(57)【要約】【課題】既存のエンジンを修正せずに、低圧コンプレッサで起こりうる不平衡質量の問題を解決する。【解決手段】不平衡質量効果は、航空機エンジンの低圧コンプレッサ５で生じる可能性がある。アセンブリの剛性を高め、偶然の不平衡質量によって起こりうる亀裂を低減するために、補強材２０が提案され、補強材の一端２２は、構造アーム１０でエンジンケーシング７に固定されてよく、他端３２は、好ましくは第３の案内ベーンＲＤ３の上流側面でコンプレッサ５に固定されてよい。有利なことに、補強材２０は、互いに固定される２つの部分から成り、これらの製造は、その存在による重量の追加を抑えるように最適化される。【選択図】      図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機エンジン（１）の低圧コンプレッサ（５）部を補強する補強材（２０）であって、台形状の要素を備え、前記台形の第１の側面（２２）は、エンジンケーシング（７）に接続可能な第１の取付手段（２４）を備え、前記台形の第２の側面（３２）は、第１の側面（２２）にほぼ平行かつ反対側であり、エンジンの低圧コンプレッサ（５）に接続可能な第２の取付手段（３４）を備え、第１および第２の側面（２２、３２）が、円の線に沿い、円錐台から得られる表面を画定する、補強材。
【請求項２】
アルミニウムで形成される、請求項１に記載の補強材。
【請求項３】
第１の側面（２２）と第２の側面（３２）を分離する法線に沿う距離が、約２６５ｍｍである、請求項１または２に記載の補強材。
【請求項４】
第１の側面（２２）が、約２５５ｍｍの長さを有し、第２の側面（３２）が、約４３５ｍｍの長さを有する、請求項１から３のいずれか一項に記載の補強材。
【請求項５】
取付手段（２４、３４）が孔である、請求項１から４のいずれか一項に記載の補強材。
【請求項６】
第１の取付手段（２４）が６個の孔から構成され、第２の取付手段（３４）が７個の孔から構成される、請求項５に記載の補強材。
【請求項７】
台形の要素が、共に固定可能な２個の独立部分（２０Ｒ、２０Ｆ）から形成され、第１の部分（２０Ｒ）が第１の側面（２２）を備え、第２の部分（２０Ｆ）が第２の側面（３２）を備える、請求項１から６のいずれか一項に記載の補強材。
【請求項８】
第１の部分（２０Ｒ）の形状がほぼ二等辺の台形であり、第２の部分（２０Ｆ）がほぼＬ字状の断面を有する、請求項７に記載の補強材。
【請求項９】
法線に沿う第１の部分（２０Ｒ）とは反対側の側面から第１の側面（２２）を分離する距離が約２４０ｍｍである、請求項８に記載の補強材。
【請求項１０】
各第１および第２の部分（２０Ｒ、２０Ｆ）が、それぞれ第１および第２の側面（２２、３２）とは反対側の側面で共に２つの部分を固定する手段（４０、３８）を備える、請求項７から９のいずれか一項に記載の補強材。
【請求項１１】
取付手段（３８、４０）が孔から構成され、前記孔（３８、４０）を通って２つの部分（２０Ｒ、２０Ｆ）を固定するねじ（３６）をさらに備える、請求項１０に記載の補強材。
【請求項１２】
三角形分割を作るように、低圧コンプレッサ（５）とエンジンのケーシング（７）との間の少なくとも１つの補強材（２０）の配置を含む、低圧コンプレッサ（５）における航空機エンジンの剛性を高める方法。
【請求項１３】
５個の補強材（２０１から２０５）の配置を含む、請求項１２に記載の方法。
【請求項１４】
各補強材（２０）の配置が、エンジンケーシング（７）に接する構造アーム（１０）で固定されるエンジンを含む、請求項１２または１３に記載の方法。
【請求項１５】
各補強材（２０）が第１および第２の部分（２０Ｒ、２０Ｆ）から構成される、請求項１２から１４のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１６】
各補強材の第２の部分（２０Ｆ）をコンプレッサ（５）へ取り付ることと、各補強材の第１の部分（２０Ｒ）をケーシング（７）へ取り付ることと、コンプレッサ（５）をエンジンケーシング（７）へ取り付ることと、その後、各補強材の各第１の部分（２０Ｒ）を第２の部分（２０Ｆ）へ取り付ることとを含む、請求項１５に記載の方法。
【請求項１７】
各補強材（２０）が、請求項１から１１のいずれか一項により規定される、請求項１２から１６のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１８】
航空機エンジンにおける不平衡質量効果を補正するための少なくとも１つの補強材（２０）の使用法であって、補強材（２０）が、エンジンケーシング（７）とエンジンの低圧コンプレッサ（５）との間に配置される、使用法。
【請求項１９】
航空機エンジンにおける不平衡質量効果を補正するための５個の補強材（２０１から２０５）の使用法であって、各補強材（２０）が、エンジンケーシング（７）とエンジンの低圧コンプレッサ（５）との間に配置される、使用法。
【請求項２０】
各補強材（２０）が請求項１から１１のいずれか一項により規定される、請求項１８または１９に記載の使用法。
【請求項２１】
各補強材（２０）が、一端（２２）で、エンジンのシェル（２）に固定される構造アーム（１０）においてケーシング（７）に固定され、他端（３２）で、コンプレッサ（５）の第２の案内ベーン（ＲＤ２）と第３の案内ベーン（ＲＤ３）との間に固定される、請求項１８から２０のいずれか一項に記載の使用法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機エンジンに関し、特にこれらエンジンの低圧コンプレッサ部品に関する。
【０００２】
さらに具体的には、本発明は、コンプレッサとコンプレッサの周囲のシェルとの間の振動および伝達の後の影響を低減する手段に関する。
【背景技術】
【０００３】
図１に概略的に示されるように、航空機用ジェットエンジン１は、主にシェル２、すなわち、エンジンの様々な構成要素がその中に配置される環状のエンベロープを備える。特に、（エンジンの前方方向の逆、すなわち、図の左から右への）空気変位方向を考えると、ファンブレード３は、回転シャフト４に結合され、シェル２の入口に配置される。次に、第１のコンプレッサ５を含む、シャフト４に結合される様々な圧縮段があり、その後に、タービン６を含むエンジンの様々な要素が続く。
【０００４】
空気は、シェル２に入り、シェル２内でブレード３によって運ばれる。大部分の空気は、エンジン要素の４、５の外側のシェル２の一部分を通って流れ、推進力を生み出す。空気の一部は、第１のコンプレッサ５を通って吸い込まれ、エンジンを構成するその他の構成要素を介してタービン６に向けられる。
【０００５】
したがって、第１のコンプレッサ５は、可動部とエンジンケーシング７に固定される固定部とを備える低圧コンプレッサであり、より具体的には、良く知られているように、このコンプレッサは、交互にシャフト４に結合され、したがって回転するブレード８と、空気流を整えるためにコンプレッサ５の固定部に結合される案内ベーン９とから成る。コンプレッサは、外部から直接空気を受け入れ、通常−５０℃から＋５０℃の温度で動作する。
【０００６】
また、補強アーム１０は、アセンブリをシェル２に固定し、かつブレード３の通過により引き起こされる乱気流を除去するために、シェル２とコンプレッサ５を所定位置に保持するケーシング７とに固定される。
【０００７】
最後に、例えば、わずかな不均衡に起因する可能性のある、様々な部品間の異常な振動を検知するために、監視装置が設けられる。従来は、振動が２ｉｐｓ（すなわち、５０．８ｍｍ／ｓ）に達するとすぐにアラームが起動される。
【０００８】
この種のエンジンの知られている一例の寸法は、シェル２の直径は約４ｍで、シャフト４の全長は約９ｍで、アセンブリの重量は９ｔである。さらに、低圧コンプレッサ５への入口と補強アーム１０とを分離する距離は、この場合、１ｍより大きく、コンプレッサ５は片持ち梁式である。
【０００９】
シャフト４の出力側、例えば、タービン６に存在する最小不平衡質量は、低圧コンプレッサ５で増幅され、臨界振動閾値に達する場合がある。特に、一部のエンジンの仕様は、エンジンの中間ケーシング７で２ｉｐｓ（約５０．８ｍｍ／ｓ）未満の振動を可能にするが、動作経験が示すように、ケーシング７にかかるこの振動は、いくつかの欠陥後のコンプレッサ５で、２５ｉｐｓ（約６３５ｍｍ／ｓ）まで高くなる可能性がある。これは、おそらくは特に第３および第４の案内ベーンにおけるエンベロープでの亀裂の出現で、コンプレッサの完全性に影響を及ぼしうる。こうした現象のさらなる検出は、十分でなく、問題を克服する解決策を何ら提供していない。
【特許文献１】欧州特許出願公開第１４０３４８６号明細書
【特許文献２】米国特許第６１４５３００号明細書
【特許文献３】米国特許第５４０９３４９号明細書
【特許文献４】米国特許出願公開第２００４／０６３５０４号明細書
【特許文献５】米国特許第６４２８２６９号明細書
【特許文献６】欧州特許出願公開第０５２３９３５号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】
しかしながら、エンジンの複雑さ、認証プロセスに必要な期間の長さなどにより、既存のエンジンの形状寸法を変更するのは許容できない。同様に、航空機で使用される部品の重量と強度に関連する要件のせいで、例えば、関連するエンジン要素の補強のために、異なる材料を使用することができない。さらに、既に市販されているエンジンに関しては、航空機への大幅な変更を必要とせずに、容易に適合させることのできる解決策を見出すことが望まれる。
【００１１】
本発明の様々な利点の１つは、既存のエンジンを修正せずに、低圧コンプレッサで起こりうる不平衡質量の問題を解決することである。特に、本発明は、設置されたエンジンを修正せずに、特に、コンプレッサアセンブリのモジュールの内訳を変更せずに、低圧コンプレッサを支持するアセンブリを補強する手段に関する。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
本発明の態様の１つによると、本発明は、低圧コンプレッサとケーシングとの間、好ましくはシェルに固定される構造アームで、低圧コンプレッサの第３の案内ベーンの上流側面に配置される補強材に関する。
【００１３】
補強材は、好ましくはアルミニウムから成り、エンジンの追加部品の存在に固有の重量の増加を制限するため、開口部を含む。有利なことに、補強材は、所定の組立方法を変更せずにシェル内のモジュールコンプレッサの配置を簡易化するため、好ましくはびょう（リベット）付きのねじ／ナットにより相互に固定される２つの部分から構成される。
【００１４】
有利なことに、コンプレッサの周囲に均等に配分される、複数の補強材、例えば５個の補強材が使用される。
【００１５】
また、本発明は、補強材により三角形分割（ｔｒｉａｎｇｕｌａｔｉｏｎ）を用いる、航空機エンジン用低圧コンプレッサの剛性を向上させる方法に関する。
【００１６】
本発明のその他の特徴と利点は、以下の詳細な説明を読めば明確になるであろう。添付図面の図は、明らかに本発明をよりよく理解するのに役立つが、これらは、単に手引きのためだけに与えられ、全く限定的ではない。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１７】
図１を参照し上述したように、航空機用エンジン１の低圧コンプレッサ５は、エンジンシャフト４の周りでシェル２の内部に配置される。
【００１８】
図２で明らかなように、低圧コンプレッサ５は、航空分野で通常はＲＤと称される一連の案内ベーン９を備え、第１の案内ベーンＲＤ１は、コンプレッサ５の入口、すなわち、空気がコンプレッサに入る側に位置し、複数ある案内ベーンの数は、エンジンの種類に応じる。この状況では、４つの案内ベーンＲＤ１からＲＤ４がある。それぞれの２個の隣接する案内ベーン９の間には、シャフト４に固定されるブレード８、すなわち回転ホイールがある。第１の回転ホイールＲＭ１は、第１の案内ベーンＲＤ１の下流側、すなわち第１の案内ベーンＲＤ１と第２の案内ベーンＲＤ２との間などに位置する。この状況では、４個のブレードＲＭ１からＲＭ４がある。
【００１９】
低圧コンプレッサ５とエンジンアセンブリをシェル２内に保持するために使用される構造アーム１０は、従来は最後の案内ベーンＲＤ４の下流側に設置される、すなわち、低圧コンプレッサ５自体の端部に、１組のフランジ１２を通って、低圧コンプレッサ５と高圧モジュールとを分離する中間ケーシング７に接続される。
【００２０】
上述の寸法を有する種類のエンジンの場合、低圧コンプレッサ５の入力端を構造アーム１０の固着点から分離する距離は、約１．２０ｍで、案内ベーン９を支持するコンプレッサ５の壁の厚さは、４ｍｍまたはそれ未満である。
【００２１】
エンジンの利用状況に応じて、特にエンジンが設置される航空機が、着陸および離陸して、しばしば機械部品に高い応力を引き起こす際、シャフト４とそのシャフトに固定される各種部品３、８・・・の振動、およびこのようにして生成される不平衡質量に対する耐性を高めるために、低圧コンプレッサ５、ケーシング７、シェル２、および補強アーム１０から成るアセンブリの剛性を向上させることが望ましいことがある。特に、コンプレッサ５の固定部の壁は、特に第４の案内ベーンＲＤ４では脆い。
【００２２】
したがって、本発明は、三角形分割によりアセンブリの剛性を高める方法に関する。少なくとも１つの補強材２０は、構造に固有の片持ち梁効果とコンプレッサおよびエンジンの動作とを制限するため、ケーシング７とコンプレッサ５のエンベロープに固定される。
【００２３】
重量問題は航空分野では重要であるため、各補強材ができる限り軽量であることが望ましい。特に、構造体の重量を低減するように、材料を選択することが望まれる。補強材２０の製造にチタンを使用することができるが、アルミニウムが好ましい解決策であることが既に実証されている。この材料は非常に軽量であるが、構造の最適化により、アルミニウム製の補強材２０は所要の結果を達成することができる。
【００２４】
有利なことに、複数の補強材２０が使用され、それぞれの補強材２０は、コンプレッサ軸の周りに均等に配分される。これにより、引張力をよりよく分布させることができるため、補強材２０の製造と組立を容認しがたいほど複雑化することなく、全ての方向に関し不平衡質量の影響を克服する手段が提供される。
【００２５】
特に、それぞれが約３０°の角度で延在し、均一に配分される５つの補強材２０１から２０５の存在は、大型エンジンで約１０ｉｐｓ（約２５４ｍｍ／ｓ）から１５ｉｐｓ（約３８１ｍｍ／ｓ）にまで振動を軽減するのに十分なことが証明されている。好ましい配分が図３に示される。したがって、補強材の一般的な形状は、台形状であり、好ましくは均一に、２つの対向する平行側面は、コンプレッサ５とケーシング７に固定される。補強材２０の３０°の角度での配置に固有な湾曲は、関連する寸法により最小を維持し、いかなる特別または複雑な製造条件をも含まない。特に、上述したようなエンジンの場合、コンプレッサ５に接続される補強材の側面の長さは、約３５０ｍｍから５００ｍｍ、例えば４３５ｍｍであり、ケーシングに接続される補強材の側面の長さは、約２４０ｍｍから３５０ｍｍ、例えば２５５ｍｍであり、平均の厚みは４ｍｍから１０ｍｍである。
【００２６】
この選択は、後に明らかになるように、また特に固定材の観点から説明される。全ての補強材２０１から２０５は、規模の経済性のためにも、設置の簡易化のためにも、同一であることが好ましい。５個の補強材２０の選択は、補強材２０とコンプレッサ５および／またはケーシング７との間の取付手段の配置における対称性により、また、ねじの通過を可能とする孔が、コンプレッサおよびケーシング（図３の番号により識別可能）に存在することを考えると、追加の利点を提供する。図２に示され、以下より詳細に説明される場合には、各補強材２０が、６個のねじにより中間ケーシング７に固定され、７個のねじにより第２の案内ベーンＲＤ２および第３の案内ベーンＲＤ３の間にあるフランジに固定される。その他の解決策も可能である。
【００２７】
シェル２とコンプレッサ５との間の大きな空気流の循環に固有の問題を回避するため、三角形分割を確保しながら、できるだけ軸に近づけて補強材２０を固定することが望ましい。これを達成するため、補強材を構造アーム１０に固定すべきことが勧められる。取付手段１２は、構造アーム１０をケーシング７に固定するためにケーシング７上に既に存在するため、補強材を、このレベルで固着すべきことが望ましい。有利なことに、孔の形状の取付手段２４は、ケーシング７に固定される補強材２０のこの第１の側面２２に配置されるため（上述したように、５個の補強材２０１から２０５の場合６個）、従来の取付ねじは、補強材２０と構造アーム１０を接続するために使用することができる。別の可能性は、組立の時点で、例えば穿孔することのできる取付手段２４の存在に関連する。このため、フランジ１２の既存の孔との位置合わせが、位置決めの時点で最適化されない場合でさえ、正確な調整が可能になる。
【００２８】
追加部品を追加せずに、既存のエンジンをできるだけ変更しないことが望まれる。図１の図面とは異なり、低圧コンプレッサ５は、図２に示されるように補強材２０をそこに固定するために使用可能な多数の要素を、既にその外周に備える。特に、モジュールコンプレッサでは、それぞれが案内ベーン９を備えるモジュールまたは段は、コンプレッサの各段の間に配置されるフランジにより端と端で接合される。特に、案内ベーンＲＤ２とＲＤ３との間に位置するフランジ２６は、補強材２０を固定するために使用することができる。このフランジ２６は、エンジンの他の要素と大きな問題を全く引き起こすことなく、三角形分割を可能とするという利点を有する。例えば、案内ベーンＲＤ４の上流側に位置するフランジ２８は、案内ベーンを短くすることができるが、既にそこに固定されているエンジンの様々な要素（図示せず）のために、組立が困難になる。補強材２０が構造アーム１０のレベル２４に接続される際、第１のフランジ（図示せず）は、最適な三角形分割を可能としない。このようにフランジ１２とフランジ２６との間に位置する補強材２０の、第１の側面と第２の側面との間の長さは、約２４０ｍｍから３００ｍｍ、例えば２６５ｍｍである。
【００２９】
したがって、それぞれの補強材２０は、有利なことに、案内ベーンＲＤ３の上流側面で、好ましくはねじ３０により、フランジ２６に端部のうち１つで固定される。次に、補強材は、この第２の側面３２に孔３４（例えば、上述の実施形態では７個の孔）を有し、または第１の側面２２に関して詳述されたような他の取付手段を有する。これらの側面２２、３２のそれぞれに使用されるねじは、航空分野では従来のものである。
【００３０】
さらに、シェル２とコンプレッサ５の段の寸法は、移送および組立による問題を最小限に抑えるよう組立方法が正確に画定されるように、決定される。特に、第１のステップは、モジュールコンプレッサ５の各段を組み立てることである。シェル２は、構造アーム１０とは関係なくケーシング７に固定される。
【００３１】
したがって、効率的な三角形分割を可能としつつ、既存の組立手順の修正を回避するため、着脱不能に共に固定される２つの部分に各補強材２０を製造することが好ましい。よって、これに関し、補強材２０は、取付手段２４を有する補強材の第１の側面２２を含む第１の部分、すなわち後方補強材２０Ｒと、第２の側面３２を含む第２の部分２０Ｆ、すなわち前方補強材を備える。２つの部分２０Ｒ、２０Ｆは、任意の知られている手段、好ましくはねじ３６により相互に固定される。びょう付きのねじ／ナットは、有利なことに、航空分野においてこの温度範囲（この場所での温度は、−５０℃から＋５０℃の間で変動する）と引張力の範囲でよく使用される合金を含む、例えばＩｎｃｏｎｅｌ（登録商標）またはＺ１０合金から成るアセンブリを簡略化するために使用される。
【００３２】
好ましくはＬ字状の第２の部分２０Ｆによるモデルが作成されている（図４を参照）。短辺は、フランジ２６に関して取付手段３４を備え（すなわち、補強材２０の第２の側面３２に一致する）、その幅は、第２の側面の最大長４３５ｍｍに対して、約１５ｍｍから５０ｍｍであり、好ましくは４０ｍｍである。長辺は、長さを例えば４１５ｍｍまで低減させるように、４０ｍｍから７５ｍｍの幅で、例えば６０ｍｍで、約９０°の角度に向けられ、補強材２０の第１の部分と第２の部分との間でねじ３６を接続することにより使用される、有利なことに７個である孔３８を含む。この第２の部分２０Ｆは、有利なことに、異なるモジュールの組立間およびシェル２内への挿入前に、補強材２０を所定位置に置く際に、コンプレッサ５のフランジ２６に固定される。
【００３３】
後方補強材２０Ｒは、より複雑な形状を有し、寸法の点で補強材２０の最大部分を表す。好ましくは、上述したような円錐台の表面の周りにおいて、ほぼ台形の形状を有する（図３を参照）。台形は、好ましくは、正二等辺の台形である、すなわち、台形の平行でない辺が対称である。台形の長辺は、有利なことに、前方補強材２０Ｆに接続されるため、約３５０ｍｍから４５０ｍｍ、例えば４１５ｍｍの長さにわたり、接続ねじ３６に対し７個の孔４０も有する。コンプレッサが組み立てられている間、いったんコンプレッサ５が所定位置に来ると、前方補強材２０Ｆに接続される。前方補強材２０ＦのＬ字形状のため、補強材２０の２つの部分は、シェル２の軸に垂直な方向に沿って接続することができ、操作を簡易化する。
【００３４】
第１の部分２０Ｒの台形短辺、または２４０ｍｍから３５０ｍｍ、例えば約２５５ｍｍの長さと、長辺からの約２００ｍｍから２６０ｍｍ、例えば２４０ｍｍの距離を有する、補強材２０の第１の側面２２は、コンプレッサ５の取付前に、孔２４を通ってケーシング７に直接固定することができ、前方補強材２０Ｆはケーシング７のフランジ１２でコンプレッサ５に固定される。
【００３５】
後方補強材２０Ｒの幾何学的形状も、重量を最小限にするように好ましくは最適化される。よって、台形は、補強部分４４、４６、４８により範囲を画定される開口部を有する部分４２を備えることが望ましい。特にアルミニウムの場合、力を吸収するように、突起４４を、台形の平行辺に平行で、ほぼ中心に構成することが望ましい。例えば、この突起は、台形を通る交差線の全長に沿って、厚さが１．５ｍｍから５ｍｍ、高さが２０ｍｍから５０ｍｍ、例えば３０ｍｍである。中央突起４４に垂直な２個の突起４６、４８は、高さ方向に、好ましくは１５０ｍｍから２２０ｍｍ、例えば１８５ｍｍの距離で、台形の中線について対称に、台形を貫通することができる。
【００３６】
さらに、モデルが示すように、最適アセンブリに関しては、後方補強材２０Ｒが、中央補強材４４と、前方補強材２０Ｆと接続される側面との間のほぼ真ん中に位置する折り曲げ線を有することが望ましい。この折り曲げにより生じる角度は、約１０°から２０°、好ましくは１５°である（図２を参照）。
【００３７】
したがって、補強材２０は、製造しやすい要素であり、安価で軽量な材料から成る。この簡潔な解決策は、悪影響、または低圧コンプレッサ５で不平衡質量により生じるハードウェアの破損さえも抑えることにより、安全性を高める能力を証明してきた。補強材２０１から２０５の配置は、追加の保守費用を生じさせないように最適化される。
【００３８】
ジェットエンジンの寸法と重量を考慮し、これらの問題が重大になりうる大型エンジンでの使用に関して好ましくは説明してきたが、この解決策は、同様の構造を有するその他の複流エンジンおよび／または二重ボディエンジンにも適用可能である。部品の寸法や取付手段の位置のモデリングにより、本発明による補強材の適応が可能になるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００３９】
【図１】既存の航空機エンジンの動作を示す部分図である。
【図２】本発明の好ましい実施形態に従う補強材をさらに備える、図１の詳細拡大図である。
【図３】コンプレッサの周囲の補強材の好ましい配分を示す。
【図４】本発明による補強材の前部の好ましい実施形態を示す。
【図５】本発明による補強材の後部の好ましい実施形態を示す。
【符号の説明】
【００４０】
１  航空機用エンジン
２  シェル
４  エンジンシャフト
５  低圧コンプレッサ
７  中間ケーシング
９  案内ベーン
１０  構造アーム
１２、２４  取付手段
２０  補強材
２２  第１の側面
２６、２８  フランジ
３２  第２の側面
３４、４０  孔
３６  ねじ
４２  部分
４４、４６、４８  補強部分
２０１、２０２、２０３、２０４、２０５  補強材
【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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【外国語明細書】
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