて、肉厚が厚くなっていることが望ましい。

最終段の高圧圧縮機ステータ２３と燃焼器２５の間には、圧縮空気を減速させて燃焼器２５へ送り出す環状のディフューザ４９が形成されており、このディフューザ４９は、コア流路７の一部を構成するものである。

そして、コア流路７の径方向内側の壁面（ハブ側の壁面）における最終段の高圧圧縮機ステータ２３の静翼４７の前縁から後縁にかけての部位（所定の部位）は、凹形状の第１曲面ＦＲから凸形状の第２曲面ＳＲに遷移している。 また、第１曲面ＦＲから第２曲面ＳＲに遷移する変曲点ＩＰは、最終段の高圧圧縮機ステータ２３の静翼４７の前縁から７０〜８５％コード長、好ましくは、７５〜８０％コード長だけ離れた点である。 ここで、変曲点ＩＰを最終段の高圧圧縮機ステータ２３の静翼４７の前縁から７０％コード長以上離れるようにしたのは、７０％コード長未満しか離れていないとすると、コア流路７における最終段の高圧圧縮機ステータ２３の入口付近での圧縮空気の減速を大きくすることが困難になるからである。 一方、変曲点ＩＰを最終段の高圧圧縮機ステータ２３の静翼４７の前縁から８５％コード長を超えて離れないようにしたのは、８５％コード長を超えて離れると、コア流路７における最終段の高圧圧縮機ステータ２３の出口付近での圧縮空気の減速を緩やかにさせることが困難になるからである。 なお、所定の部位は、静翼４７の前縁から後縁にかけての部位に限られるものでなく、静翼４７の前縁側と後縁側の間の部位であれば構わない。

続いて、本発明の実施形態の作用及び効果について説明する。

前述のように、高圧圧縮機１９の駆動によって複数段の高圧圧縮機ロータ２１を回転させることにより、複数段の高圧圧縮機ロータ２１と複数段の高圧圧縮機ステータ２３の協働によりコア流路７内に取り入れた空気を高圧圧縮することができる。 そして、ディフューザ４９によって圧縮空気を減速させて燃焼器２５へ送り出す。

また、最終段の高圧圧縮機ステータ２３の各静翼４７に高圧圧縮機ケース４１を支持する機能を持たせるようにしているため、高圧圧縮機１９からストラットを省略することができる。 これにより、ストラットを具備したジェットエンジン用圧縮機（図９参照）に比べて、最終段の高圧圧縮機ステータ２３の入口からディフューザ４９の出口までの長さを短くして、換言すれば、ジェットエンジン１の軸長を短くして、ジェットエンジン１の軽量化を図ることができる。

そして、コア流路７の径方向内側の壁面における所定の部位が凹形状の第１曲面ＦＲから凸形状の第２曲面ＳＲに遷移しており、第１曲面ＦＲから第２曲面ＳＲに遷移する変曲点ＩＰが最終段の高圧圧縮機ステータ２３の静翼４７の前縁から７０〜８５％コード長だけ離れた点であるため、前述の新規な知見を適用した解析結果（図３（ａ）（ｂ）参照）と、コア流路７の径方向内側の壁面における所定の部位が直線である場合（図１０参照）の解析結果（図１１（ａ）（ｂ）参照）とから、静翼４７の翼面及びディフューザ４９の壁面におけるエネルギー損失の大きな領域（エネルギー損失の非常に大きな領域を含む）を縮小することが判明した。

従って、本発明の実施形態によれば、ジェットエンジン１の軸長を短くして、ジェットエンジン１の軽量化を図った上で、コア流路７の径方向内側の壁面における所定の部位が直線である場合に比べて、静翼４７の翼面及びディフューザ４９の壁面におけるエネルギー損失の大きな領域を縮小することができるため、高圧圧縮機１９の圧縮効率を向上させると共に、圧縮空気の流れの方向の燃焼器２５の要求する方向に対する変化を抑えて、燃焼器２５の燃焼効率を高めることができる。

（変形例１）
本発明の実施形態の変形例１について図５及び図６（ａ）（ｂ）を参照して説明する。

図５に示すように、ディフューザ４９の流路中心ＰＣの沿う方向に対応して、具体的には、ディフューザ４９の流路中心ＰＣが下流側に向かって高圧圧縮機ケース４１の軸心に徐々に近づくようになっていることに対応して、最終段の高圧圧縮機ステータ２３の静翼（最終段の静翼）４７の前縁は、ハブ側（基端側）がチップ側（先端側）よりも下流側に位置するようにスイープさせている。

ここで、最終段の静翼４７の前縁のハブ側の入射角θｈは、９°であって、最終段の静翼４７の前縁のチップ側の入射角θｔは、１５°である。 また、最終段の静翼４７の前縁のハブ側から６０％スパン長までの部位は、直線状になっており、最終段の静翼４７の前縁の６０％スパン長からチップ側までの部位は、二次曲線状になっている。

本発明の実施形態の変形例１によると、ディフューザ４９の流路中心ＰＣの沿う方向に対応して最終段の静翼４７の前縁をスイープさせているため、最終段の静翼４７の前縁をスイープさせない場合（図１に示す場合）の解析結果（図３（ａ）（ｂ）参照）に比べて、図６（ａ）（ｂ）に示すように、ディフューザ４９の壁面におけるエネルギー損失の大きな領域（エネルギー損失の非常に大きな領域を含む）をより縮小することができることが判明した。 なお、図６（ａ）（ｂ）におけるエネルギー損失の大きい領域は、３次元定常粘性ＣＦＤ解析にをより求めたものである。

従って、本発明の実施形態の変形例１によれば、前述の本発明の実施形態の効果をより高めることができる。

なお、ディフューザ４９の流路中心ＰＣが下流側に向かって高圧圧縮機ケース４１の軸心に徐々に遠ざかるようになっている場合には、最終段の静翼４７の前縁をハブ側がチップ側よりも上流側に位置するようにスイープさせることが望ましい。

（変形例２）
本発明の実施形態の変形例２について図７及び図８（ａ）（ｂ）を参照して説明する。

図７に示すように、本発明の実施形態の変形例１と同様に、最終段の静翼４７の前縁をスイープさせた上で、ディフューザ４９の流路中心ＰＣの沿う方向に対応して、具体的には、ディフューザ４９の流路中心ＰＣが下流側に向かって高圧圧縮機ケース４１の軸心に徐々に近づくようになっていることに対応して、最終段の静翼４７のキャンバ角は、中央スパン側からチップ側にかけて徐々に小さくなっている。 なお、最終段の静翼４７のキャンバ角は、（入口スワール角θｇ）−（出口スワール角θｅ）によって決定されるものである。

本発明の実施形態の変形例２によると、ディフューザ４９の流路中心ＰＣの沿う方向に対応して最終段の静翼４７の前縁をスイープさせた上で、ディフューザ４９の流路中心ＰＣの沿う方向に対応して、最終段の静翼４７のキャンバ角を中央スパン側からチップ側にかけて徐々に小さくなるようにしているため、最終段の静翼４７の前縁をスイープさせない場合（図１に示す場合）の解析結果（図３（ａ）（ｂ）参照）に比べて、図８（ａ）（ｂ）に示すように、ディフューザ４９の壁面におけるエネルギー損失の大きな領域（エネルギー損失の非常に大きな領域を含む）をより一層縮小することができることが判明した。 なお、図８（ａ）（ｂ）におけるエネルギー損失の大きい領域は、３次元定常粘性ＣＦＤ解析により求めたものである。

従って、本発明の実施形態の変形例２によれば、前述の本発明の実施形態の効果をより一層高めることができる。

なお、ディフューザ４９の流路中心ＰＣが下流側に向かって高圧圧縮機ケース４１の軸心に徐々に遠ざかるようになっている場合には、最終段の静翼４７のキャンバ角を中央スパン側からハブ側にかけて徐々に小さくなるようすることが望ましい。

また、ディフューザ４９の流路中心ＰＣの沿う方向に対応して最終段の静翼４７の前縁をスイープさせないで、ディフューザ４９の流路中心ＰＣの沿う方向に対応して、最終段の静翼４７のキャンバ角を中央スパン側からチップ側にかけて徐々に小さくなるようにした場合にも、図示は省略するが、図８（ａ）（ｂ）に示すような解析結果と同様の解析結果を得ることが判明した。

なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限られるものではなく、種々の態様で実施可能である。 また、本発明に包含される権利範囲は、これらの実施形態に限定されないものである。

１ ジェットエンジン ３ エンジンケース ５ カウル ７ コア流路 ７ 主流路 ９ バイパス流路１１ ファン１３ 低圧圧縮機１９ 高圧圧縮機２１ 高圧圧縮機ロータ２３ 高圧圧縮機ステータ２５ 燃焼器２９ 高圧タービン３５ 低圧タービン４１ 高圧圧縮機ケース４３ ディスク４５ 動翼４７ 静翼４９ ディフューザＦＲ 第１曲面ＳＲ 第２曲面ＩＰ 変曲点ＰＣ 流路中心