JP4017794B2 - 応力緩和ダブテール - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の背景】
本発明は概括的にはガスタービンエンジンに関し、具体的にはその圧縮機動翼に関する。
【０００２】
ある形式のガスタービンエンジンでは、多段軸流圧縮機が空気を圧縮し、この空気は燃焼器内で燃料と混ぜられかつ点火されて高温燃焼ガスを発生する。燃焼ガスは下流方向に高圧タービンを通流し、高圧タービンは燃焼ガスからエネルギーを抽出して圧縮機を駆動する。圧縮機各段には１列の周方向に隣合う圧縮機動翼が含まれ、支持ロータディスクから半径方向外方に突出している。各動翼は翼形部を含み、圧縮されつつある空気がその面上を流れる。各動翼はまた翼形部の根本に翼台を有し、これは圧縮機空気流の半径方向内側境界を画成する。
【０００３】
動翼は通例着脱自在であり、従って、ロータディスクの外周の補完ダブテールスロットと係合するように形成されたダブテールを含んでいる。ダブテールは、ディスク周面に形成された対応する軸方向スロット又は周方向スロットと係合する軸方向はめ込み式ダブテール又は周方向はめ込み式ダブテールでよい。代表的なダブテールには最小断面積のネックが含まれ、翼台の底から半径方向内方に一体的に延在し、さらに外方に広がって１対の対置ダブテールローブ又はタングを形成している。
【０００４】
軸方向はめ込み式ダブテールの場合、ロータディスクは複数の周方向に相隔たる軸方向延在ダブテールスロットを有し、これらのスロットは周方向に対応ディスクポスト間に画成される。軸方向スロットとディスクポストはディスクの軸方向前後両面間にディスクの全軸方向厚さにわたって延在する。
【０００５】
周方向はめ込み式ダブテールの場合、単一のダブテールスロットが周方向にディスクの全周にわたって延在しかつ軸方向に前後両無孔ポスト間に延在する。周方向スロットは１箇所で局所的に拡大されているので、個々の周方向はめ込み式ダブテールをまず半径方向にスロット内に挿入し次いで周方向にダブテールスロットに沿って移動させることができ、こうして全スロットに完全な１列の動翼が装填される。
【０００６】
どちらの形式のダブテールにおいても、対応ディスクポストに補完ローブ又はタングが含まれ、運転中ダブテールローブと協働して個々の動翼を遠心力に抗して半径方向に保持する。各ダブテールローブは半径方向外向きの外側圧力面を有し、この面はディスクポストの対応する半径方向内向きの圧力面と係合する。遠心荷重が回転中の動翼によって発生するにつれ、遠心荷重は係合する外側及び内側圧力面で半径方向外方にダブテールローブから対応ディスクポストに伝達される。
【０００７】
ダブテールネックは翼台とダブテール自体との間に最小断面積を有するので、最大遠心応力がネックに発生する。これは翼寿命を確保するために制限されなければならない。代表的な圧縮機動翼は無限寿命をもつように設計され、従って、発生する遠心応力を翼材料の強度限度より適度に小さくするために適度に大きなダブテールとネックが必要である。
【０００８】
これに対し、ロータディスクは有限有効寿命を有する。なぜなら、ロータディスクはそれらが保持する動翼より高い応力を受けるからである。ディスク周面の軸方向延在ダブテールスロットがその周面を周沿いに中断するので、軸方向受入れロータディスクは周方向受入れロータディスクとは異なる仕方で遠心荷重に対抗する。周方向受入れロータディスクでは２つの対応ディスクポストがそれぞれ完全周フープでありそれに応じて高いフープ強度を有する。
【０００９】
米国で前の１０年間に商用に供された一種のターボファン形航空機ガスタービンエンジンにおいて寿命中途で経験的に初めてわかったことは、統計的には少ないが重大な数の軸方向はめ込み式ダブテールとそのロータディスクに高サイクル疲労割れが生じたことである。これは望ましくない。なぜなら、定期整備点検で一つのダブテールに割れが発見されると、１組の動翼を全て交換しなければならず、或いは、ダブテールではなくロータディスクに割れが発見されれば、ロータディスクを交換しなければならないからである。
【００１０】
軸方向はめ込み式ダブテール用のロータディスクの高サイクル疲労寿命を延ばすためになされた軸方向ダブテールスロットの改良が、本願出願人に付与されたユンガー（Juenger)等の米国特許第５１４１４０１号に記載されている。
【００１１】
それと同じ形式のエンジンは軸方向はめ込み式ダブテールと周方向はめ込み式ダブテールを両方とも含んでいるが、周方向はめ込み式ダブテールとそのスロットの異なるそしてより強い形状の故に、周方向はめ込み式ダブテールには割れが観察されなかった。しかし、同じエンジンをさらに使い続けてこの１０年に至ると、周方向はめ込み式ダブテールにも統計的に少数ではあるが割れの発生が非常に高いライフサイクル又は時期に観察された。この場合も、圧縮機動翼は好ましくは無限寿命をもつように設計されるので、一つの動翼ダブテールに一つの割れでも発生すれば、１組の圧縮機動翼全部の交換が必要になり、それだけ費用もかかる。
【００１２】
しかし、軸方向はめ込み式ダブテールと周方向はめ込み式ダブテールとの形状差を考慮し、使用期間の長い周方向はめ込み式ダブテールの割れに対しては異なる解決策が必要である。
【００１３】
従って、改良された周方向はめ込み式圧縮機動翼と協働ロータディスクを設けることが望まれる。
【００１４】
【発明の概要】
動翼は、翼形部と、それと一体の翼台と、翼台と一体に接合したダブテールとを備えてなる。ダブテールは、ロータディスクの補完スロットと係合するように形成された１対のダブテールローブ間に延在するネックを含む。ダブテールは、ダブテールローブの外面とネックの間に延在しそこに応力集中をもたらすアンダカットを有する。この応力集中はネックを犠牲にしてローブ外面において応力を緩和して動翼の高サイクル疲労寿命を延ばす。
【００１５】
【発明の詳述】
好ましい例示的な実施形態に係る本発明を、その他の目的及び利点とともに、添付図面を参照して以下の詳細な説明でさらに具体的に説明する。
【００１６】
図１に、ガスタービンエンジン、例えば飛行中の航空機を駆動するターボファンエンジンの多段軸流圧縮機１０の一部分を示す。圧縮機１０にはロータディスク１２が含まれており、ロータディスク１２はその外周に周方向スロット１４を有する。
【００１７】
複数の周方向に隣合う圧縮機動翼１６がディスクスロット１４に着脱自在に装着されている。各動翼１６は翼形部１８を含み、運転中その面上を空気２０が流れて圧縮される。翼形部の根元に対応翼台２２が一体に接合しており、圧縮されつつある空気２０の半径方向内側流路境界を画成する。
【００１８】
各動翼１６には周方向はめ込み式ダブテール２４も含まれており、翼台２２と一体に接合していてそこから半径方向内方に延在する。各ダブテールは最小半径方向断面積のネック２６を含み、このネックは１対のダブテールタング又はローブ２８、３０間に軸方向に延在し、両ローブはディスクスロット１４と係合するように形成されて個々の動翼１６をディスク外周に半径方向に係止する。
【００１９】
図２にさらに詳細に示すように、ロータディスク１２には周方向に連続する前方ポストが含まれ、対応する軸方向前方ディスクタング又はローブ３２を形成しており、タング又はローブ３２は半径方向内方に面してダブテール前方ローブ２８と係合している。同様に、ディスクはまた、後方タング又はローブ３４を形成する軸方向後方ポストを含み、ローブ３４は対応するダブテール後方ローブ３０と係合している。
【００２０】
ダブテールローブ２８、３０には半径方向外向きの前後圧力面３６、３８が含まれ、対応する半径方向内向きの前後圧力面４０、４２と係合し、圧力面４０、４２は、ディスクスロット１４を画成している対応ディスクローブ３２、３４から半径方向内方に面している。
【００２１】
本発明によれば、ダブテール２４はまた、外面３６、３８の少なくとも一面そして好ましくは両面とネック２６との間に延在してそこに局所応力集中をもたらすアンダカット４４を有する。応力集中は通常、従来の実際の仕方で可能な箇所ではどこでも減らされるか除去される。なぜなら、材料の最大限の利用が通例その中の応力を最少にすることに相当するからである。本発明が改良する従来のダブテールは、その対応ダブテールローブからネックまで連続的かつ滑らかな半径を有し、この区域内の応力集中を最少にしてダブテールの高寿命を助長する。この従来の形状は図３に仮想線でさらに詳細に例示されており、そこでのアンダカット４４の形態例も示されている。
【００２２】
詳しい解析を用いて発見したことは、アンダカット４４によりもたらされる局所応力集中の導入により、運転中ダブテール２４に発生する最大応力をかなり緩和することができ、従って、その有効寿命を基本動翼に関して従来達成された高サイクルを超えるように増加させることができるということである。特殊なアンダカット４４の導入を除けば、圧縮機動翼１６の残部は形状と機能が従来通りのものでよく、例えば、その圧縮機動翼は、米国でこの１０年間以上商用に供され、そして本発明により改良されるものである。
【００２３】
運転中動翼が回転するにつれ、それにより遠心力が発生しそして動翼のダブテールを経て対応ロータディスクローブに伝達される。図３に示すように、対応する外向きと内向きの圧力面３６、４０は通例軸方向輪郭が真っ直ぐか平らであり、そして両面間の有効接触面積にわたって互いに係合して、遠心荷重Ｆを両面間で垂直方向にダブテールからロータディスクに伝達する。
【００２４】
ネック２６の上方の全材料の遠心荷重はネック２６を経て伝達されなければならず、これは従来の実際構成ではダブテールの寿命制限部分をなすものであり、この部分はそこでの最大応力を動翼材料の高サイクル疲労強度より適度に低く保つために適当に大きくなければならない。翼形部１８の寸法と形状は動翼の所要空力性能により制御されるので、ダブテールとディスクの設計は、所要翼形部を限られた応力で支持するように適当に調整されて動翼とディスクの所要寿命を確保しなければならない。
【００２５】
外面３６と内面４０は運転中係合するので、両面間の摩擦も受ける。摩擦は、ローブ面と平行かつ垂直力Ｆの方向に垂直な力を生じる。摩擦力の大きさは両係合面間の摩擦係数に基づき、そして両面間の滑り差動によって摩耗又はフレッチングが発生するおそれがある。摩擦力は両係合面に追加的な表面応力を発生し、この応力もダブテール設計の複雑さに影響する。乾膜潤滑剤、例えばモリジスルフィドをダブテールとディスクの係合圧力面に施すことにより摩擦を最少にし得る。しかし、このような潤滑剤は動翼の寿命中摩耗し続け、その摩耗につれて摩擦表面応力が増大する。
【００２６】
解析によってわかったことは、摩擦力によりダブテールローブ外面３６、３８に沿って発生するせん断応力は面上で変化して、外面の半径方向外縁４６において集中する最大応力に達し、そこで前方ポスト内面４０から離脱するということである。接触縁とも呼ばれる前後外縁４６における応力場の定常成分と振動成分は摩擦の影響によって局所的に増加する。
【００２７】
外縁４６におけるこれらの摩擦誘起局所応力は、乾膜潤滑剤が最も有効である動翼寿命の初期に最小であり、そして乾膜潤滑剤が摩耗するにつれ動翼の寿命中増し続ける。従って、ダブテールの最大応力は最初は動翼寿命の初期にダブテールネック２６に生じ得るが、その後寿命中途で両外向き圧力面３６、３８の外縁４６の少なくとも一方に遷移することがわかった。この最大応力の寿命中途遷移は動翼ダブテールの有効寿命残部を短縮するおそれがあり、ダブテールに割れが発生すれば、同じディスクの１組の動翼全部の交換が必要になる。
【００２８】
ダブテールの両圧力面の外縁４６の一方又は両方にアンダカット４４を設けることにより、そこに故意の応力集中が導入される。これは、本発明によるその２次的な利点がなければ、従来実際上動翼において許容できなかったことである。アンダカット４４は、最初は、動翼寿命の初期に動翼ダブテール２４に生じた最大応力を高め得るが、同じアンダカット４４が、寿命中途後の運転中乾膜潤滑剤が摩耗するにつれ摩擦によって外縁４６に従来発生した最大応力をかなり減らす。動翼ダブテールにおける比較的大きな初期応力増加が、摩擦力の増加に伴うダブテールの後期応力のかなりの減少によって有利に相殺され、こうして動翼ダブテールの全寿命をアンダカット４４無しの同じダブテールの従来のそれに比べてかなり延ばし得る。
【００２９】
従って、ダブテール２４に生じる最大応力は、ダブテールローブ２８、３０のどちらかと隣接ダブテールネック２６との間にアンダカット４４を用いて局所応力集中を特別に導入することにより緩和され得る。このように、ダブテール外面３６、３８の外縁４６における応力は、ダブテールのネック２６における応力を代わりに高めることによりかなり緩和することができる。
【００３０】
所与の動翼設計では、ダブテール２４とディスクスロット１４の特定形状にかかわらず、所与量の遠心荷重がダブテール２４によってロータディスク１２に伝達されなければならない。しかし、ダブテール２４を上述のように特別に形成することにより、荷重分布とそれによる対応応力パターンは、動翼寿命の初期にダブテールネックにおける応力を局所的に高めるとともにそれに応じて動翼寿命の後期に外縁４６における最大動翼応力を減らすために優先的に変えることができ、こうして高寿命の改良ダブテールを設けることができる。
【００３１】
図３に示すように、アンダカット４４は好ましくは軸方向断面が弧状であってダブテールローブ２８の外面３６と隣接ネック２６との間のローブ表面輪郭を変える。アンダカット４４は応力集中を起こすものであるから、ネック２６近辺でのその望ましくない影響を減らすことが望まれる。
【００３２】
例えば、図３に示したアンダカット４４は、その比較的小さな第１曲率半径Ａを外面３６の外縁４６近辺に設定することにより最初に導入することができ、次いでアンダカット４４はネック２６近辺で軸方向にその輪郭を変え比較的大きな曲率半径Ｂに至る。アンダカット４４は、例えば約３０゜〜４０゜の鋭角Ｃで外面３６から逸脱する。
【００３３】
従って、最初に小さな半径Ａを有するアンダカット４４は、より大きな半径Ｂで終わり得る。或いは、代替的に、アンダカット４４は半径の数段の変化により外縁４６からネック２６まで輪郭を変えてもよい。このように、アンダカット４４は接触縁４６における急変又は不連続形状からネック２６への緩やかな円弧に遷移し、そして利用可能空間内でネック２６の断面積減少をなるべく少なくする。
【００３４】
従って、アンダカット４４は、代わりにネック２６において応力を高めることによりダブテール外面３６、３８の外縁４６で応力を優先的に緩和するために、外向き圧力面に対してダブテール内の深さに関して寸法を定めかつ半径に関して輪郭を定めることができる。動翼寿命初期の応力増加は動翼寿命後期にかなりの応力緩和を可能にする。
【００３５】
図１の実施形態に示すように、ディスクスロット１４はロータディスク１２の周囲に周方向に延在し、そしてダブテール２４は、軸方向はめ込み式ダブテールとは対照的な周方向はめ込み式ダブテールである。各翼形部１８は前縁４８と、軸方向反対側の後縁５０とを備え、運転中空気２０がダブテール面上に導かれて両縁間を下流方向に流れる。ダブテール前方ローブ２８は軸方向前方に上流方向に面し、そしてダブテール後方ローブ３０は軸方向後方に下流方向に面している。これに対応して、前方外面３６は図２に示すように後方外面３８の上流に位置する。
【００３６】
この形状では、ディスクスロット１４は周方向に延在するのでディスクの中心線を中心として環状であり、そして個々のダブテール２４はディスクスロット１４の周囲で周方向に弧状である。従って、ダブテールローブ２８、３０のアンダカット４４をディスクローブ３２、３４のそれぞれの前方及び後方内面４０、４２におけるディスクスロット１４の周方向曲率と合うように設けることが好ましい。
【００３７】
例えば、図１に示すように、前方ダブテールローブ２８のアンダカット４４はディスクの中心線に対して曲率半径Ｄを有し、この半径は、対応するディスク前方ローブ３２の曲率半径と合致する。こうすると、アンダカット４４はダブテールローブとディスクローブとの接触面積を減らすのでなく最大にして、ダブテールからディスクローブに伝達される垂直遠心荷重の大きさを減らし得る。
【００３８】
図１に示した空気２０が回転中の翼形部１８によって圧縮されるにつれ、翼形部後縁５０での空気流圧力はそれに応じて前縁４８での空気流圧力より大きくなる。これにより個々の翼形部１８に反時計方向の曲げモーメントが生じ、これに応じて前後のダブテールローブ２８、３０に相異なる垂直遠心荷重が発生する。解析によりわかったところでは、図３に示した垂直遠心力Ｆのプロフィールと異なり、従来のダブテール前方ローブでは比較的大きな垂直力Ｆが外縁４６で発生し、外向き圧力面に沿ってその半径方向内端まで減少する。前方外縁４６での高い垂直力に応じて、そこでの局所応力が増加する。しかし、少なくともダブテール前方ローブ２８に前方アンダカット４４を設けることにより、そこで前述のようにかなりの応力除去をなし得る。
【００３９】
翼形部１８にかかる圧力誘起曲げモーメントは、前方ローブ２８での垂直力とは異なる垂直力を後方ダブテールローブ３０に沿って引起こすので、後方ローブ３０にアンダカット４４を用いても用いなくてもよい。図２に示した好適実施形態では、後方アンダカット４４も後方外面３８とネック２６との間に前方ローブ２８での前方アンダカット４４と同様に設け、こうして両位置で応力緩和を達成する。
【００４０】
前後それぞれのアンダカット４４は大部分がダブテールネック２６の半径方向下方に設けられるので、ネックの断面積の減少を最少にし、しかも対応する前後の外面３６、３８への適当な遷移をなして応力緩和をもたらす。
【００４１】
一実施形態では、アンダカット４４の深さは、アンダカットをもたない元の動翼ダブテールと比べてわずかに約０．２５ｍｍであり、これで応力緩和と、ダブテールの高サイクル疲労寿命のかなりの増加を達成できる。さらに、この改善疲労寿命は、ディスクスロット１４自体の形状を変えることなく得られるので、使用した圧縮機動翼を新しいアンダカット付き圧縮機動翼と交換するだけで現用エンジンの改造が可能である。
【００４２】
ダブテール外面３６、３８に生じる最大応力は、運転中外面上の乾膜潤滑剤が摩耗するにつれて増加する摩擦成分を含むので、ダブテールローブにかかる垂直圧力Ｆの大きさを変えることによりその応力を制御できる。
【００４３】
本発明の他の特徴によれば、前方外面３６と対応前方内面４０それぞれにおけるダブテール２４とディスク１２の相対剛性が変えられるか調整され、これにより、遠心力によって発生する図３に示した垂直荷重プロフィールＦをもたらし、垂直荷重の大きさは外縁４６から半径方向内方に離れるにつれて外面３６の半径方向範囲にわたって増大する。このように、ダブテールとディスクとの相対剛性は前方外縁４６における接触縁荷重を最小にするように調整することができる。
【００４４】
上述のように、図３に例示した改良荷重プロフィールは、従来生じた荷重プロフィールとは形状が逆であり、そして前方アンダカット４４と組み合わせて用いられてダブテール応力緩和を促進し得る。
【００４５】
相対剛性は、ダブテール２４が図２に示したように比較的大きな半径方向高さを有しそして仮想線で示した従来のダブテール根部より低い半径方向内側根部又は基部を有してダブテールスロット１４内の利用可能空間を実質的に満たすようにダブテールの寸法を定めることにより調整することができる。従来のダブテールスロット１４内には、ダブテール２４の深さを増すことによってダブテール２４自体の剛性を高めるのに十分な空間が存在する。従って、それに対応する前後ローブ２８、３０はより剛固であり、その結果、図３に例示した好適接触力プロフィールが得られ、前方外縁４６における接触力が最小になり、またこれにより、前方アンダカット４４によりもたらされる応力緩和と関連して接触力による摩擦応力が減少する。
【００４６】
代替的又は追加的に、ディスクの前方ローブ３２の半径方向高さを図２に仮想線で示したように減らすことにより前方ローブ３２を従来のローブよりたわみやすくすることができる。ディスク前方ローブ３２のたわみ性の増加はまた、前方外縁４６における接触力が最小である図３に示した漸増接触力プロフィールを促進する。しかし、ディスクローブ３２のたわみ性を高めることはその機械加工を必要とするので、改造への適用より新しい圧縮機設計に好適である。
【００４７】
従って、従来の周方向はめ込み式ダブテール２４に比較的少ない改変を施して、少なくとも前方アンダカット４４、そして好ましくは後方アンダカット４４もダブテールに設けると、ネック２６の荷重伝達面積を大して減らすことなく、そして両ダブテールローブ２８、３０の荷重伝達能力に悪影響を及ぼすことなく、かなりの応力緩和をもたらすことができる。改良ダブテール２４の動翼は従来の周方向ダブテールスロット１４の既存外周域にぴったりはまるので、改造のための改良動翼１６のはめ込み式が可能である。寿命初期のダブテール最大応力の増加は寿命後期のダブテール最大応力のかなりの減少によって相殺され、それに応じて動翼の高サイクル疲労寿命が増加する。
【００４８】
以上、本発明の好適実施形態と考えられるものを説明したが、様々な改変が本発明の範囲内で可能であることはもちろんである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施形態による周方向はめ込み式ダブテールを有する複数の圧縮機動翼を受入れる周方向ダブテールスロットを有するガスタービンエンジン圧縮機ロータディスクの一部分の等角図である。
【図２】図１に示したダブテールとロータディスクの一部分の線２−２に沿う拡大軸方向断面図である。
【図３】本発明の一実施形態により相互間にアンダカットを有しロータディスクの対応部分と協働するダブテールローブの一つと隣接ネックの拡大部分断面図である。
【符号の説明】
１０ 軸流圧縮機
１２ ロータディスク
１４ ディスクスロット（ダブテールスロット）
１６ 圧縮機動翼
１８ 翼形部
２２ 翼台
２４ ダブテール
２６ ネック
２８、３０ ダブテールローブ
３２、３４ ディスクローブ
３６、３８ ダブテールローブ外面
４０、４２ ディスクローブ内面（スロット内面）
４４ アンダカット
４６ ローブ外面の外縁
４８ 翼形部前縁
５０ 翼形部後縁

Claims (5)

1. 周方向に延在するロータディスクスロット（１４）内に装着し得るガスタービンエンジン動翼（１６）であって、
   翼形部（１８）と、
   上記翼形部と一体に接合した翼台（２２）と、
   上記翼台と一体に接合した周方向はめ込み式のダブテールであって、ディスクスロット（１４）と係合するように形成されたダブテールローブ（２８、３０）を１対のみ備えこの１対のダブテールローブ（２８、３０）間に延在する最小断面積のネック（２６）を含むダブテール（２４）と
   を備え、
   上記ローブの各々はディスクスロット（１４）の対応する内面（４０、４２）と係合するように外側に面した外面（３６、３８）を有し、かつ上記外面の少なくとも一面と前記ネックの間に延在してそこに応力集中をもたらすためのアンダカット（４４）を備え、
   前記内面（４０、４２）と前記外面（３６、３８）との間には、乾膜潤滑剤が施され、
   前記アンダカット（４４）は、大部分が前記ネック（２６）の半径方向下方に設けられると共に前記外面（３６、３８）の外縁（４６）から３０〜４０°の角度（ C ）で逸脱し、
   更に、
   前記アンダカット（４４）は、前記外縁（４６）から第１曲率半径（ A ）で導入され且つ前記ネック（２６）近傍で前記第１曲率半径（ A ）より大きな第２の曲率半径（ B ）に至り、
   前記外面（３６、３８）において前記外縁（４６）から半径方向内方に離れるにつれて垂直荷重が増大するよう前記ダブテール（２４）が前記ディスクスロット（１４）内の利用可能空間を実質的に満たすよう寸法が定められていることを特徴とするガスタービンエンジン動翼（１６）。
2. 前記乾膜潤滑剤はモリジスルフィドからなる、請求項１記載の動翼。
3. 翼形部（１８）がそれらの間で空気（２０）を下流方向に導くための前縁（４８）と後縁（５０）を含んでおり、かつ前記一外面が、後方外面（３８）である前記他の外面の上流に配設された前方外面（３６）である、請求項１又は２記載の動翼。
4. アンダカット（４４）が内面（４０、４２）の前方内面におけるディスクスロット（１４）の曲率と合致するように周方向に弧状である、請求項１乃至３のいずれか１項に記載の動翼。
5. 後方外面（３８）とネック（２６）との間に配設されたアンダカット（４４）の後方のものをさらに含む、請求項１乃至４のいずれか１項に記載の動翼。

Images