(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
内部構造体が外板に覆われて構成される航空機の翼であって、
外板は、一部が残余の部分と別体に形成され、
外板の一部は、外板の残余の部分よりも曲げ剛性が低く、残余の部分に接着して接合され、
外板の残余部分は、内部構造体にファスナを用いて締結されていることを特徴とする翼の内部圧力開放構造。
【請求項２】
外板の一部と外板の残余の部分とが接合される部分は、翼外方に向かうにつれて外方に突出していることを特徴とする請求項１記載の翼の内部圧力開放構造。
【請求項３】
外板の一部および外板の残余の部分は、複数の層部分が積層されて構成され、外板の一部と外板の残余の部分とが接合される部分が階段状に形成されていることをことを特徴とする請求項２記載の翼の内部圧力開放構造。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機の翼の構造、特に翼の内部圧力開放構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空機の主翼の先端部の主翼外翼は、飛行中は揚力を得て、機体を空中に支える働きをしている。航空機の後方に配置される尾翼は、水平尾翼と垂直尾翼とから構成され、水平尾翼は、機体に働く空気力を機体の重心まわりに釣り合わせて、上下方向の安定を保つ働きをしている。垂直尾翼は、機体の方向安定を保ち、機体の横滑りを制御する働きをしている。したがって、主翼外翼および尾翼は、航空機が安全に飛行するために欠くことのできない翼である。
【０００３】
従来の大型機の翼には、翼の長手方向に延びる桁、桁に垂直に配置されるリブ、外板、および外板に翼の内側から固定される多数のストリンガを含んで構成されるマルチストリンガ構造が多く用いられている。マルチストリンガ構造において、外板およびストリンガには、桁と同様に、曲げモーメントおよびせん断力が作用し、外板と桁には、ねじりモーメントが作用する。
【０００４】
図１２は、対象物に炸裂弾２が衝突したときの状態を示す断面図である。図１２（１）に示されるように、対象物の外板１に炸裂弾２が着弾すると、炸裂弾２の炸薬３が爆発し、図１２（２）に示されるように、爆発によって生じる爆風とともに炸裂弾から小片４が放出され、対象物の内空間に飛散する。
【０００５】
図１３は、翼５に炸裂弾２が衝突したときの状態を示す断面図である。図１３（１）に示されるように、翼５の外板６に炸裂弾２が着弾すると、炸裂弾２の炸薬が爆発し、図１３（２）に示されるように、爆発によって生じる爆風とともに炸裂弾２から小片４が放出され、翼５の内空間に飛散する。爆風は、翼５の内空間に充満し、図１３（３）に示されるように、外板６、補強材である桁ならびにストリンガ、および薄肉部材に対して、過大な圧力を与えて、これらの部材を損傷させる。爆風は、前記部材が破壊されて、爆風が全て翼の外に出てしまうまで、前記部材に圧力を与え続ける。その結果、図１３（４）に示されるように、外板６をはじめとする部材が飛散する。このように炸裂弾２によって、翼５は致命的な損傷を受ける。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
上述のように、外板、ストリンガ、桁およびリブなどの翼の主要な構造部材が損傷すると、翼が翼形を維持することができなくなり、航空機の安全な飛行を保証できなくなる。
【０００７】
航空機の翼に炸裂弾が着弾して爆発すると、図１３（３）に示されるように、爆風によって外板６などの構造部材が変形し、さらに小片４によって構造部材に貫通孔が形成される。特に大型航空機の主翼外翼および尾翼のような薄い外板を持つ翼の場合、爆風によって外板が広範囲にわたって破壊される。外板が広範囲にわたって破壊されると、桁およびリブなどにも、甚大な損傷がおきる。
【０００８】
翼内で発生した爆風によって、翼が極力破壊されないようにするために、軸力などの荷重があまりかからない部材を、爆発時に積極的に破壊されるようにして、その部材が破壊された箇所から爆風を逃がして、翼の主要な構造部材および部材どうしの結合部分が爆風によって損傷することを防止する翼の構造が求められている。
【０００９】
本発明の目的は、炸裂弾による爆風による損傷を軽減できる翼の内部圧力開放構造を提供することである。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
本発明は、内部構造体が外板に覆われて構成される航空機の翼であって、
外板は、一部が残余の部分と別体に形成され、
外板の一部は、外板の残余の部分よりも曲げ剛性が低く、残余の部分に接着して接合され、
外板の残余部分は、内部構造体にファスナを用いて締結されていることを特徴とする翼の内部圧力開放構造である。
【００１１】
本発明に従えば、外板の一部は、外板の残余の部分と別体に形成され、外板の残余の部分よりも曲げ剛性が低く、残余の部分に接着して設けられる。このような構成によって、翼内の圧力が上昇すると、曲げ剛性が低い外板の一部が、曲げ剛性の高い外板の残余の部分よりも先に変形することによって、曲げ剛性が変化する部分、したがって外板の一部と残余の部分とが接合される部分に、応力を集中させることができる。これによって翼内の圧力が上昇して所定の圧力以上になると、接合される部分での剥離を進展させ、外板の一部を飛散させることができる。このようにして、外板の一部だけを、外板の残余の部分を損傷させることなく、飛散させることができる。したがって外板の大半に影響する大きな損傷、および外板の大半が飛散してしまうことを防ぎ、翼の形状を保持することができるので、航空機の安全な飛行を続行することができる。
また外板の残余部分は、内部構造体にファスナを用いて締結されているので、翼内の圧力が上昇し、外板の一部が飛散するときに、外板の残余の部分が損傷、および飛散することを防ぐことができる。したがって外板の大半に影響する大きな損傷、および外板の大半が飛散してしまうことを、確実に防ぐことができる。
【００１２】
また本発明は、外板の一部と外板の残余の部分とが接合される部分は、翼外方に向かうにつれて外方に突出していることを特徴とする。
【００１３】
本発明に従えば、外板の一部と残余の部分とが接合される部分は、翼外方に向かうにつれて外方へ突出して形成されており、前述のようにして外板の一部と残余の部分とが接合される部分に、応力が集中すると、剥離が容易に進展するので、外板の一部を容易に飛散させることができる。
【００１４】
また本発明は、外板の一部および外板の残余の部分は、複数の層部分が積層されて構成され、外板の一部と外板の残余の部分とが接合される部分が階段状に形成されていることを特徴とする。
【００１５】
本発明に従えば、外板の一部と外板の残余の部分とが接合される部分は、階段状に形成されている。このように接合部分を、階段状に形成することによって、直線状に形成する場合に比べて、接合面積を大きくすることができる。これによって外板の一部を、残余の一部に比べて剛性が低くするために、厚み寸法を小さくしても、通常航行時において外板に作用する空気力では損傷せずに坑することができる接合力を得ることができる。このように通常航行に関しては充分な接合力を得たうえで、接着による接合は、爆風などの衝撃的な圧力に対しては脆弱であり、外板の一部が容易に飛散することができる。
【００２０】
【発明の実施の形態】
図１は、本発明の実施の一形態の翼の内部圧力開放構造を用いた航空機１１を示す斜視図である。本実施の形態の翼の内部圧力開放構造は、尾翼１５および主翼外翼１３に用いられる。主翼外翼１３は、飛行中は揚力を得て、機体を空中に支える働きをする航空機１１の主翼１４の先端部である。航空機１１の後方に配置される尾翼１５は、水平尾翼１２と垂直尾翼１６を含んで構成され、水平尾翼１２は、機体に働く空気力を機体の重心まわりに釣り合わせて、ピッチ方向の安定を保つ働きをする。垂直尾翼１６は、機体のヨー方向の安定を保ち、機体の横滑りを制御する働きをする。
【００２１】
図２は、航空機１１の水平尾翼１２を示す斜視図である。水平尾翼１２は、機体に固定される水平安定板２１と、変位自在な動翼２２とを含んで構成される。水平安定板２１は、前縁部２３、後縁部２４、および前縁部２３と後縁部２４との間に配置される翼桁間構造部２５を含んで構成される。動翼２２は、後縁部２４に角変位自在に直結されている。
【００２２】
図３は、水平尾翼１２の水平安定板２１の内部構造体２１ａを示す斜視図である。内部構造体２１ａは、水平尾翼（以後「翼」ということがある）１２の長手方向に延びて配置される前桁２６、翼１２の長手方向に延び、前桁２６の翼弦方向後縁側に配置される後桁２７、翼弦方向に延び、翼１２の長手方向に所定の間隔をあけて並び、前桁２６と後桁２７とに連結される複数のリブ２８、翼１２の長手方向に延び、前桁２６の翼弦方向前縁側に配置される前縁補強部材２９ａ、翼１２の長手方向に延び、後桁２７の翼弦方向後縁側に配置される後縁補強部材２９ｂ、前縁補強部材２９ａと前桁２６とを連結する複数の第１連結部材３０ａ、および後縁補強部材２９ｂと後桁２７とを連結する複数の第２連結部材３０ｂを含んで構成される。前桁２６、後桁２７、リブ２８、前縁補強部材２９ａ、後縁補強部材２９ｂ、第１連結部材３０ａおよび第２連結部材３０ｂを総称して、内部構造部材と呼ぶ。これらの内部構造部材を外部から覆うように外皮体３１を連結して、翼１２が構成される。
【００２３】
図４は、図２のセクションＩＶを拡大して、前桁２６と後桁２７との間の水平尾翼１２の構造を示す斜視図である。外皮体３１は、外板３２、および前桁２６と後桁２７との間の外板３２に、翼１２の長手方向に延び、翼１２の翼弦方向に並んで、翼１２の内側から固定される補強体である複数のストリンガ３３を含んで構成される。外板３２とストリンガ３３とは、コキュア（Ｃｏｃｕｒｅ）接着される。コキュア接着は、成形した外板３２およびストリンガ３３を硬化せずに、外板３２にストリンガ３３を密着させて、外板３２とストリンガ３３とを個々に硬化させると同時に、ストリンガ３３に含浸させる合成樹脂を接着剤として接着する接合方法である。
【００２４】
ストリンガ３３は、炭素繊維強化樹脂材料（略称：ＣＦＲＰ）から成り、軸直角断面における外形が一様に略台形状で、軸直角断面で見たときに、台形の平行な２つの辺のうち長い方の辺を成す側面が、外板３２に、翼の内方側から接着される。ＣＦＲＰは、繊維材料、たとえば炭素繊維に、合成樹脂、たとえばエポキシ樹脂を含浸した複合材料である。これによって翼内部で炸裂弾が爆発したときに、爆発による爆風がストリンガ３３の外周を滑らかに流れるので、その風圧によってストリンガ３３に作用する荷重を軽減することができる。
【００２５】
本実施の形態において、ストリンガ３３は、軸直角断面が略台形状としたが、爆発による爆風がストリンガ３３の外周を滑らかに流れるような三角形などの多角形および半円などの断面形状としてもよい。
【００２６】
翼桁間構造部２５は、前桁２６、後桁２７および複数のリブ２８を含み、さらに前桁２６と後桁２７との間の外板３２およびストリンガ３３を含んで構成される。本発明の翼の内部圧力開放構造は、外板３２の、前桁２６と後桁２７との間、かつリブ２８Ａとリブ２８Ａに隣り合って同方向に延びるリブ２８Ｂとの間の一部分（以後、「飛散板」ということがある。）３４を、外板３２の残余の部分３２ａと別体にすることによって実現される。飛散板３４は、前桁２６、後桁２７およびリブ２８に固定されない。飛散板３４とストリンガ３３とは、コキュア接着される。
【００２７】
本実施の形態の翼の内部圧力開放構造によれば、何らかの要因で翼１２内の圧力が上昇して、所定の圧力以上に達すると、外板３２の一部である飛散板３４が飛散するので、少なくとも外板３２の大半に影響する損傷および外板３２の大半が飛散することを防ぎ、翼１２の形状を保持することができるので、飛散板３４の飛散後も航空機は安全に飛行を続行することができる。
【００２８】
また本実施の形態の翼の内部圧力開放構造によれば、飛散板３４は、外板３２の残余の部分３２ａとは別体であるので、翼１２内の圧力が所定の圧力以上になると、飛散板３４は、容易に飛散することができる。
【００２９】
また本実施の形態の翼の内部圧力開放構造によれば、飛散板３４と残余の部分３２ａとは接着されるので、翼１２内の圧力が所定の圧力以上になると、飛散板３４は、容易に飛散することができるとともに、飛散板３４の飛散による、外板３２の残余の部分３２ａの破損を防止することができる。
【００３０】
図５は、図４の切断面線Ｓ５−Ｓ５から見た断面図である。飛散板３４は、外周部分３５が翼外方に向かうにつれて、外方に突出している。飛散板３４と外板３２の残余の部分３２ａとは、コキュア接着される。
【００３１】
本実施の形態の翼の内部圧力開放構造によれば、飛散板３４の外周部分３５は、翼１２の外方に向かうにつれて外方に突出するので、翼１２の外部から内部に向かって作用する力によって、飛散板３４は損傷せずに抗することができ、翼１２内の圧力が所定の圧力以上になると、飛散板３４は、容易に飛散することができる。
【００３２】
図６は、図５のセクションＶＩを拡大した断面図である。外板３２の残余の部分３２ａは、炭素繊維にエポキシ樹脂を含浸した複合材料から成る複数の層部分が積層されて成形される。たとえば最外層部分３７は、繊維の延びる方向である繊維方向が翼１２の長手方向に対して±４５度を成す±４５度材から成り、最外層部分３７を除く層部分は、繊維方向が翼１２の長手方向に平行な０度材、および繊維方向が翼１２の長手方向に垂直な９０度材および±４５度材を複数に積層して成形される。
【００３３】
飛散板３４は、炭素繊維にエポキシ樹脂を含浸した複合材料から成る複数の層部分が積層されて成形される。この複数の層は、主として繊維方向が翼の長手方向に対して４５度を成す±４５度材から成る。炭素繊維を含む複合材料は、軽量かつ高強度であり、飛散板３４の成形にファスナおよび接着剤を必要としない。飛散板３４の厚さＴ１は、残余の部分３２ａの厚さＴ２よりも薄く成形される。
【００３４】
本実施の形態の翼の内部圧力開放構造によれば、飛散板３４は、外板３２の残余の部分３２ａより曲げ剛性が低いので、翼１２内の圧力が上昇すると、残余の部分３２ａよりも先に飛散板３４が変形することによって、飛散板３４と残余の部分３２ａとが接合される部分に、応力が集中するので、翼１２内の圧力が所定の圧力以上になると、飛散板３４は、容易に飛散することができる。
【００３５】
飛散板３４の外周部分３５の層部分は、翼１２の内方から外方に向かうにつれて階段状に外方に突出するように積層される。外板３２の残余の部分３２ａの少なくとも飛散板３４と接着される部分４３の層部分は、翼１２の外方から内方に向かうにつれて階段状に外方に突出するように積層される。飛散板３４の外周部分３５の各層部分の翼１２の内方側の面が、前記飛散板３４の層部分に対して翼１２の内方に向かって１段下がった残余の部分３２ａの、飛散板３４と接着される部分４３の層部分の、翼１２の外方側の面にコキュア接着される。
【００３６】
本実施の形態の翼の内部圧力開放構造によれば、飛散板３４と外板３２の残余の部分３２ａとを接着する層部分は、上述のように階段状であるので、飛散板３４の外周部分３５を翼１２の内方から外方に向かうにつれて直線状に外方に突出するような形状とし、同様に外板３２の残余の部分３２ａの少なくとも飛散板３４と接着される部分４３を翼１２の外方から内方に向かうにつれて直線状に外方に突出する形状とした場合に比べて、翼１２の内方から外方に向かう方向の接着面積を大きくすることができ、飛散板３４の厚さ寸法を小さくしても、通常航行時において、外板３２に作用する空気力に対して損傷せずに抗することができる接着力を得ることができる。また接着された部分は、爆風の衝撃的な圧力に対して脆弱であるので、飛散板３４は極めて容易に飛散することができる。
【００３７】
図７は、図４のセクションＶＩＩを拡大した斜視図である。図８は、図７の切断面線Ｓ８−Ｓ８から見た断面図である。リブ２８と外板３２とを連結するリブシアタイ５１は、翼１２の翼弦方向Ｃ１に延びる平板状の連結部５１ａと、前記連結部５１ａの一方の面の中央部から翼１２の内方に向かって突出し、連結部５１ａの長手方向Ｃ１に延びる凸部５１ｂとを有する、リブシアタイ５１の軸直角断面の外形がＴ字状の部材である。リブシアタイ５１は、ファスナ５２を介して外板３２に締結される。ファスナ５２は、円柱形状の軸部５２ａと、軸部５２ａの一端側に設けられ、軸部５２ａから遠ざかるにつれて拡径する略円錐台形状の頭部５２ｂとを有する。ファスナ５２の頭部５２ｂは、その最大径が軸部５２ａの外径の２倍以上の充分大きな寸法となるように形成される。
【００３８】
外板３２のリブシアタイ５１の連結部５１ａに連結される連結領域部３２ｂは、翼１２の翼弦方向Ｃ１にわたって翼１２の内方に突出し、その厚さＴ３は、ファスナ５２の頭部５２ｂの軸線方向厚さＴ４以上の寸法に形成される。外板３２の連結領域部３２ｂに、外板３２を厚さ方向に貫通する複数の挿通孔３６が、翼弦方向Ｃ１に所定の間隔をあけて２列に並んで形成される。また外板３２の挿通孔３６の翼１２の外方側には、翼１２の外方に向かうにつれて拡径する略円錐台形状の凹所５４が形成される。リブシアタイ５１の連結部５１ａには、外板３２の連結領域部３２ｂの挿通孔３６に対応する挿通孔５３が形成される。外板３２の挿通孔３６とリブシアタイ５１の挿通孔５３とが同軸になるように、外板３２とリブシアタイ５１とが連結される。
【００３９】
ファスナ５２の軸部５２ａは、外板３２の挿通孔３６とリブシアタイ５１の５３とに挿通され、頭部５２ｂは、電気による腐食を防止するのに用いられるディンプルワッシャ（「ワッシャ」ということがある）５５を介在して、挿通孔３６の凹所５４に嵌まり込む。詳細には、ワッシャ５５は、円錐台状の受部５５ａと前記受部５５ａから半径方向外方に突出する係止部５５ｂとを有し、ワッシャ５５の受部５５ａが挿通孔３６の凹所５４に嵌まり込み、ファスナ５２の頭部５２ｂがワッシャ５５の受部５５ａに嵌まり込む。ファスナ５２の頭部５２ｂの端面は、ワッシャ５５の係止部５５ｂとは面一であり、外板３２の翼の外方の表面とはほぼ面一である。ファスナ５２の軸部５２ａの他端部が係止部材５６に嵌合されることによって、ファスナ５２が外板３２およびリブシアタイ５１に係止して、外板３２とリブシアタイ５１とが締結される。さらに外板３２とリブシアタイ５１とは、接着剤５７によって接着される。
【００４０】
ファスナ５２の頭部５２ｂを大きくするとともにワッシャ５５を介在して、ファスナ５２によって外板３２とリブシアタイ５１とを接合することによって、頭部５２ｂから外板３２に作用する応力を小さくすることができるので、外板３２の面外せん断強度を向上することができる。
【００４１】
図９は、図４のセクションＩＸを拡大した斜視図である。リブシアタイ５１の凸部５１ｂに当接するストリンガ３３の端部には、凸部５１ｂに平行な締結部６１が設けられる。締結部６１には、上述の外板３２に設けられる挿通孔３６および凹所５４と同様の挿通孔および凹所が設けられ、リブシアタイ５１の翼の内方に凸部５１ｂには、締結部６１の挿通孔に対応する挿通孔が設けられる。上述の外板３２とリブシアタイ５１との締結と同様にして、ファスナ６２によって、リブシアタイ５１とストリンガ３３とを締結する。
【００４２】
このとき外板３２とリブシアタイ５１とを締結するファスナ５２の軸線と、ストリンガ３３とリブシアタイ５１とを締結するファスナ６２の軸線とは、交差する位置関係にあり、これによって外板３２がリブシアタイ５１から離間しようとする方向、換言すれば、外板３２とリブシアタイ５１とを締結するファスナ５２の軸線方向に作用する力が、ストリンガ３３とリブシアタイ５１とを締結するファスナ６２にも作用するので、ファスナ５２に作用する力を軽減することができる。
【００４３】
またストリンガ３３は、外板３２に接着されるとともに、ストリンガ３３の締結部６１を有する端部は、リブシアタイ５１の外板３２との接合部分にも接着されており、これによってさらにファスナ５２に作用する力を軽減することができる。
【００４４】
図１０は、リブ２８を示す斜視図である。リブ２８は、リブシアタイ５１とウェブ７１とを含んで構成される。ウェブ７１は、板状で、リブシアタイ５１の翼の内方に凸部５１ｂに接合される。ウェブ７１には、複数の孔７２が形成される。翼内部で炸裂弾が爆発によって生じる爆風は、これらの孔７２を通過することができ、被弾したリブ２８間の翼内の圧力が上昇することを防ぐことができ、外板３２およびリブ２８などの局所的な損傷を防ぐことができる。
【００４５】
図１１は、炸裂弾８１が着弾した水平尾翼１２を示す模式図である。図１１（１）に示されるように、水平尾翼１２の外板３２に炸裂弾８１が着弾すると、炸裂弾８１の炸薬が爆発し、図１１（２）に示されるように、爆発によって生じる爆風が、水平尾翼１２の内部空間に拡がる。この爆発によって内部空間の圧力が上昇し、予め定める所定の圧力以上になると、図１１（３）に示されるように、飛散板３４が飛散して、水平尾翼１２の内部圧力を開放する。このようにして、図１１（４）に示されるように、少なくとも外板３２の残余の部分３２ａの破損を防ぐことができ、航空機は飛散板３４の飛散後も安全に飛行を続行することができる。
【００４６】
【発明の効果】
請求項１記載の本発明によれば、何らかの要因で翼内の圧力が上昇して、所定の圧力以上に達すると、外板の一部が飛散するので、少なくとも外板の大半に影響する損傷および外板の大半が飛散することを防ぎ、翼の形状を保持することができるので、外板の飛散後も航空機は安全に飛行を続行することができる。
また外板の残余部分は、内部構造体にファスナを用いて締結されているので、翼内の圧力が上昇し、外板の一部が飛散するときに、外板の残余の部分が損傷、および飛散することを防ぐことができる。したがって外板の大半に影響する大きな損傷、および外板の大半が飛散してしまうことを、確実に防ぐことができる。
【００４７】
請求項２記載の本発明によれば、外板の一部と残余の部分とが接合される部分が翼外方に向かうにつれて外方に突出しているので、その接合部分に、応力が集中すると、剥離が容易に進展し、外板の一部を容易に飛散させることができる。
【００４８】
請求項３記載の本発明によれば、接合部分を、階段状に形成することによって、接合面積を大きくすることができる。これによって外板の一部を、残余の一部に比べて剛性が低くするために、厚み寸法を小さくしても、通常航行時において外板に作用する空気力では損傷せずに坑することができる接合力を得ることができる。しかも接着による接合は、爆風などの衝撃的な圧力に対しては脆弱であり、外板の一部が容易に飛散することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の一形態の翼の内部圧力開放構造を用いた航空機１１を示す斜視図である。
【図２】航空機１１の水平尾翼１２を示す斜視図である。
【図３】水平尾翼１２の水平安定板２１の内部構造体２１ａを示す斜視図である。
【図４】図２のセクションＩＶを拡大して、前桁２６と後桁２７との間の水平尾翼１２の構造を示す斜視図である。
【図５】図４の切断面線Ｓ５−Ｓ５から見た断面図である。
【図６】図５のセクションＶＩを拡大した断面図である。
【図７】図４のセクションＶＩＩを拡大した斜視図である。
【図８】図７の切断面線Ｓ８−Ｓ８から見た断面図である。
【図９】図４のセクションＩＸを拡大した斜視図である。
【図１０】図１０は、リブ２８を示す斜視図である。
【図１１】炸裂弾８１が着弾した水平尾翼１２を示す模式図である。
【図１２】対象物に炸裂弾２が衝突したときの状態を示す断面図である。
【図１３】翼５に炸裂弾２が衝突したときの状態を示す断面図である。
【符号の説明】
１２  水平尾翼
２６  前桁
２７  後桁
２８  リブ
３２  外板
３３  ストリンガ
３４  飛散板
３５  飛散板の外周部分
【図１】
0003600179.tif 000002
【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
0003600179.tif 000010
【図１０】
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【図１１】
0003600179.tif 000012
【図１２】
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【図１３】
0003600179.tif 000014