(57)【要約】【課題】タービン翼の後縁部におけるカットバック形状を用いたフィルム冷却において、フィルム冷却の総合的効率を向上させる。【解決手段】タービン翼の冷却方法は、脈動させた冷却空気を、中空の翼本体１の内部空間に導く脈動冷却空気導入工程と、前記冷却空気の一部を冷却流として、前記翼本体１の後縁１３の腹側１ａに設けたスロットから、前記翼本体１の後縁１３の腹側１ａの表面に形成されたカットバック面に沿って吹き出す冷却工程と、を備える。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンのタービン翼の冷却方法であって、
脈動させた冷却空気を、中空の翼本体の内部空間に導く脈動冷却空気導入工程と、
前記冷却空気の一部を冷却流として、前記翼本体の後縁の腹側に設けたスロットから、前記翼本体の後縁の腹側の表面に形成されたカットバック面に沿って吹き出す冷却工程と、を備える、
タービン翼の冷却方法。
【請求項２】
前記脈動冷却空気導入工程において、前記冷却空気を超音波により脈動させる、
請求項１に記載のタービン翼の冷却方法。
【請求項３】
脈動していない前記冷却流と燃焼ガス主流とが所定の質量流束比で前記カットバック面に流入することで発生する混合層の基準周波数を取得する基準周波数取得工程と、
前記基準周波数取得工程で取得した前記基準周波数に基づいて、前記冷却流の周波数を決める周波数決定工程と、をさらに有し、
前記脈動冷却空気導入工程においては、前記冷却流の周波数が前記周波数決定工程において決定した周波数となるように、前記冷却空気を脈動させる、
請求項１または請求項２に記載のタービン翼の冷却方法。
【請求項４】
前記周波数決定工程において、前記基準周波数の非整数倍の周波数を、前記冷却流の周波数と決める、
請求項３に記載のタービン翼の冷却方法。
【請求項５】
前記周波数決定工程において、前記基準周波数の１.５倍の周波数を、前記冷却流の周波数と決める、
請求項４に記載のタービン翼の冷却方法。
【請求項６】
前記周波数決定工程において、前記基準周波数の０.８倍の周波数を、前記冷却流の周波数と決める、
請求項４に記載のタービン翼の冷却方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジンのタービンに用いられるタービン翼の冷却方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンにおいて高温の燃焼ガス主流に晒されるタービン翼は、通常、圧縮機等から抽気した圧縮した冷却空気により冷却される。ガスタービンの熱効率を向上させるためには、燃焼ガスのタービン入口温度を上昇させることが最も有効であるため、燃焼ガスのガスタービン入口温度の高温化が進んでいる。ガスタービン入口温度の上昇により、タービン翼の冷却技術のさらなる向上が求められている。
【０００３】
タービン翼の後縁部は、両面から燃焼ガス主流による熱流入があるため、金属温度が最も高くなりやすい。また、タービン翼の後縁部は、厚さが薄いためタービン翼の内部からの冷却（内部冷却）が難しい。そのため、タービン翼の後縁部はタービン翼の冷却において、最も冷却が困難な部位の一つである。
【０００４】
タービン翼の冷却において、冷却効率を上げる技術としてフィルム冷却が広く用いられている。フィルム冷却では、中空状のタービン翼の内部に導いた冷却空気をタービン翼表面に設けられた多数の冷却孔からタービン翼表面に沿うように吹き出し、冷却空気膜を形成し、タービン翼表面を燃焼ガス主流から保護する（外部冷却）。
【０００５】
タービン翼の後縁部の冷却においても、このフィルム冷却が用いられている。厚さが薄いタービン翼の後縁部では、カットバック形状が採用されている。タービン翼の後縁部をカットバックしてスロット部を形成し、タービン翼内部の冷却空気をスロット部からカットバックした面に吹き出し、吹き出された冷却流により効率的に後縁部を冷却する。
タービン翼の後縁部のフィルム冷却においては、冷却流によって形成される冷却空気膜による熱遮蔽冷却と、タービン翼表面を冷却流が流れることによる熱伝達冷却とを同時に実施することができる。
【０００６】
特許文献１には、タービン翼の後縁部の剛性を十分に維持可能な、フィルム冷却用のカットバック形状が記載されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】特開２０１２−５２５１３号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
しかしながら、タービン翼の後縁部のカットバック形状を用いたフィルム冷却において、スロット部から吹き出された冷却流と燃焼ガス主流とが混ざり合った混合層の発達が促進され、冷却空気膜を崩してしまい、冷却効率を大きく低下させる現象が発明者の検討により見出された。
【０００９】
本発明は、上記の事情に鑑みなされたもので、タービン翼の後縁部におけるカットバック形状を用いたフィルム冷却において、フィルム冷却の総合的効率を向上させるタービン翼の冷却方法を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
上記課題を解決するために、この発明は以下の手段を提案している。
本発明に係るタービン翼の冷却方法は、冷却空気を脈動させ、中空の翼本体の内部空間に導く脈動冷却空気導入工程と、前記冷却空気の一部を冷却流として、前記翼本体の後縁の腹側に設けたスロットから、前記翼本体の後縁の腹側の表面に形成されたカットバック面に沿って吹き出す冷却工程と、を備える。
【発明の効果】
【００１１】
本発明によれば、タービン翼の後縁部におけるカットバック形状を用いたフィルム冷却において、フィルム冷却の総合的効率を向上させるタービン翼の冷却方法を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】本発明の一実施形態に係るタービン翼の全体構成を示す図である。
【図２】本発明の一実施形態に係るタービン翼のカットバック部を示す図である。
【図３】本発明の一実施形態に係るタービン翼のカットバック部の断面図におけるフィルム冷却の模式図である。
【図４】本発明の一実施形態に係るタービン翼のカットバック部の断面図におけるフィルム冷却の一例である。
【図５】本発明の一実施形態に係るタービン翼のカットバック部の断面図におけるフィルム冷却の一例である。
【図６】本発明の一実施形態に係るタービン翼の冷却方法の効果に関するシミュレーションの設定を示す図である。
【図７】本発明の一実施形態に係るタービン翼の冷却方法の効果に関するシミュレーションの計算条件を示す図である。
【図８】本発明の一実施形態に係るタービン翼の冷却方法の効果に関するシミュレーションの結果を示すグラフである。
【図９】本発明の一実施形態に係るタービン翼の冷却方法の効果に関するシミュレーションの結果を示すグラフである。
【図１０】本発明の一実施形態に係るタービン翼の冷却方法の効果に関するシミュレーションの結果を示すグラフである。
【図１１】本発明の一実施形態に係るタービン翼の冷却方法の効果に関するシミュレーションの結果を示すグラフである。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
以下、一実施形態に係るタービン翼１００を、図１から図５を参照しながら説明する。なお、図面を見やすくするため、各構成要素の厚さや寸法の比率は適宜調整されている。
【００１４】
図１はクリスマスツリー構造のタービン翼１００の全体構成を示す図であり、根元部から動翼（回転翼）までを含む。タービン翼１００は、航空機エンジンや産業用ガスタービン等のガスタービンエンジンのタービンに用いられる。図１に示すように、タービン翼１００は、翼本体１と、カットバック部２と、を備えている。
【００１５】
翼本体１は、中空状に形成されており、内部に内部空間を有する。内部空間には空気が通過可能な通路が設けられており、その通路に圧縮機等から抽気した圧縮した冷却空気が導かれ、翼本体１を冷却する。
【００１６】
図1に示すように、翼本体１は、翼本体１の翼厚方向両側に、凹状に形成された腹側１ａの翼腹側１１、凸状に形成された背側１ｂの翼背側１２を有する。翼本体１の後縁１３は、腹側１ａと背側１ｂとの両面から燃焼ガス主流３による熱流入があるため、金属温度が最も高くなりやすい。ここで、翼本体１の後縁１３とは、翼弦方向における後縁を意味する。
【００１７】
図１および図２に示すように、翼本体１の後縁１３の腹側１ａには内部空間から冷却空気を吹き出し可能なカットバック部２が複数形成されている。複数のカットバック部２は、翼本体１のスパン方向（翼幅方向、Ｚ軸方向）に並んで配置されている。
【００１８】
カットバック部２は、図２に示すように、カットバック面２１と、スロット２２とを有する。カットバック面２１は、後縁１３の腹側１ａの表面に沿って表面を切り取るように形成された断面である。ここでカットバック面２１の法線方向をＹ軸方向とする。
なお、カットバック面２１は湾曲面であってもよい。
【００１９】
スロット２２は、カットバック部２において、翼本体１の後縁１３の腹側１ａに形成された、翼本体１の内部空間に連通する隙間である。スロット２２は、内部空間内の冷却空気の一部が、カットバック面２１に沿って吹き出し可能な位置に形成されている。冷却流４は、スロット２２からＺ軸方向とＹ軸方向とに垂直なＸ軸方向に吹き出され、カットバック面２１に沿って、Ｘ軸方向に流れる。
【００２０】
冷却流４は、タービン翼１００の後縁１３のフィルム冷却に使用される。フィルム冷却においては、図３に示したように、翼本体１の内部空間に導いた冷却空気を、スロット２２からカットバック面２１に沿うようにＸ軸方向に吹き出し、冷却空気膜５を形成し、カットバック面２１を燃焼ガス主流３から保護する。
【００２１】
冷却空気膜５は二種類の効果によりカットバック面２１を冷却する。
一つ目の効果は、熱遮蔽による冷却である。図３に示すように、冷却流４によって形成される冷却空気膜５により、カットバック面２１と燃焼ガス主流３との接触が抑制され、カットバック面２１を高温な燃焼ガス主流３から保護する。
二つ目の効果は、熱伝達による冷却である。図３に示すように、冷却流４自体の熱伝達によって、カットバック面２１を冷却する。
どちらの効果においても、冷却空気膜５をカットバック面２１の表面に十分に形成することが、カットバック面２１の冷却効率を高めるために重要である。
【００２２】
ここで、燃焼ガス主流３と冷却流４との間に発生する混合層６の発達が促進され、冷却空気膜５を崩してしまい、冷却効率を大きく低下させてしまうことがある。
図３に示すように、燃焼ガス主流３と冷却流４の境目において渦が発生・成長し、混合層６が大きく発達する。混合層６が大きく発達すると冷却空気膜５を崩してしまい、冷却空気膜５の熱遮蔽による冷却効果を低下させてしまう。
【００２３】
特に、燃焼ガス主流３と冷却流４との質量流束比（ブロー比）が１程度の場合に、カットバック面２１上において、特定の周波数をもつ混合層６が発生しやすい。カットバック面２１やリップ（翼腹側１１の端部）の厚さを含むカットバック部２の構造や、燃焼ガス主流３と冷却流４の流速が、この周波数に影響を与えている。
【００２４】
図４は、燃焼ガス主流３と冷却流４とがカットバック面２１に対して質量流束比（ブロー比）が１程度で流入し、混合層６が発達した場合におけるカットバック面２１の断面図である。図４では、グレースケールにおいて、白い部分がより温度が高く、黒い部分がより温度が低いことを示している。
混合層６が大きく発達して冷却空気膜５を崩しており、カットバック面２１と燃焼ガス主流３との接触を抑制する熱遮蔽による冷却効果が低下している。
【００２５】
本実施形態に係るタービン翼１００の冷却方法においては、特にこのような場合において、熱遮蔽による冷却効果を著しく向上することができる。
本実施形態に係るタービン翼１００の冷却方法は、基準周波数取得工程、周波数決定工程、脈動冷却空気導入工程と、冷却工程と、を備える。
【００２６】
基準周波数取得工程においては、冷却流４を脈動させない状態で、カットバック面２１上において発生する特定の周波数をもつ混合層６の周波数である基準周波数を求める。実験を行って求めてもよいし、シミュレーションを行って求めてもよい。燃焼ガス主流３と冷却流４とが所定の質量流束比である場合における基準周波数を取得する。例えば、タービン翼１００を使用する状況における質量流束比を解析し、その質量流束比における基準周波数を取得する。
基準周波数はリップ後流の冷却流側（冷却流４とリップ後流との境界付近）で取得する必要がある。
後述する脈動冷却空気導入工程において冷却流４の脈動化を行い、この基準周波数での混合層６の発達を抑制する。
【００２７】
周波数決定工程においては、基準周波数取得工程で取得した前記基準周波数に基づいて、前記冷却流の周波数や振幅等を決める。
燃焼ガス主流３と冷却流４との質量流束比が１の条件においては、その質量流束比における基準周波数の非整数倍の周波数を冷却流４の周波数とすることが好ましい。特に、基準周波数の１．５倍の周波数を冷却流４の周波数と決定することが好ましい。より好適に冷却空気膜５を維持して、熱遮蔽による冷却効果を向上することができる。
【００２８】
脈動冷却空気導入工程においては、圧縮機等から抽気した圧縮した冷却空気を脈動させ、翼本体１の内部空間に導く。冷却空気を脈動させる方法は、様々な方法が考えられる。例えば、圧縮機を用いて、圧力を周期的に変化させる方法が考えられる。また、圧縮機から抽気した冷却空気をタービン翼１００に供給するインターフェイス部分において、流量が周期的もしくは断続的になる供給機構（例えば渦巻形状）を設けてもよい。また、より高い周波数（例えば数１０ｋＨｚ）で冷却空気を脈動させる場合は、超音波を用いて冷却空気を脈動させてもよい。
【００２９】
冷却工程においては、冷却空気の一部を冷却流４として、翼本体１の後縁１３の腹側１ａに設けたスロット２２から、翼本体１の後縁１３の腹側１ａの表面に形成されたカットバック面２１に沿って吹き出す。
【００３０】
図５は、本実施形態に係るタービン翼１００の冷却方法によってカットバック面２１を冷却した際のカットバック面２１の断面図である。図５では、グレースケールにおいて、白い部分がより温度が高く、黒い部分がより温度が低いことを示している。
図４と比較すると、カットバック面２１に沿って温度が低い領域が広く分布している。混合層６の発達が抑制され、Ｘ軸方向に冷却空気膜５が崩れずに維持されていると考えられる。カットバック面２１と燃焼ガス主流３との接触を抑制する熱遮蔽による冷却効果が向上していると考えられる。
【００３１】
（効果）
以上説明したように、本実施形態に係るタービン翼１００の冷却方法は、冷却流４を脈動させることで、カットバック部２において規則的に発生していた渦による混合層６の発達を抑制し、冷却空気膜５を維持して、熱遮蔽による冷却効果を向上することができる。さらに、冷却流４自体の熱伝達によって、カットバック面２１を冷却する効果も有する。
【００３２】
脈動冷却空気導入工程において、燃焼ガス主流３と冷却流４との質量流束比が１の条件において、基準周波数の非整数倍の周波数で冷却流４が脈動するように、冷却空気を脈動させることで、好適に冷却空気膜５を維持して、熱遮蔽による冷却効果を向上することができる。
特に、基準周波数の１．５倍の周波数で冷却流４が脈動するように、冷却空気を脈動させることで、より好適に冷却空気膜５を維持して、熱遮蔽による冷却効果を向上することができる。
【００３３】
本実施形態のタービン翼１００の冷却方法は、高温化によるガスタービン熱効率向上の伝熱工学的制約（冷却困難部位）であるタービン翼１００の後縁１３のフィルム冷却において、冷却流４の脈動化による混合層６発達抑制（熱遮蔽性能向上）と熱伝達促進の同時実現により、フィルム冷却総合性能向上を実現し、エネルギー変換の高効率化と二酸化炭素削減に寄与する。
【００３４】
（変形例）
以上、本発明の一実施形態について図面を参照して詳述したが、具体的な構成はこの実施形態に限られるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲の設計変更等も含まれる。また、上述の一実施形態および変形例において示した構成要素は適宜に組み合わせて構成することが可能である。
上記実施形態では動翼に形成されたカットバック部を例示したが、タービン翼の構成はこれに限定されない。例えば、本発明は静翼（ノズル）に形成されたカットバック部に対しても適用可能である。
【００３５】
上記実施形態では、質量流束比が１であることを想定していたが、質量流束比が１でなくてもよい。カットバック部２において規則的に発生する渦による混合層６の発達を、脈動させた冷却流により抑制すれば、上記実施形態と同様の効果を発揮できる。
【００３６】
本発明が対象とする現象の特色は、燃焼ガス主流３と冷却流４との間の混合層６の発達と、カットバック面２１における熱伝達と熱遮蔽による冷却効果とが密接に関連している点である。この現象に類似の流動・伝熱場は、燃焼器ライナー壁冷却、電子機器冷却クロス流中の衝突噴流冷却（壁噴流）、ロケットエンジンやプラズマジェット集束部のノズル冷却、流体吹出しによる壁面乱流制御などに見られる。本発明はガスタービン翼冷却だけでなく、上記類似の流動・伝熱場を有する分野でも利用可能である。
【００３７】
高出力、高効率なガスタービンは、航空機用、定置発電用に加え、その高速起動性・移動性により分散型・非常用電源としても高い関心を集めている。本発明は、そのような分野においても使用可能である。小型タービンにおいては後縁の厚みがさらに薄くなり、冷却がさらに難しくなる。そのため、本発明は小型タービンに特に好適である。
【００３８】
（シミュレーション１）
次に、本発明のタービン翼の冷却方法の効果に関するシミュレーションとその結果について説明する。
（１−１  設定）
図６に示すように、カットバック部２の解析領域は冷却流路高さＨ、燃焼ガス主流３の流路高さ４Ｈ、流路幅２Ｈであり、リップ厚さはＨ、冷却流４の吹き出し角度は１０度、カットバック面２１長さは１１．３Ｈ である。
【００３９】
熱遮蔽性能はフィルム冷却効率η（＝（Ｔｈ−Ｔａｗ）／（Ｔｈ−Ｔｃ））で評価し、熱伝達性能はヌセルト数Ｎｕ（＝２Ｈｑ／（λ（Ｔｗ−Ｔａｗ）））で評価した。
ここでＴｈ、Ｔｃ、Ｔｗ、Ｔａｗ［Ｋ］は、燃焼ガス主流温度、冷却流４温度、等熱流束境界の壁温、断熱壁温である。ｑ［Ｗ／ｍ２］は熱流束、λ［Ｗ／（ｍ・Ｋ）］は流体の熱伝導率である。
【００４０】
計算ソルバとして有限体積法を用い、ＳＧＳモデルはｄｙｎａｍｉｃ  Ｌａｇｒａｎｇｉａｎモデルを用いた。
計算条件は図７に示すものを用いた。
【００４１】
（１−２  実験結果）
図８および表１に結果を示す。図８に、幅方向平均したフィルム冷却効率とヌセルト数比を示す。図表中の周波数は無次元数であるストローハル数Ｓｒを基準周波数の場合のストローハル数Ｓｒ０で規格化したＳｒ／Ｓｒ０で表示している。図８のグラフの横軸は、図６に示すカットバック面とスロット吹き出し位置が交差する点をＸ軸原点とした場合の、Ｘ軸座標を表している。
Ｓｒ／Ｓｒ０＝１．０、２．０ では定常冷却流に対し、フィルム冷却効率は低下するがヌセルト数比は上昇し、Ｓｒ／Ｓｒ０＝１．０では最下流部でフィルム冷却効率が−８．９％、ヌセルト数比が＋４．９％となった。またＳｒ／Ｓｒ０＝１．３３、１．５ のケースでは定常冷却流に対し、ヌセルト数比は同程度だがフィルム冷却効率が上昇し、Ｓｒ／Ｓｒ０＝１．５では最下流部でフィルム冷却効率が＋１０．６％となり、脈動条件によって熱遮蔽性能と熱伝達性能に違いが出ている。熱遮蔽性能にとって最適な脈動条件と、熱伝達性能にとって最適な脈動条件は異なっている。
【００４２】
４通りの周波数で冷却流４を脈動させ、脈動させた冷却流４がカットバック面２１の熱遮蔽性能と熱伝達性能に与える影響をＬＥＳ(Ｌａｒｇｅ  Ｅｄｄｙ  Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ)という数値解析手法で調査した結果、質量流束比が１の条件での基準周波数の１．５倍の周波数および１０％の速度振幅で冷却流４を脈動させた場合に、フィルム冷却総合性能を表す正味熱流束低減率が定常冷却流の場合に比べて３％向上した。
このようにシミュレーションを行うことで、熱遮蔽性能と熱伝達性能の両方にとって最適な周波数を特定することができる。
【００４３】
【表１】
2018135883.tif 000003
【００４４】
なお、表１中の数値はカットバック面２１の面平均値であり、括弧内の数値は定常冷却流の場合と比較した増加率を表している。
また、図８および表１におけるヌセルト数比は、幅方向（Ｚ方向）平均したヌセルト数Ｎｕｚを、直円管内完全発達の経験式の値Ｎｕ∞で規格化したＮｕｚ／Ｎｕ∞で示している。
【００４５】
（シミュレーション２）
次に、３通り（１％、５％、１０％）の速度振幅で冷却流４を脈動させた場合におけるシミュレーション結果について説明する。
（２−１  設定）
シミュレーション設定は、シミュレーション１と同様である（図６および図７参照）。ただし、冷却流４の基準周波数に対する周波数比（Ｓｒ／Ｓｒ０）は、３通り（１．０，１．５，０．８）に設定した。なお、計算に用いる格子解像度等の一部の設定が、シミュレーション１の設定と異なっている。
【００４６】
（２−２  実験結果）
図９および表２にフィルム冷却効率の計算結果を示す。図９および表２の数値は、いずれも定常冷却流におけるフィルム冷却効率と比較した増加率を表している。Ｓｒ／Ｓｒ０＝１．５，０．８ では、３通りの速度振幅のいずれにおいても、定常冷却流におけるフィルム冷却効率に対し、フィルム冷却効率が上昇している。
【００４７】
【表２】
2018135883.tif 000004
【００４８】
図１０および表３にヌセルト数の計算結果を示す。図１０および表３の数値は、いずれも定常冷却流におけるヌセルト数と比較した増加率を表している。Ｓｒ／Ｓｒ０＝１．５，０．８では、定常冷却流におけるヌセルト数に対し、一部の条件においてヌセルト数がわずかに低下している。
【００４９】
【表３】
2018135883.tif 000005
図１１および表４に正味熱流束低減率（ＮＨＦＲ）の計算結果を示す。図１１および表４の数値は、いずれも定常冷却流における正味熱流束低減率と比較した増加率を表している。Ｓｒ／Ｓｒ０＝１．５，０．８ では、３通りの速度振幅のいずれにおいても、定常冷却流における正味熱流束低減率に対し、正味熱流束低減率が上昇している。上述のように、Ｓｒ／Ｓｒ０＝１．５，０．８では、定常冷却流におけるヌセルト数に対し、一部の条件において、ヌセルト数がわずかに低下している。しかしながら、図９および表２に示すフィルム冷却効率の上昇により、３通りの速度振幅のいずれにおいても正味熱流束低減率は上昇している。
【００５０】
【表４】
2018135883.tif 000006
【００５１】
上記のシミュレーション２では、３通り（１％、５％、１０％）の速度振幅のいずれにおいても、基準周波数の非整数倍の周波数（Ｓｒ／Ｓｒ０＝１．５，０．８）で冷却流４が脈動するように冷却空気を脈動させることで、正味熱流束低減率が向上した。
特に、周波数比（Ｓｒ／Ｓｒ０）が１以下であっても、正味熱流束低減率が向上することを確認した。さらに、速度振幅が１％であっても、基準周波数の非整数倍の周波数で冷却流４が脈動するように冷却空気を脈動させることで、正味熱流束低減率が向上することを確認した。基準周波数の非整数倍の周波数で脈動する冷却流４は、一定の条件において、燃焼ガス主流３と冷却流４の境目において発生した渦（図３参照）の崩壊を早める現象が観測されている。渦の崩壊を早めることにより混合層６の発達が抑制されることが、フィルム冷却効率が上昇した要因の一つであると考察される。
【符号の説明】
【００５２】
１  翼本体
１ａ  腹側
１ｂ  背側
１１  翼腹側
１２  翼背側
１３  後縁
１４  前縁
２  カットバック部
２１  カットバック面
２２  スロット
３  燃焼ガス主流
４  冷却流
５  冷却空気膜
６  混合層
１００  タービン翼
【図１】
2018135883.tif 000007
【図２】
2018135883.tif 000008
【図３】
2018135883.tif 000009
【図４】
2018135883.tif 000010
【図５】
2018135883.tif 000011
【図６】
2018135883.tif 000012
【図７】
2018135883.tif 000013
【図８】
2018135883.tif 000014
【図９】
2018135883.tif 000015
【図１０】
2018135883.tif 000016
【図１１】
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