(57)【要約】 【課題】安価で汎用性の高い設計が可能な構造および原理を有する飛行機械を提供する。【解決手段】本体と比較してその重量が軽視可能な軽量な翼と本体が、翼上の揚力中心と重心を結ぶ線上の1点のみにおいて動力関節により本体が翼の下に接合された構造を有すること飛行機械とすることで、接合する1点の上下つまり翼と本体が異なる特性を有していても接合する1点の動力関節の調整により全体として飛行機械の機能を発揮することを可能にした。また、全体の重心を下部に位置する本体側に位置させることにより姿勢の安定化を図ると同時に動力関節のサーボを位置制御にすることのみで姿勢安定を可能にした。この構造の飛行機械は単純な構造のため安価な上、設計開発費用まで安価であることから、産業で使用する際に高い利便性、経済性を実現する。【選択図】図８
2006341815.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
主翼と本体である胴体を1点の動力関節と伸縮軸で結合し、該結合部でサスペンションを構成し、飛行中における外界からのショックを前記サスペンションで吸収することを特徴とする飛行機械。
【請求項２】
本体重量の５０％以下の軽量翼と本体である胴体を1点の動力関節と伸縮軸で結合し、該結合部でサスペンションを構成し、飛行中における外界からのショックを前記サスペンションで吸収することを特徴とする飛行機械。
【請求項３】
本体重量の５０％以下の軽量翼と本体である胴体を、軽量翼の重心と揚力中心を結ぶ線上の1点の動力関節と伸縮軸で結合し、該結合部でサスペンションを構成し、空中を飛行中に外界からのショックを前記サスペンションで吸収することを特徴とする飛行機械。
【請求項４】
本体重量の５０％以下の軽量翼と本体である胴体を、軽量翼の重心と揚力中心を結ぶ線上の1点の動力駆動３自由度関節と伸縮軸で結合し、該結合部でサスペンションを構成し、飛行中に外界からのショックを前記サスペンションで吸収することを特徴とする飛行機械。
【請求項５】
前記主翼と胴体の結合部で分離可能とし、前記主翼を他の胴体に、または前記胴体を他の主翼に選択的に用いることを特徴とする請求項１記載の飛行機械。 
【請求項６】
前記主翼と胴体の結合部を複数の主翼と複数の胴体で共通規格の構造とし、各主翼と各胴体を任意に選択結合可能としたことを特徴とする請求項５記載の飛行機械。 
【請求項７】
前記主翼を折り畳み翼としたことを特徴とする請求項１記載の飛行機械。 
【請求項８】
翼に燃料タンクを設けず、他の構造体に燃料タンクを設けたことを特徴とする請求項１記載の飛行機械。 
【請求項９】
前記飛行機械を物流システムまたは交通機関に用いることを特徴とする請求項１記載の飛行機械。 
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、翼と本体である胴体を有し、空中を飛行する機械の構造と設計法、標準化規格化法とその飛行機械を利用した物流システム、交通機関に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
交通機関の公共交通機関からパーソナル交通機関への移行はマイカーの普及として、２１世紀に入り国土の狭い日本においても郊外型小売業の展開など住環境構造、社会構造を大きく変化させる要因となっている。しかし、交通機関の公共交通機関からパーソナル交通機関への移行は、まだ陸上交通でのみしか実現していない。これは技術的問題によるもので、十分な技術が整えば、いずれ現在公共交通機関しか存在しない空中交通機関もパーソナル交通機関への移行が確実となる。その技術的問題の解決技術として、特願２００３−３７４９１１号を出願した。
【０００３】
上記のような先行技術（特許文献１）の他、特開平０７−０４０８９７号公報（特許文献２）および特開平０９−１０９９９９９号公報（特許文献３）には、軽量な翼を持つ航空機が開示されている。しかしながら、主翼は胴体に固定されており、動力関節による制御ができない構造になっているため尾翼が存在している。また、下記に示すような非特許文献も存在する。
【特許文献１】特願２００３−３７４９１１号
【特許文献２】特開平０７−０４０８９７号公報
【特許文献３】特開平０９−１０９９９９９号公報
【非特許文献１】岩田拡也  著  「空間移動ロボットに関する研究（第１報）」計測自動制御学会  システムインテグレーション部門講演会論文集    ２００４年
【非特許文献２】岩田拡也  著  「空間移動ロボットに関する研究（第２報）」日本機械学会  ロボットメカトロニクス部門講演会論文集    ２００５年
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
陸上交通機関において、公共交通機関である鉄道とパーソナル交通機関である自動車が、現代では技術的にかなりかけ離れた物となってしまったのと同様、空中交通機関においても、現在の公共交通機関である航空機と次世代のパーソナル交通機関である前記特願２００３−３７４９１１号に記載されている空間移動体では技術的に大きくかけ離れたものとなる。
【０００５】
上記特願２００３−３７４９１１号に記載されている通り、その技術の一番の特徴は広大な土地を必要とする空港や滑走路を使用せず空中において離発着を行う点である。しかし空中離発着を行うためには、空間移動体である飛行機械にも従来にない性能が要求される。
【０００６】
従来技術である航空機を空中離発着システムへ応用する際の問題点は、固定翼機の場合では、高い失速速度、安定化のための尾翼などの無駄な構造、高額な開発費を必要とする1形態単位の設計開発などが挙げられる。また、回転翼機の場合でも、回転するメインローターが空中離発着設備に接触するリスク、ローター騒音、尾部ローターなどの無駄な構造、高額な開発費を必要とする1形態単位の設計開発などが挙げられる。
【０００７】
これらの問題で航空機は空中離発着が可能にする交通機関への発達に進展せずにいる。特に、高額な開発費を必要とする1形態単位の設計開発の問題は、開発ノウハウの積み上げに多額の費用と年月を要し、ノウハウを有する企業の独占につながるなど本分野の発展に大きな問題となっている。
【０００８】
したがって本発明はこの問題を解決するため、翼と本体を別々に設計製作してもある種の接合を行えば機能する飛行機械を発案したものでもある。
従来の航空機では翼と本体である胴体は一体化されており、その重心位置の決定は極めて重要であり、またその接合境界も流体力学上重要な要素であることから、翼と本体を同時に総合的に設計開発することが常識であった。
【０００９】
これを別々に設計開発することを可能にするのが、本発明の目的の１つである。これにより既に開発された翼や他社の開発した翼を使用することが可能となり高額な開発費が不要となる。
【００１０】
また、公共交通機関である従来の航空機は大型でコスト削減のため大気密度の低い上空を飛行するため、陸上交通機関のサスペンションに相当するものがないまま進化してきたが、前記特願２００３−３７４９１１号に記載されているパーソナル交通機関として利用する場合、対気密度が高く低速で飛行するため外界からの外乱やショックを吸収し緩和する必要が生じこれが大きな技術課題となる。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
本発明は、翼と本体を１点の動力関節と伸縮軸で接合する構造の飛行機械を考案することで、外界からの外乱やショックの吸収緩和を可能にし、ひいては翼と本体を別々に設計製作してもある種の接合を行えば機能するシステムを発案したものである。このための手段として、翼の揚力中心と重心を結ぶ線上の1点のみで本体である胴体と接合する接合法を用い、かつその接合に動力関節と伸縮軸を用いることにより翼と本体のあらゆる組み合わせに対する調整を自動で行う機能を有した構造を発案した。
【００１２】
本発明に係る飛行機械についてより具体的には、主翼と本体である胴体を1点の動力関節と伸縮軸で結合し、該結合部でサスペンションを構成し、飛行中における外界からのショックを前記サスペンションで吸収することを特徴とする。
【００１３】
本発明に係る他の飛行機械は、本体重量の５０％以下の軽量翼と本体である胴体を1点の動力関節と伸縮軸で結合し、該結合部でサスペンションを構成し、飛行中における外界からのショックを前記サスペンションで吸収することを特徴とする。
【００１４】
本発明に係る他の飛行機械は、本体重量の５０％以下の軽量翼と本体である胴体を、軽量翼の重心と揚力中心を結ぶ線上の1点の動力関節と伸縮軸で結合し、該結合部でサスペンションを構成し、空中を飛行中に外界からのショックを前記サスペンションで吸収することを特徴とする飛行機械。
【００１５】
本発明に係る他の飛行機械は、本体重量の５０％以下の軽量翼と本体である胴体を、軽量翼の重心と揚力中心を結ぶ線上の1点の動力駆動３自由度関節と伸縮軸で結合し、該結合部でサスペンションを構成し、飛行中に外界からのショックを前記サスペンションで吸収することを特徴とする飛行機械。
【００１６】
本発明に係る他の飛行機械は、前記飛行機械において、前記主翼と胴体の結合部で分離可能とし、前記主翼を他の胴体に、または前記胴体を他の主翼に選択的に用いることを特徴とする飛行機械。
【００１７】
本発明に係る他の飛行機械は、前記飛行機械において、前記主翼と胴体の結合部を複数の主翼と複数の胴体で共通規格の構造とし、各主翼と各胴体を任意に選択結合可能としたことを特徴とする請求項５記載の飛行機械。
【００１８】
本発明に係る他の飛行機械は、前記飛行機械において、前記主翼を折り畳み翼としたことを特徴とする。 
【００１９】
本発明に係る他の飛行機械は、前記飛行機械において、翼に燃料タンクを設けず、他の構造体に燃料タンクを設けたことを特徴とする。  
【００２０】
本発明に係る他の飛行機械は、前記飛行機械において、前記飛行機械を物流システムまたは交通機関に用いることを特徴とする。 
【発明の効果】
【００２１】
本発明により、自動車のサスペンションと同様、空中で作用するサスペンションを装備した飛行機械が実現するため、低空、低速で安定に乗り心地のよい飛行機械を提供することが可能となる。
【００２２】
また、翼と本体を別々に設計開発が可能となるため、既に風洞実験や飛行特性が明らかな翼を使用して飛行機械の設計開発が可能なり、風洞実験や実際の飛行試験にかかる多額の開発費を不要とする効果がある。これは製造業の分担によるコスト削減効果と翼と本体の組み合わせの多様化による多品種化の市場効果が大きくなる。
【００２３】
更に、翼に燃料タンクなどの構造を設けることがないので翼が軽量化し、安価で構造の単純な翼が使用可能であり、また折畳翼の使用により地上収納時のスペース効率が格段に高まる効果がある。
【００２４】
翼と本体は1点でのみ接合され動力の燃料タンクが本体側にあるため、燃料の減少に伴う重心位置の変化が翼に影響しない、または動力関節の調整により自動的に調整が可能である利点が生じる。
【００２５】
動力関節による翼の制御による操舵により翼のエルロンやフラップなどの機構を省略し軽量な折畳翼とすることが可能となる効果もある。
【００２６】
推力を発生する動力の搭載位置は自由であるが、特に本体に搭載する場合重心位置や推力線の多少のずれは動力関節の動作により調整が可能であることから著しく設計自由度を上げる効果がある。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２７】
飛行機械の機体を翼と本体に分割し、重量の多くを本体が占めるよう翼から燃料タンクなどの装備を本体に移し軽量化すると同時に、翼の重心と揚力中心を結ぶ線上の一点のみにおいて３自由度の動力関節と伸縮軸により本体と接合することにより、空中で作用するサスペンションを形成する構造を持つ飛行機械を、別々に設計された翼と本体を組み合わせることにより安価で迅速な製作が可能となる。
【実施例１】
【００２８】
従来の航空機の例を図１に示す。図1は最も普及している低翼機の模式図であり、多くの場合燃料タンクを有しかつ面積の多い翼付近に重心が位置し、低重心で安定している構造である。図２は高翼機の模式図であり、翼の位置が高くなったことにより重心位置も高くなっている。図３では更に翼の位置を高くし、超高翼機の状態を示している。これだけでは図２と同様重心位置が高く不安定である。
【００２９】
このため図４のように燃料タンクを本体に格納するなど軽量化した翼１で重心位置を低い位置に維持させる。従来のこれらの技術については、特開平０７−０４０８９７号公報および特開平０９−１０９９９９等に軽量な翼を持つ航空機の発明として開示されている。図４では本体と翼を結ぶ構造体が垂直尾翼の役割を果たすために、垂直尾翼が不要となる。
【００３０】
更に図５のように軽量翼を動かす動力関節を、翼と本体を接合する1点において用いると、翼の迎角が動力関節２によって制御されるため、水平尾翼が不要となる。また動力関節２はロール方向、ピッチ方向、ヨー方向の３軸の制御が可能であるため、ピッチ制御用の水平尾翼は前述の通り不要となり本体に付加すべき空気力学的装置は一切排除され、本体の設計自由度が著しく向上する。したがって本願発明はこのような考え方により、基本的に図５に示す態様を採用する。
【００３１】
次に、外界からの外乱及びショックを吸収緩和する機構について述べる。この技術が最も発達している自動車を例にとると、図６に示すように、外界からの外乱及びショックを吸収緩和する機構はサスペンションが主にその役割を担っている。陸上の２次元平面を移動する自動車の場合、外界からの外乱及びショックは、並進回転の合計６軸のうち、上下並進軸、ピッチ軸、ロール軸の３自由度に大きく影響し、それをアームとバネとダンパーで構成されるサスペンション構造で吸収緩和する。
【００３２】
これに対して空中という３次元空間を移動する飛行機械の場合は、外界からの外乱及びショックは、並進回転の合計６軸全ての軸に印加される。航空機の場合も前記自動車と同様に大部分の外界からの外乱を受ける主翼からのショックをバネとダンパーで、例えば図７のように吸収緩和するサスペンションを採用したとすると、尾翼をもちいた姿勢制御動作まで吸収緩和されてしまう。このことからわかるように、従来の航空機では通常のサスペンション構造の導入は極めて困難であった。
【００３３】
これに対して、前記図５に示すような構造の飛行機械であれば、これに例えば図８のように伸縮軸３を追加することで並進と回転の各３軸で合計６軸全ての軸方向からの外乱を吸収緩和するサスペンションが完成する。図８にはこの飛行機械に外乱４が生じたときの合成運動を、ロール運動と上下並進運動に分解し、それぞれ動力関節と伸縮軸で吸収緩和する様子を示した。
【００３４】
図９は、動力関節により翼と本体が１点で接合されることを特徴とする本発明の実施例であり、実際に試作した飛行機械の概略図である。１は、前述の通り飛行機械の揚力を発生するための折畳式軽量翼である。２は、本発明の特徴である飛行機械が姿勢を保つために折畳式軽量翼を制御する動力関節を示している。５は、空力的にロール姿勢制御を行うためのエルロンである。３は折畳式軽量翼と本体を連結する伸縮軸であるスイングロッド（Swing rod）を示しており、６は伸縮軸の伸縮を制御するアクチュエータと力センサを示しており、７は噴流式のエンジンを示している。実証実験ではこのエンジンにターボジェットエンジンを用いているが、電動ファンでも、圧縮空気タービンでも本システムは実現可能である。８は離発着用の車輪である。
【００３５】
図１０は、本発明の実施例として実際に試作した飛行機械の内部構造の説明図である。本発明の特徴である飛行機械が姿勢保持や操舵のために折畳式軽量翼を制御する動力関節２は、本実施例では精密な角度検出が可能なロータリエンコーダを搭載した電動サーボとなっており、それぞれ９、１０の位置に搭載されている。折畳式軽量翼１と伸縮軸３との接点に折畳式軽量翼１のロール角とピッチ角を検出する角速度センサ（ジャイロセンサ）と３軸加速度センサ搭載したセンサユニット１１があり、その１１からの情報をもとに翼と本体の姿勢制御を電子制御により行うマイクロコンピュータユニット１２が図１０に示されている。１２は各種センサからの情報をもとに飛行機械の姿勢制御に関する信号処理を行う回路とプログラム格納型マイクロプロセッサ、出力ドライバ回路、遠隔指令用受信機、受信信号処理回路から構成されている。１３はバッテリで実施例では４８Vで１２０Wの２軸制御用モータを動作させている。１４はターボジェットエンジン用燃料タンクで、７に示した２基のエンジン用に独立した２つのタンクを装備している。１５は、自律制御動作を行うための位置制御用RTK-GPS受信機、無線通信によるマンマシンインターフェイスを処理するマイクロプロセッサである。
【００３６】
図１１は、図９、１０の１に示す折畳式軽量翼の特徴である折畳機構の説明である。折畳式軽量翼は、１６の炭素繊維複合材（CFRP）でできた骨格と１７に高張力合成繊維でできた表皮材によって構成される。折り畳むことが可能なため、地上での保管、運搬、メンテナンスが容易で安価な利点がある。また、本体と動力関節で接続する構造を持つため、本体と翼が分離した構造であり、翼と本体との境界層による流体の乱れがなく、重心のある翼の中央付近で最大揚力を発生する利点がある。
【００３７】
翼を含めて機体と称する従来型航空機では、翼の重量が重く翼面積を大きく採ると重心が翼近傍に位置するようになるが、本実施例の図１１のような翼であると翼面荷重を軽減することが可能となり失速速度が大幅に低減する。また、翼の迎角を変化させるために本体の姿勢を変化させる必要がない利点と、翼の中央に本体がないため最大揚力を発生する中心がもっとも遅い速度で失速する利点がある。
【００３８】
翼のロール制御は流体力学的動作を用いない重心の位置制御による飛行安定制御を行う。図１０に示すように、飛行機械の姿勢制御用２軸関節２の駆動源であるロール制御用サーボモータ９は、翼と本体を結合するスイングロッドの翼側の根元に取り付けられ、その動力は一段減速歯車を介してスイングロッドに伝えられる。センサとしては、モータ軸にロータリエンコーダ、レートジャイロが存在する。
【００３９】
図１２は、折畳式軽量翼を本体が動力関節により姿勢制御を行うメカニズムをロール軸についてモデル化したものである。基本的には振子の運動方程式に振子の支点が大きな空気抵抗を持つ物体により移動することを考慮することとなる。図１２では飛行体が外乱Tzを受け水平面とθ１の角度で姿勢が傾き、その姿勢を修正するためにサーボモータが働いた場合を示している。
【００４０】
このロール姿勢制御モデルにおいて、機体のロール方向を反時計回りが正となるように方向を定めたときの運動方程式は、図１２及び表１の記号を用いて、［数式１］［数式２］のようになる。表１には数式の各物理量の実施例における実際の値を示す。
【数１】
2006341815.tif 000003
・・・・［数式１］ 
【数２】
2006341815.tif 000004
・・・・［数式２］ 
【００４１】
【表１】
2006341815.tif 000005
【００４２】
姿勢制御中の機体は翼がほぼ水平でswing rodが垂直に直立した状態となる。実際の機体の傾きは、表１に示した翼と本体の慣性モーメント J1, J2の比較によりθ1で近似できる。また実際の外乱Tzは、通常の場合平均風速2〜5m/s程度とシステムに対して相対的に小さい。このとき、θ1は０近傍の値しかとらないため、θ1=0, sinθ1=θ1, cosθ1=1 とおくことにより線形化することが可能となる。そこで、線形制御理論におけるシステム表現をすると、［数式３］のようになる。
【００４３】
【数３】
2006341815.tif 000006
・・・・［数式３］ 
但し、 
【数４】
2006341815.tif 000007
要素a1〜a3, b1, b2 は以下のように求められる。 
【００４４】
運動方程式[数式１、２］において、次の［数式４］のように表すことができる。 
【数５】
2006341815.tif 000008
・・・・［数式４］ 
但し、 
【数６】
2006341815.tif 000009
【００４５】
翼の空気抗力が非線形なためθ1=θ2=0 の近似により線形制御を行うと、数式４は次の［数式５］に変形できる。 
【数７】
2006341815.tif 000010
・・・・［数式５］ 
2006341815.tif 000011
【数８】
2006341815.tif 000012
【００４６】
以上のような線形近似を用いると本システムは可制御であり、４つの状態変数が全てセンシングできるため、状態フィードバックによって安定化することが可能となる。
【００４７】
実際に前記のような飛行機械を試作して初めて分かったことであるが、動力関節のサーボモータをエンコーダによる位置制御により動作する設計としておくと本体の重量により自動的に翼が水平を保ち、かつ回転軸方向のバネ＆ダンパーの機能も受け持つ。これは本体重量と比較して翼の重量が小さいことと動力関節の位置制御の２点により実現した本発明の特長である。
【００４８】
従来の航空機の設計とは異なり、本発明の飛行機械の設計は、翼と本体を別々に設計することが可能である。本体の推進用エンジンの出力を一定とした場合、翼の性能により飛行機械の特性が決定される。本実施例の場合、図９、１０のように２基のターボジェットエンジンの推力を、静止推力において合計４００Nとした。以下の実施例ではこの出力から安全マージンを取った推力値が計算に採用されている。この推力の速度依存性と折畳式軽量翼の揚力抗力比の速度依存性から必要推力曲線が算出される。
計算で使用する以下の３種類の折畳式軽量翼を用いた結果を示す。 
F195型            （運用速度範囲２４-６０ｋｍ／ｈ） 
US147型          （運用速度範囲２８-８０ｋｍ／ｈ） 
EXT160型        （運用速度範囲３０-１１０ｋｍ／ｈ） 
【００４９】
それぞれの折畳式軽量翼の必要推力曲線を図１３に示す。必要推力曲線は、以下のように求められる。 
揚力、抗力、水平飛行に必要な推力、重力をそれぞれL、D、T、Wとすると、 
D=CD(1/2)ρV2S=Tr                          ・・・・［数式６］ 
L=CL(1/2)ρV2S=W                          ・・・・［数式７］
の関係が成り立つ。ρは大気密度、Ｖは対気速度、Ｓは翼面積、CDは抗力係数、CLは揚力係数である。  上記［数式６、７］より、Tr =W/(CL / CD)の関係が成り立ち、実測の揚力抗力比曲線から図１３の飛行機械の特性が得られる。
【００５０】
このようにある本体に別の翼を装着しても容易にその特性が算出可能な要因は、翼と本体が調整可能な動力関節一点で接合されている本発明の特長によるものである。
現実には最適化された翼の方が数少ないため、限られた種類の翼の中から本体に合う翼を選択し接合する方法が採られる。本実施例の場合も、上記の３種類の翼から選択し本体の設計を行った。
【産業上の利用可能性】
【００５１】
本発明者が先に提案している特願２００５−１０９３３０号に示すように、これまでの回転翼機（ヘリコプター）の使用によりのみ可能であった空中吊り上げ作業を、本発明の飛行機械を利用することにより安価で信頼性も高く、コンパクトで陸上では場所をとらない空間移送システムを構築することが可能となる。また建築、建設などの空中吊り上げ作業や物資の移送のみならず、運輸、運搬、配送、交通など様々な産業ニーズに応える用途に適用できる。
【図面の簡単な説明】
【００５２】
【図１】従来航空機構造（低翼機）を示した説明図である。
【図２】従来航空機構造（高翼機）を示した説明図である。
【図３】超高翼1点関節接合の概念を示した説明図である。
【図４】超高翼1点関節接合により垂直尾翼の不要を示した説明図である。
【図５】超高翼1点関節接合により水平尾翼の不要を示した説明図である。
【図６】陸上におけるサスペンションの作用構造を示した説明図である。
【図７】従来航空機構造にサスペンションの概念を導入した説明図である。
【図８】本実施例にサスペンションを導入した説明図である。
【図９】試作した飛行機械の概略図である。
【図１０】試作した飛行機械の内部構造の説明図である。
【図１１】折畳式軽量翼の格納動作を示した図である。
【図１２】超高翼1点関節接合による姿勢制御を示した説明図である。
【図１３】本実施例の飛行機械の飛行特性を示した図である。
【符号の説明】
【００５３】
１    軽量翼（折畳式）
２    動力関節
３    翼と本体を結ぶ伸縮軸（バネ＆ダンパー）
４    外界からの外乱
５    エルロン
６    伸縮を制御するアクチュエータと力センサ
７    推進用動力
８    車輪
９    ロール制御用サーボモータ 
１０    ピッチ制御用サーボモータ 
１１    ジャイロセンサ、加速度センサ等のセンサユニット 
１２    姿勢制御用マイクロコンピュータユニット 
１３    バッテリ 
１４    燃料タンク 
１５    自律制御動作用マイクロプロセッサ 
１６    炭素繊維複合材 
１７    高張力合成繊維 
【図１】
2006341815.tif 000013
【図２】
2006341815.tif 000014
【図３】
2006341815.tif 000015
【図４】
2006341815.tif 000016
【図５】
2006341815.tif 000017
【図６】
2006341815.tif 000018
【図７】
2006341815.tif 000019
【図８】
2006341815.tif 000020
【図９】
2006341815.tif 000021
【図１０】
2006341815.tif 000022
【図１１】
2006341815.tif 000023
【図１２】
2006341815.tif 000024
【図１３】
2006341815.tif 000025