(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機エンジンのファン又は圧縮機に用いられ、強化繊維とマトリックス樹脂との複合材を構成材料とする動翼において、
動翼本体と、
前記動翼本体の基端側に一体形成された動翼根元と、を備え、
前記動翼本体は、強化繊維とマトリックス樹脂とからなる複合材シートを積層してなり、強化繊維の配向角の異なる前記複合材シートを含みかつ複数の前記複合材シートを強化繊維の配向角に対応する重ね合わせパターンに基づいて翼厚中心側から背面側に重ね合わせた第１複合材シート群、及び強化繊維の配向角の異なる前記複合材シートを含みかつ複数の前記複合材シートを同じ重ね合わせパターンに基づいて翼厚中心側から腹面側に重ね合わせた第２複合材シート群を、それぞれ翼厚方向に沿って複数有し、
各第１複合材シート群における複数の前記複合材シートの強化繊維の配向方向を合成した方向、及び各第２複合材シート群における複数の前記複合材シートの強化繊維の配向方向を合成した方向は、スパン方向に対して後縁側に２０〜４５度それぞれ傾斜するようになっている動翼。
【請求項２】
航空機エンジンのエンジンケース内に形成されたエンジン流路に空気を取入れるファンにおいて、
前記エンジンケース内に軸心周りに回転可能に設けられ、外周面に複数の嵌合溝が形成されたファンディスクと、
前記ファンディスクの各嵌合溝に嵌合して設けられ、請求項１に記載の動翼と、を備えたファン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機エンジンのファン又は圧縮機に用いられる動翼等に関する。
【背景技術】
【０００２】
近年、航空機エンジンの分野において、強化繊維とマトリックス樹脂との複合材が軽量で高強度を有する素材として注目されており、強化繊維とマトリックス樹脂との複合材を構成材料とするファン動翼について種々の開発がなされている（特許文献１参照）。また、先行技術に係るファン動翼における動翼本体は、強化繊維とマトリックス樹脂とからなる複合材シートを積層してなるものであって、強化繊維の配向角の異なる複数種の複合材シートを有している。
【０００３】
なお、本発明に関連する先行技術として特許文献１に示すものの他に、特許文献２及び特許文献３に示すものがある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開２００３−２５４２９８号公報
【特許文献２】特開２０１０−２０３４３５号公報
【特許文献３】ＷＯ２００９／１１９８３０号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
ところで、航空機エンジンの稼働中における動翼本体の先端付近（チップ付近）の捻りを抑えて、ファン動翼の耐フラッタ性を十分に確保するには、ファン動翼の厚みを厚くしたり、ファン動翼のコード長を長くしたりすることによって、ファン動翼の剛性を高くする必要がある。一方、ファン動翼の厚みを厚くしたり、ファン動翼のコード長を長くすると、それに伴い、ファン動翼の重量が増大して、ファン動翼の軽量化を図ることが困難になる。つまり、ファン動翼の軽量化を図りつつ、ファン動翼の耐フラッタ性を十分に確保することが容易でないという問題がある。
【０００６】
なお、前述の問題は、強化繊維とマトリックス樹脂との複合材を構成材料とするファン動翼だけでなく、強化繊維とマトリックス樹脂との複合材を構成材料とする圧縮機動翼についても同様に生じるものである。
【０００７】
そこで、本発明は、前述の問題を解決することができる、新規な構成な動翼等を提供する。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本願の発明者は、前述の問題を解決するために試行錯誤を繰り返して、新規な知見を見出し、その知見に基づいて本発明を完成するに至った。本発明の特徴を説明する前に、新規な知見を見出すまでの経緯について説明する。
【０００９】
強化繊維とマトリックス樹脂からなる４枚の複合材シート（プリプレグ）を翼厚中心側から背面側に重ね合わせパターン（重ね合わせの順番）に基づいて重ね合わせかつ強化繊維の配向角の異なる複合材シートを含む第１複合材シート群を翼厚方向に沿って複数有し、４枚の複合材シートが翼厚中心側から腹面側に同じ重ね合わせパターンに基づいて重ね合わせかつ強化繊維の配向角の異なる複合材シートを含む第２複合材シート群を翼厚方向に沿って複数有した３つの動翼本体１００，２００，３００（図６参照）を解析対象とする。
【００１０】
ここで、図７（ａ）に示すように、１つ目の解析対象として動翼本体１００は、第１複合材シート群及び第２複合材シート群（複合材シート群）における複数の複合材シートの強化繊維の配向方向を合成した方向ＣＤがスパン方向ＳＤに対して前縁側に４５度傾斜するようになっている。また、図７（ｂ）に示すように、２つ目の解析対象としての動翼本体２００は、複合材シート群における複数の複合材シートの強化繊維の配向方向を合成した方向ＣＤがスパン方向ＳＤに対して平行になっている。更に、図７（ｃ）に示すように、３つ目の解析対象としての動翼本体３００は、複合材シート群における複数の複合材シートの強化繊維の配向方向を合成した方向ＣＤがスパン方向ＳＤに対して後縁側に４５度傾斜するようになっている。なお、図７において、ベクトル線は、４枚の複合材シートの強化繊維の配向方向、「Ｓ１〜Ｓ４」は、複合材シートの重ね合わせの順番、「ＦＦ」は、前方向（上流方向）又は前縁側、「ＦＲ」は、後方向（下流方向）又は後縁側をそれぞれ示している。
【００１１】
そして、航空機エンジンの稼動状態において動翼本体１００，２００，３００が振動した際のファン回転方向側の最大変位量について振動モード解析を行い、その結果をまとめると、図８に示すようになる。なお、図８中の数値は、動翼本体１００，２００，３００のファン回転方向側の最大変位量を無次元化したものである。
【００１２】
即ち、図８（ａ）（ｂ）に示すように、動翼本体１００，２００の場合には、先端付近（チップ端付近）の前縁側の最大変位量と後縁側の最大変位量との差が大きくなっており、先端付近の捻りが生じ易くなっていることが判明した。これに対して、図８（ｃ）に示すように、動翼本体３００の場合には、先端付近の前縁側の最大変位量と後縁側の最大変位量との差が小さくなって、先端付近の捻りが抑制されていることが判明した。なお、図示は省略するが、航空機エンジンの稼動状態における動翼本体１００，２００，３００のファン回転方向の反対側の最大変位量についても同様の解析結果を得ることができた。また、複合材シート群における複数の複合材シートの強化繊維の配向方向を合成した方向ＣＤがスパン方向ＳＤに対して後縁側に２０度傾斜するようになっている場合にも、動翼本体３００の場合と同様の解析結果を得ることができた。
【００１３】
つまり、本願の発明者は、前述の解析結果から、所定の積層条件を満たした上で、複合材シート群における複数の複合材シートの強化繊維の配向方向を合成した方向ＣＤがスパン方向ＳＤに対して後縁側に傾斜している場合には、航空機エンジンの稼働中における動翼本体の先端付近の前縁側の最大変位量と後縁側の最大変位量との差を小さくして、動翼本体の先端付近の捻りを抑えることができるという、新規な知見を得ることができた。ここで、所定の積層条件とは、動翼本体が、複数の複合材シートを翼厚中心側から背面側に重ね合わせパターンに基づいて重ね合わせかつ強化繊維の配向角の異なる複合材シートを含む第１複合材シート群を翼厚方向に沿って複数有し、かつ複数の複合材シートを翼厚中心側から腹面側に同じ重ね合わせパターンに基づいて重ね合わせかつ強化繊維の配向角の異なる複合材シートを含む第２複合材シート群を翼厚方向に沿って複数有していることをいう。
【００１４】
本発明の第１の態様は、航空機エンジンのファン又は圧縮機に用いられ、強化繊維とマトリックス樹脂との複合材を構成材料とする動翼において、動翼本体と、前記動翼本体の基端側（ハブ端側）に一体形成された動翼根元と、を備え、前記動翼本体は、強化繊維（強化繊維の束）とマトリックス樹脂とからなる複合材シートを積層してなり、強化繊維の配向角の異なる前記複合材シートを含みかつ複数の前記複合材シートを強化繊維の配向角に対応する重ね合わせパターン（重ね合わせの順番）に基づいて翼厚中心側から背面側に重ね合わせた第１複合材シート群、及び強化繊維の配向角の異なる前記複合材シートを含みかつ複数の前記複合材シートを同じ重ね合わせパターンに基づいて翼厚中心側から腹面側に重ね合わせた第２複合材シート群を、それぞれ翼厚方向に沿って複数有し、各第１複合材シート群における複数の前記複合材シートの強化繊維の配向方向を合成した方向、及び各第２複合材シート群における複数の前記複合材シートの強化繊維の配向方向を合成した方向は、スパン方向に対して後縁側に２０〜４５度それぞれ傾斜するようになっていることである。
【００１５】
ここで、本願の明細書及び特許請求の範囲において、「動翼」とは、ファンに用いられるファン動翼と、圧縮機に用いられる圧縮機動翼を含む意である。また、「スパン方向」とは、前記動翼本体の基端側（ハブ端側）から先端側（チップ端側）に向かう方向のことをいい、「配向角」とは、スパン方向に対する強化繊維の鋭角側の傾斜角のことをいい、前記動翼本体の前縁側に傾斜している場合には正の配向角となり、前記動翼本体の後縁側に傾斜している場合には負の配向角となる。
【００１６】
本発明の第１の態様によると、前記動翼本体が複数の前記複合材シートを翼厚中心側から背面側に設定した重ね合わせパターンに基づいて重ね合わせかつ強化繊維の配向角の異なる複合材シートを含む前記第１複合材シート群を翼厚方向に沿って複数有し、かつ複数の前記複合材シートを翼厚中心側から腹面側に同じ重ね合わせパターンに基づいて重ね合わせかつ強化繊維の配向角の異なる複合材シートを含む前記第２複合材シート群を翼厚方向に沿って複数有しているため、前述の所定の積層条件を満たしている。そして、所定の積層条件を満たした上で、前記第１複合材シート群及び前記第２複合材シート群における複数の前記複合材シートの強化繊維の配向方向を合成した方向がスパン方向に対して後縁側に傾斜するようになっているため、前述の新規な知見を適用すると、前記航空機エンジンの稼働中における前記動翼本体の先端付近の前縁側の最大変位量と後縁側の最大変位量の差を小さくして、前記動翼本体の先端付近の捻りを抑えることができる。換言すれば、前記動翼の厚みを厚くしたり、前記動翼のコード長を長くしたりしなくても、前記航空機エンジンの稼働中における前記動翼本体の先端付近の捻りを抑えることができる。
【００１７】
本発明の第２の態様は、航空機エンジンのエンジンケース内に形成されたエンジン流路に空気を取入れるファンにおいて、前記エンジンケース内に軸心周りに回転可能に設けられ、外周面に複数の嵌合溝が形成されたファンディスクと、前記ファンディスクの各嵌合溝に嵌合して設けられ、第１の態様からなる動翼と、を備えたことである。
【００１８】
第２の態様によると、第１の態様による作用を奏する他に、前記航空機エンジンの稼動によって前記ファンディスクを回転させることにより、複数の前記ファン動翼を前記ファンディスクと一体的に回転させて、前記エンジンケース内に空気を取入れることができる。
【発明の効果】
【００１９】
本発明によれば、前記動翼の厚みを厚くしたり、前記動翼のコード長を長くしたりしなくても、前記航空機エンジンの稼働中における前記動翼本体の先端付近の捻りを抑えることができるため、前記動翼の軽量化を図りつつ、前記動翼の耐フラッタ性を十分に確保することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】図１は、図５におけるI-I線に沿った拡大断面図である。図１の斜線は複合材シートの層の違いを表しており、強化繊維の方向を表すものではない。
【図２】図２は、複数の第１複合材シート群と複数の第２複合材シート群を示す模式的な斜視図である。
【図３】図３は、本発明の実施形態に係るファン動翼において、第１複合材シート群及び第２複合材シート群における複数の複合材シートの強化繊維の配向方向を合成した方向を説明する図であって、本発明の実施形態に係るファン動翼及び複合材シート群を模式的に示している。
【図４】図４（ａ）は、強化繊維の配向角が−４５度の複合材シートを示す図、図４（ｂ）は、強化繊維の配向角が０度の複合材シートを示す図、図４（ｃ）は、強化繊維の配向角が−９０度の複合材シートを示す図である。
【図５】図５は、本発明の実施形態に係るファン動翼の側面図である。
【図６】図６は、本発明の実施形態に係る航空機エンジンの前側部分の半側断面図である。
【図７】図７（ａ）（ｂ）（ｃ）は、解析対象としての動翼本体において、第１複合材シート群及び第２複合材シート群における複数の複合材シートの強化繊維の配向方向を合成した方向を説明する図であって、解析対象としての動翼本体及び複合材シート群を模式的に示している。
【図８】図８（ａ）（ｂ）（ｃ）は、航空機エンジンの稼動状態における動翼本体のファン回転方向側の最大変位量について振動モード解析した結果を示す図である
【発明を実施するための形態】
【００２１】
本発明の実施形態について図１から図５を参照して説明する。なお、図面中、「ＦＦ」は、前方向（上流方向）又は前縁側、「ＦＲ」は、後方向（下流方向）又は後縁側をそれぞれ指している。
【００２２】
図６に示すように、本発明の実施形態に係るファン１は、航空機エンジンにおけるエンジンケース３内に形成されたエンジン流路５に空気を取入れるものである。ここで、エンジンケース３は、筒状のコアカウル７と、筒状のコアカウル７の外側に複数（１つのみ図示）のストラット９を介して囲むように設けられた筒状のファンケース１１等とからなっている。また、エンジン流路５は、途中から、コアカウル７の内側に形成された環状（筒状）のコア流路（主流路）１３と、ファンケース１１の内周面とコアカウル７の外周面との間に形成された環状（筒状）のバイパス流路１５とに分岐してある。そして、本発明の実施形態に係るファン１の構成等について簡単に説明すると、次のようになる。
【００２３】
コアカウル７の前部には、ファンディスク１７がベアリング１９等を介して回転可能に設けられており、このファンディスク１７は、ファン１の後方に配設された低圧タービン（図示省略）の複数段の低圧タービンロータ（図示省略）に同軸状に一体的に連結されている。また、ファンディスク１７の外周面には、複数の嵌合溝（嵌合切欠）２１が等間隔に形成されている。
【００２４】
ファンディスク１７の各嵌合溝２１には、ファン動翼２３が嵌合して設けられており、各ファン動翼２３は、強化繊維とマトリックス樹脂との複合材を構成材料としている。また、ファンディスク１７の各嵌合溝２１の底面とファン動翼２３の間には、複数のスペーサ２５が設けられている。そして、ファンディスク１７の前側には、複数のファン動翼２３を前方から保持する環状のフロントリテーナ２７が一体的に設けられており、ファンディスク１７の後側には、複数のファン動翼２３を後方から保持する環状のリアリテーナ２９が一体的に設けられている。なお、フロントリテーナ２７は、空気を案内するノーズコーン３１に一体的に連結されており、リアリテーナ２９は、ファン１の後側に配設された低圧圧縮機３３における低圧圧縮機ロータ３５に同軸状に一体的に連結されている。
【００２５】
従って、航空機エンジンの稼働によりファンディスク１７を回転させることにより、複数のファン動翼２３をファンディスク１７と一体的に回転させて、エンジン流路５（コア流路１３及びバイパス流路１５）に空気を取入れることができる。
【００２６】
続いて、本発明の実施形態に係るファン動翼２３の全体構成について説明する。
【００２７】
図５に示すように、ファン動翼２３は、前述のように、ファン１に用いられるものであって、動翼本体３７を備えており、この動翼本体３７は、一側に、背面（負圧面）３９を有してあって、他側に、正圧面（腹面）４１を有している。また、動翼本体３７は、炭素繊維，アラミド繊維，又はガラス繊維等の強化繊維とマトリックス樹脂との複合材により構成されている。ここで、マトリックス樹脂とは、エポキシ樹脂，フェノール樹脂，又はポリイミド樹脂等の熱硬化性樹脂、又はポリエーテルエーテルケトン、ポリフェニレンスルファイド等の熱可塑性樹脂のことである。
【００２８】
動翼本体３７の基端側（ハブ端側）には、動翼根元４３が一体形成されており、この動翼根元４３は、ファンディスク１７に嵌合可能なダブテール４５を有している。また、動翼根元４３は、動翼本体３７と同様に、炭素繊維，アラミド繊維，又はガラス繊維等の強化繊維とマトリックス樹脂との複合材により構成されている。なお、動翼本体３７と動翼根元４３の境界部は、エンジン流路５の流路面５ｆに位置している。
【００２９】
動翼本体３７の前縁側には、動翼本体３７の前縁側を保護するシース４７が設けられており、このシース４７は、チタン合金等の金属により構成されている。
【００３０】
続いて、本発明の実施形態にファン動翼２３の特徴部分について説明する。
【００３１】
図１、図２、図４、及び図５に示すように、動翼本体３７は、炭素繊維，アラミド繊維，又はガラス繊維等の強化繊維（強化繊維の束）とマトリックス樹脂とからなる複合材シート４９を積層してなるものである。ここで、本発明の実施形態にあっては、複合材シート４９として、強化繊維の配向角の異なる３種類の複合材シート４９Ａ，４９Ｂ，４９Ｃが用いられており、複合材シート４９Ａの強化繊維の配向角αは−４５度（図４（ａ）参照）、複合材シート４９Ｂの強化繊維の配向角αは０度（図４（ｂ）参照）、複合材シート４９Ｃの強化繊維の配向角αは−９０度（図４（ｃ）参照）にそれぞれ設定されている。
【００３２】
動翼本体３７は、複数（本発明の実施形態にあっては、４枚）の複合材シート４９を翼厚中心ＴＣ側から背面３９側に設定した重ね合わせパターン（重ね合わせの順番）に基づいて重ね合わせた第１複合材シート群５１を翼厚方向ＴＤに沿って複数有している。また、動翼本体３７は、複数（本発明の実施形態にあっては、４枚）の複合材シート４９を翼厚中心ＴＣ側から腹面４１側に同じ重ね合わせパターンに基づいて重ね合わせた第２複合材シート群５３を翼厚方向ＴＤに沿って複数有している。ここで、第１複合材シート群５１及び第２複合材シート群５３は、強化繊維の配向角の異なる３種類の複合材シート４９Ａ，４９Ｂ，４９Ｃを含んでおり、各第１複合材シート群５１及び各第２複合材シート群５３の重ね合わせパターンは、複合材シート４９Ａ、複合材シート４９Ｂ、複合材シート４９Ａ、複合材シート４９Ｃの順に設定されている。
【００３３】
図３に示すように、第１複合材シート群５１及び第２複合材シート群５３における複数の複合材シート４９の強化繊維の配向方向を合成した方向（強化繊維の合成方向）ＣＤは、スパン方向ＳＤに対して後縁側に２０〜４５度傾斜するようになっている。換言すれば、第１複合材シート群５１及び第２複合材シート群５３における複数の複合材シート４９の強化繊維の配向角を合成した角（強化繊維の合成配向角）βは、−２０〜−４５度に設定されている。第１複合材シート群５１及び第２複合材シート群５３における強化繊維の合成配向角βを−２０度以上に設定されるようにしたのは、強化繊維の合成配向角βが−２０度未満であると、航空機エンジンの稼働中における動翼本体３７の先端付近の捻りを十分に抑えることが困難になるからである。一方、第１複合材シート群５１及び第２複合材シート群５３における強化繊維の合成配向角βを−４５度以下に設定されるようにしたのは、強化繊維の合成配向角βが−４５度を超えると、動翼本体３７の剛性を十分に確保することが困難になるからである。
【００３４】
図１及び図２に示すように、第１複合材シート群５１の個数と第２複合材シート群５３の個数は同じであって、換言すれば、動翼本体３７は、強化繊維の配向角の異なる３種類の複合材シート４９Ａ，４９Ｂ，４９Ｃが翼厚中心ＴＣを基準に対称的に積層（配置）されている。また、いずれかの隣接する第１複合材シート群５１の間には、動翼本体３７の厚みを調節するための調節用第１複合材シート群（図示省略）が局所的に介在されており、調節用第１複合材シート群は、第１複合材シート群５１と同様に、複合材シート４９を翼厚中心ＴＣ側から背面３９側に重ね合わせパターンに基づいて重ね合わせてある。更に、いずれかの隣接する第２複合材シート群５３の間には、動翼本体３７の厚みを調節するための調節用第２複合材シート群（図示省略）が局所的に介在されており、調節用第２複合材シート群は、第２複合材シート群５３と同様に、複合材シート４９を翼厚中心ＴＣ側から背面４１側に重ね合わせパターンに基づいて重ね合わせてある。なお、最も翼厚中心ＴＣ側に位置する第１複合材シート群５１と最も翼厚中心ＴＣ側に位置する第２複合材シート５３の間に別の複合材シート（図示省略）が介在されるようにしても構わない。なお、図２中の「ＴＣＦ」は、翼厚中心ＴＣを含む翼厚中心面である。
【００３５】
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。
【００３６】
動翼本体３７が複数の複合材シート４９を翼厚中心ＴＣ側から背面３９側に設定した重ね合わせパターンに基づいて重ね合わせかつ強化繊維の配向角の異なる複数種の複合材シート４９Ａ，４９Ｂ，４９Ｃを含む第１複合材シート群５１を翼厚方向ＴＤに沿って複数有し、かつ複数の複合材シート４９を翼厚中心ＴＣ側から腹面側に同じ重ね合わせパターンに基づいて重ね合わせかつ強化繊維の配向角の異なる複数種の複合材シート４９Ａ，４９Ｂ，４９Ｃを含む第２複合材シート群５３を翼厚方向ＴＤに沿って複数有しているため、前述の所定の積層条件（段落［００１３］参照）を満たしている。そして、所定の積層条件を満たした上で、第１複合材シート群５１及び第２複合材シート群５３における複数の複合材シート４９の強化繊維の合成方向ＣＤがスパン方向ＳＤに対して後縁側２０〜４５度に傾斜するようになっているため、前述の新規な知見を適用すると、航空機エンジンの稼働中における動翼本体３７の先端付近の前縁側の最大変位量と後縁側の最大変位量の差を小さくして、動翼本体３７の先端付近の捻りを抑えることができる。換言すれば、ファン動翼２３の厚みを厚くしたり、ファン動翼２３のコード長を長くしたりしなくても、動翼本体３７の剛性を十分に確保した上で、航空機エンジンの稼働中における動翼本体３７の先端付近の捻りを抑えることができる。
【００３７】
従って、本発明の実施形態によれば、前記動翼の軽量化を図りつつ、前記動翼の耐フラッタ性を十分に確保することができる。
【００３８】
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、例えば、次のように種々の態様で実施可能である。
【００３９】
即ち、第１複合材シート群５１及び第２複合材シート群５３における複合材シート４９の枚数を変更したり、第１複合材シート群５１の個数を第２複合材シート群５３の個数と異なるようにしたりしても構わない。また、第１複合材シート群５１及び第２複合材シート群５３における複数の複合材シート４９の重ね合わせパターンを変更したり、複数の複合材シート４９Ａ，４９Ｂ，４９Ｃの強化繊維の配向角を変更したりしても構わない。更に、ファン動翼２３に適用した本発明の構成を低圧圧縮機ロータ３５における低圧圧縮機動翼５５（図５参照）に適用しても構わない。
【００４０】
なお、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。
【符号の説明】
【００４１】
ＳＤ      スパン方向
ＴＣ      翼厚中心
ＴＤ      翼厚方向
ＣＤ      複数の複合材シートの強化繊維の配向方向を合成した方向
１      ファン
３      エンジンケース
５      エンジン流路
７      コアカウル
１１      ファンケース
１３      コア流路
１５      バイパス流路
１７      ファンディスク
２１      嵌合溝
２３      ファン動翼
３３      低圧圧縮機
３５      低圧圧縮機ロータ
３７      動翼本体
３９      背面
４１      腹面
４３      動翼根元
４５      ダブテール
４７      シース
４９      複合材シート
４９Ａ    強化繊維の配向角が−４５度の複合材シート
４９Ｂ    強化繊維の配向角が０度の複合材シート
４９Ｃ    強化繊維の配向角が−９０度の複合材シート
５１      第１複合材シート群
５３      第２複合材シート群
１００      解析対象としての動翼本体
２００      解析対象としての動翼本体
３００      解析対象としての動翼本体
【図１】
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【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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