説明

ターボファンエンジンノズル組立体及びターボファンエンジン組立体

【課題】燃料の燃焼を改善することと、騒音を低減すること。
【解決手段】ガスタービン航空機エンジンのノズル組立体11は、ナセル24と、少なくとも一部分がナセルの内部に配置されたコアカウル22であって、ナセルとコアカウルとの間に環状ファンバイパス導管26が規定されるように、コアカウル及びナセルが互いにほぼ同心に整列されたコアカウル22と、互いに対向する側壁56、58及び側壁の各々にヒンジ結合された第1のフラップ80を含み、ナセルをコアカウルに結合する第1の部材50と、第1の部材に対向し、互いに対向する側壁60、62及び側壁の各々にヒンジ結合された第2のフラップを含み、ナセルをコアカウルに結合する第2の部材54とを含み、ファンバイパス導管のスロート面積を変化させるために、第1のフラップ及び第2のフラップは第1の動作位置と第2の動作位置との間で選択的に位置決めを可能とする。

【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【0001】
本発明は、一般に、ターボファンエンジンにおける空気の流れに関し、特に、ファン導管領域を通過する空気の流れを調整することに関する。
【背景技術】
【0002】
少なくとも1つの周知のターボファンエンジン組立体は、ファン組立体と環状コアカウルの中に封入されたコアガスタービンエンジンとを含む。更に、ファンナセルはコアガスタービンエンジンの一部を取り囲む。一般に、コアカウル及びファンナセルはファンノズル導管領域(A18)を形成する。ターボファンエンジン組立体を動作させている間、ファン組立体から流れる空気の一部はコアガスタービンエンジンを通って流れ、空気の別の部分はファンノズル導管領域を通って流れる。
【0003】
いくつかのターボファンエンジン組立体においては、エンジン性能を変更するために、ファンノズル導管領域を操作できる。例えば、いくつかのターボファンエンジンは、ファンノズル導管領域を実質的に縮小することにより、ブロッカドアを有さない逆スラスト装置として並進運動コアカウルを利用する。
【0004】
離陸部分及び降下部分におけるサイクル性能を向上するようにファンノズル導管領域を変化させるためには、更に別の方法及び組立体が必要とされる。
【特許文献1】米国特許第5,221,048号公報
【特許文献2】米国特許第5,251,435号公報
【特許文献3】米国特許第5,833,140号公報
【特許文献4】米国特許第5,853,148号公報
【特許文献5】米国特許第6,546,716号公報
【特許文献6】米国特許第6,820,410号公報
【特許文献7】米国特許第6,938,408号公報
【発明の開示】
【0005】
1つの面においては、ガスタービン航空機エンジンのノズル組立体が提供される。ノズル組立体は、ナセルと、少なくとも一部分がナセルの内部に配置されたコアカウルとを含み、ナセルとコアカウルとの間に環状ファンバイパス導管が規定されるように、コアカウル及びナセルは互いにほぼ同心に整列される。ノズル組立体は、ナセルをコアカウルに結合する第1の部材を更に含む。第1の部材は、互いに対向する側壁と、第1の部材の側壁の各々にヒンジ結合された第1のフラップとを含む。第1の部材に対向する第2の部材は、ナセルをコアカウルに結合する。第2の部材は互いに対向する側壁と、第2の部材の側壁の各々にヒンジ結合された第2のフラップとを含み、前記ファンバイパス導管のスロート面積を変化させるために、第1のフラップ及び第2のフラップは第1の動作位置と第2の動作位置との間で選択的に位置決め可能である。
【0006】
別の面においては、ターボファンエンジン組立体が提供される。ターボファンエンジン組立体は、コアガスタービンエンジンと、ナセルと、少なくとも一部分がナセルの内部に配置されたコアカウルとを含み、ナセルとコアカウルとの間に環状ファンバイパス導管が規定されるように、コアカウル及びナセルは互いにほぼ同心に整列される。第1の部材はナセルをコアカウルに結合する。第1の部材は互いに対向する側壁と、第1の部材の側壁の各々にヒンジ結合された第1のフラップとを含む。第1の部材に対向する第2の部材は、ナセルをコアカウルに結合する。第2の部材は互いに対向する側壁と、第2の部材の側壁の各々にヒンジ結合された第2のフラップとを含み、ファンバイパス導管のスロート面積を変化させるために、第1のフラップ及び第2のフラップは第1の動作位置と第2の動作位置との間で選択的に位置決め可能である。
【0007】
またここでは、コアガスタービンエンジンを含むターボファンエンジン組立体を動作させる方法が開示される。方法は、ターボファンエンジン組立体の動作速度を第1の動作速度から第2の動作速度に変化させることを含む。方法は、第2の動作速度におけるエンジン効率の改善を容易にするように、コアガスタービンエンジンの下流側に規定されたファンノズル導管のスロート面積を変化させるために、第1組のフラップ及び第2組のフラップのうち少なくとも一方を選択的に位置決めすることを更に含む。第1組のフラップ及び第2組のフラップは、コアガスタービンエンジンの下流側及びファンノズル導管の内側にある。
【発明を実施するための最良の形態】
【0008】
本発明は、ターボファンエンジン及びノズル組立体に関する。本明細書中で使用される用語「ノズル組立体」は、少なくともターボファンエンジンの後方部分を含み、ナセル、コアカウル並びにファン導管及び排気導管の複数の部分/セクションを更に含むターボファンエンジンの一部を指す。
【0009】
図1は、長手方向軸/中心線44を有する航空機ターボファンエンジン組立体10の一例を概略的に示した側面図である。ターボファンエンジン組立体10は、パイロン14を使用して航空機の翼12に装着される。本実施形態においては、ターボファンエンジン組立体10はコアガスタービンエンジン20を含む。コアガスタービンエンジン20は高圧圧縮機、燃焼器及び高圧タービン(全て図示せず)を含む。ターボファンエンジン組立体10は、コアガスタービンエンジン20の軸方向下流側に配置された低圧タービンと、コアガスタービンエンジン20の軸方向上流側に配置されたファン組立体16とを更に含む。
【0010】
本実施形態においては、コアガスタービンエンジン20は環状コアカウル22の中に封入される。ナセル24はファン組立体16及びコアカウル22の一部を取り囲む。コアカウル22とナセル24の内面25との間に、環状バイパス導管26(ファンノズル導管とも呼ばれる)が規定される。図1及び図2に示されるように、コアガスタービンエンジン20の後方端部において、コアカウル22はコアノズル36の外面に隣接し且つ外面を取り囲む。
【0011】
動作中、周囲空気28はターボファンエンジン組立体10の入口30から流入し、ファン組立体16を通過して流れる。空気28の燃焼部分32はコアガスタービンエンジン20を通って搬送され、圧縮され、燃料と混合され、点火されて、燃焼ガス34を生成する。燃焼ガス34は、コアノズル36と、長手方向軸/中心線44(図2にも示される)の周囲にコアノズル36と同軸又は同心に配置されたオプションの中央プラグ42との間に規定された環状コア導管41の出口40から排出される。空気28のバイパス部分38は環状バイパス導管26を通って下流側へ搬送され、出口46においてバイパス導管26から排出される。いくつかの別の実施形態においては、ターボファンエンジン組立体10は逆スラスト装置(図示せず)を含んでもよい。
【0012】
図2は、中心線44(図1に示される)から見たノズル組立体11の端面図を示す。一実施形態においては、ノズル組立体11は分岐ノズル組立体である。ノズル組立体11はナセル24、コアカウル22及びバイパス導管26の出口46を含む。本実施形態においては、ナセル24及びコアカウル22は、パイロン14により翼12(図1に示される)に結合される。ノズル組立体11は、第1の部材50及びそれに対向する第2の部材54を含む。第1の部材50はパイロン14とほぼ同一の平面に位置し、ナセル24の上方部分、バイパス導管26、コアカウル22及びコアノズル36を貫通する。パイロン14及び第1の部材50の内部に管路(図示せず)が規定され、パイロン14及び第1の部材50を貫通する。この管路は、エンジン組立体10と航空機の制御システムとの電気通信を可能にする。図2には2つの部材50、54が示されるが、ノズル組立体11と組合わせて使用できる部材の数は任意である。
【0013】
第2の部材54はナセル24の底部、コアノズル36及びコアカウル22を貫通し、パイロン14とほぼ同一の平面に位置する。いくつかの実施形態においては、第2の部材54は支柱又は支持部材を含む。図2に示されるように、部材50、54は線100により定義される垂直平面とほぼ整列される。垂直平面は中心線44を含み、一実施形態においては、翼12(図1に示される)に対してほぼ垂直である。エンジン組立体10の典型的な設置場所は図2に示される垂直平面から変わらないが、本発明の別の実施形態は存在する。例えば、エンジン組立体10は水平方向パイロンによって航空機の胴体に装着されることも可能である。
【0014】
第1の部材50は互いに対向する側壁56、58を含み、第2の部材54は互いに対向する側壁60、62を含む。図2に示される側壁56、58、60、62はバイパス導管26を貫通し、エンジン組立体10(図1に示される)の前端部に向かって延出する。各部材50、54は、対向する側壁56、58及び60、62の間にそれぞれ幅を更に規定する。一実施形態においては、第2の部材54の幅は第1の部材50の幅より狭い。部材50、54の管路は、ナセル24及びコアカウル22をほぼ対称の弓形ナセル部分64、66及び弓形カウル部分68、70にそれぞれ少なくとも部分的に分離する。いくつかの実施形態においては、ナセル24の弓形ナセル部分64、66は第1の部材50にヒンジ結合される。部材50、54はバイパス導管26(図2には図示せず)を分割して、ほぼ対称の導管部分72及び74をそれぞれ形成する。対称の導管部分72、74は任意の従来の構成を有してもよい。一実施形態においては、導管部分72は弓形ナセル部分64の半径方向内側の面と、弓形カウル部分68の半径方向外側の面と、第1の部材50の側壁58と、第2の部材54の側壁62とにより規定される。同様に、一実施形態においては、導管部分74は弓形ナセル部分66の半径方向内側の面と、弓形カウル部分70の半径方向外側の面と、第1の部材50の側壁56と、第2の部材54の側壁60とにより規定される。
【0015】
図3は、ノズル組立体11を示した側面図である。コアカウル22は、下流側へ延出する途中に、バイパス導管26の形状に影響を及ぼす膨出部分79を形成する。第1の部材50の各側壁56及び58にフラップ80がヒンジ結合される。このフラップ80は1組のフラップ80(図5〜図9にも示される)を形成する。いくつかの実施形態においては、フラップ80は、膨出部分79の頂点の手前で側壁56、58にヒンジ結合される。いくつかの実施形態(図3に示される)においては、フラップ80は膨出部分79が始まる場所の付近で(すなわち、エンジン組立体10の前方部分に向かって)側壁56、58にヒンジ結合される。フラップ80は、ほぼ第1の部材50の縁部51まで延出する。一実施形態においては、フラップ80は側壁56、58の長さの約45%〜約65%の長さを有する。
【0016】
同様に、第2の部材54の各側壁60及び62には、1組のフラップ82(図5〜図7にも示される)を形成するフラップ82がヒンジ結合される。いくつかの実施形態においては、フラップ82は、図3に示されるように膨出部分79の上流側で側壁60、62にヒンジ結合される。他の実施形態においては、フラップ82は、ほぼ膨出部分79において側壁60、62にヒンジ結合される。フラップ82は、ほぼ第2の部材54の縁部55まで延出する。一実施形態においては、フラップ82は側壁60、62の長さの約45%〜約65%の長さを有する。
【0017】
図2及び図3は2つの部材50、54を示すが、本発明の他の実施形態も存在する。例えば、エンジン組立体10は4つの部材を含むことも可能であり、その場合、2つの部材は垂直平面にあり、残る2つは水平面にある。更に、4つの部材の各々はフラップを含む2つの互いに対向する側壁を有してもよい。
【0018】
いくつかの実施形態においては、第1の部材50の縁部51は、長手方向軸44に沿って第2の部材54の縁部55より先まで延出する。あるいは、部材50、54の縁部51、55は、それぞれ、ほぼ直線状であってもよい。更に、図2、図3及び図7に示されるように、一実施形態においては、第2の部材の側壁60、62はノズル組立体の後端部で接合して端部分57を形成する。同様に、第1の部材の側壁56、58はノズル組立体の後端部で接合して端部分59を形成する。端部分59は三角形の形状であってもよい。
【0019】
図4は、図3の線4‐4に沿ったノズル組立体11の輪郭図を示す。膨出部分79は第1の領域A、第2の領域A及び第3の領域Aにより示される。第1の領域Aはノズル組立体11の上流側部分に位置し、第2の領域Aは第1の領域Aの下流側に位置し、第3の領域Aは第2の領域Aの下流側に位置する。本実施形態においては、第1の領域A及び第3の領域Aは第2の領域Aより狭く、それにより、膨出部分79を形成する。
【0020】
本発明の実施形態は、空気がバイパス導管26(又は導管部分72、74)を通って流れる際に、空気が排出される前に空気の流れ38を変化させ且つ/又は空気の流れ38を妨害するのを助ける(図5〜図7に示される)。バイパス導管26における空気の流れを減少又は妨害するために、図8及び図9に示されるように、第1組のフラップ80及び/又は第2組のフラップ82は、第1の動作位置130からバイパス導管26内部の第2の動作位置132へ(例えば、ヒンジ109に沿って)回動するように展開される。いくつかの実施形態においては、第1組のフラップ80及び第2組のフラップ82を互いに独立して展開することが可能である。
【0021】
離陸又は降下などのある特定の動作条件の間にファンノズル導管の面積を縮小すると、ファンの動作線はピーク効率線の近くまで上昇するため、燃料の燃焼を改善できる。更に、ファン後流/出口案内羽根(OGV)相互作用が減少した結果、騒音の低減が実現される。また、低高度などのある特定の動作条件の間にファンノズルを開放することにより、ジェット速度が低下するため、同様に騒音を低減できる。ファンノズルを変化させること(VFN)により得られる騒音低減という利点は、ファン直径を更に縮小し、それに対応して燃料燃焼を減少することと置き換えられてもよい。
【0022】
図5に示されるように、いくつかの実施形態においては、フラップ80がナセル24の内面25に沿って自在に摺動できるように、各フラップ80の上縁部は内面25まで延出する。他の実施形態においては、上縁部は内面25まで延出しない。
【0023】
一実施形態においては、フラップ80は線100により示される中心線に関して20°の角度で展開するように構成され、フラップ82は10°の角度で展開するように構成される。いくつかの実施形態においては、フラップ82がナセル24の内面25に沿って自在に摺動できるように、各フラップ82の下縁部は内面25まで延出する。他の実施形態においては、下縁部は内面25まで延出しない。
【0024】
図6は第2の動作位置132にあるフラップ80を示し、図7は第2の動作位置132にあるフラップ82を示す。図5に示されるように、ノズル組立体が動作中であるとき、2組のフラップ80、82はそれぞれの側壁56、58及び60、62から離れて導管部分72、74の中へ(又は線200により示される水平面に沿って)回動する。フラップ80、82を横方向外側へ再び位置決めすることにより、空気の流れ38は減少され且つ/又は妨害される。従って、離陸中又は降下中などに航空機が空気力学的損失を受ける場合に、フラップ80、82を再位置決めして燃料燃焼を改善するか又はノズル組立体11の騒音を低減できる。
【0025】
図8及び図9に示されるように、一般に、フラップ80、82の展開はリンク、アクチュエータ又は他のメカニズムを使用して実現される。一実施形態においては、各フラップ80、82はヒンジ102により対応する側壁に結合される。部材50、54の管路の内部にアクチュエータ101を配置できる。あるいは、コアカウル22の内部にアクチュエータ101を配置できる。図8に示されるように、アクチュエータ101はモータ104と、モータ104及びリンク110に結合された延長ロッド106とを含む。モータを動作させることにより、フラップが水平面に沿って外側方向又は内側方向のいずれかに動くように、リンク110は対応するフラップを溝穴108に接続する。本実施形態においては、アクチュエータ101は、対応するフラップを第1の動作位置、すなわち、フラップが対応する側壁に対して完全に後退される収納位置から、フラップが対応する側壁から外側方向へ側方に延出される第2の動作位置132(図8に示される)へ側方移動できるようにするために、電気、空気圧又は油圧により動力を与えられてもよい。
【0026】
本発明は、コアガスタービンエンジンを含むターボファンエンジン組立体を動作させる方法を更に含む。方法は、ターボファンエンジン組立体の動作速度を第1の動作速度から第2の動作速度に変化させることを含む。方法は、第2の動作速度においてエンジン効率を向上するのを助けるように、コアガスタービンエンジンの下流側に規定されたファンノズル導管のスロート面積を変化させるために、第1組のフラップ及び第2組のフラップの少なくとも一方を選択的に位置決めすることを更に含む。第1組のフラップ及び第2組のフラップは、コアガスタービンエンジンの下流側及びファンノズル導管の内側にある。
【0027】
航空機に結合される多様なターボファンガスタービンエンジンにおいて利用されてもよいノズル組立体を説明した。特に、本明細書中で説明されたバイパスファン導管の内部に配置されるフラップを有するノズル組立体は、空気がバイパス導管を通って流れるのを阻止して燃料燃焼を改善するか又は騒音を低減するようにバイパス導管の寸法を縮小する(すなわち、空気の流れを減少し且つ/又は妨害する)ことにより、ある特定の飛行条件の間のエンジン性能を向上する。特に、第2の動作位置にある間、フラップは、空気が流れるために利用できる空間を縮小する。ノズル組立体は、ターボファンエンジンに使用される相対的に安価で軽量な変形構造である。ノズル組立体の使用に伴って離陸中及び降下中のエンジン効率が改善されるため、エンジンは、コアカウルとナセルとの間に規定される固定の寸法を有する他の周知のエンジンより約1.0%優れた燃料燃焼を有する。
【0028】
以上、ガスタービンエンジンのノズル組立体の一実施形態を詳細に説明した。示された組立体は本明細書中で説明された特定の実施形態に限定されず、各組立体の構成要素は本明細書中で説明された他の構成要素から独立して別個に利用されてもよい。
【0029】
本発明を種々の特定の実施形態によって説明したが、特許請求の範囲の趣旨の範囲内で変形を伴って本発明を実施できることは当業者により認識されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【0030】
【図1】航空機ターボファンエンジン組立体の一例を概略的に示した側面図である。
【図2】図1のタービンエンジンと共に使用されるノズル組立体の一例を示した端面図である。
【図3】図2のノズル組立体を示した側面図である。
【図4】図3のノズル組立体を示した輪郭図である。
【図5】フラップが展開されている間のノズル組立体を示した別の端面図である。
【図6】フラップが展開されている間の図3のノズル組立体を示した輪郭図である。
【図7】フラップが展開されている間の図3のノズル組立体を示した輪郭図である。
【図8】第2の動作位置にある図2のノズル組立体を示した部分輪郭図である。
【図9】第1の動作位置にある図2のノズル組立体を示した部分輪郭図である。
【符号の説明】
【0031】
10…ターボファンエンジン組立体、11…ノズル組立体、20…コアガスタービンエンジン、22…コアカウル、24…ナセル、26…バイパス導管、50…第1の部材、54…第2の部材、56、58…第1の部材の側壁、60、62…第2の部材の側壁、72、74…導管部分、80、82…フラップ、101…アクチュエータ、102…ヒンジ、106…延長ロッド、109…ヒンジ、110…リンク、130…第1の動作位置、132…第2の動作位置

【特許請求の範囲】
【請求項1】
ガスタービン航空機エンジンのノズル組立体(11)において、
ナセル(24)と;
少なくとも一部分が前記ナセルの内部に配置されたコアカウル(22)であって、前記ナセルと前記コアカウルとの間に環状ファンバイパス導管(26)が規定されるように、前記コアカウル及び前記ナセルが互いにほぼ同心に整列されるコアカウル(22)と;
互いに対向する側壁(56、58)及び前記側壁の各々にヒンジ結合された第1のフラップ(80)を具備し、前記ナセルを前記コアカウルに結合する第1の部材(50)と;
前記第1の部材に対向し、互いに対向する側壁(60、62)及び前記側壁の各々にヒンジ結合された第2のフラップ(82)を具備し、前記ナセルを前記コアカウルに結合する第2の部材(54)とを具備し、前記ファンバイパス導管のスロート面積を変化させるために、前記第1のフラップ及び前記第2のフラップは、第1の動作位置(130)と第2の動作位置(132)との間で選択的に位置決め可能であるノズル組立体(11)。
【請求項2】
前記第1の部材(50)及び前記第2の部材(62)は互いに関してほぼ同一平面において整列され、前記ファンバイパス導管(26)をほぼ同一の流れ面積を有する2つの導管部分(72、74)に分割する請求項1記載のノズル組立体(11)。
【請求項3】
前記第1のフラップ(80)及び前記第2のフラップ(82)の各フラップは、前記ガスタービン航空機エンジンを通る中心線(44)に関して測定された0°〜20°の角度で選択的に位置決め可能である請求項1記載のノズル組立体(11)。
【請求項4】
前記第1の部材(50)の前記第1のフラップ(80)は前記第2の部材(54)の前記第2のフラップ(82)より長い請求項1記載のノズル組立体(11)。
【請求項5】
前記第1の部材(50)及び前記第2の部材(52)の各々は幅を有し、前記第2の部材の幅は前記第1の部材の幅より狭い請求項1記載のノズル組立体(11)。
【請求項6】
前記ノズル組立体は複数のアクチュエータ(101)を更に具備し、前記アクチュエータの各々は前記フラップ(80、82)のうち1つを前記対応する側壁(56、60)に結合する請求項1記載のノズル組立体(11)。
【請求項7】
各アクチュエータ(101)は作動機構と、前記作動機構を動作させることにより、前記フラップ(80、82)が移動するように、前記作動機構をリンク(110)に接続する延長ロッド(106)とを含む請求項6記載のノズル組立体(11)。
【請求項8】
コアガスタービンエンジン(20)と;
ナセル(24)と;
少なくとも一部分が前記ナセルの内部に配置されたコアカウル(22)であって、前記ナセルと前記コアカウルとの間に環状ファンバイパス導管(26)が規定されるように、前記コアカウル及び前記ナセルが互いにほぼ同心に整列されるコアカウル(22)と;
互いに対向する側壁(56、58)及び前記側壁の各々にヒンジ結合された第1のフラップ(80)を具備し、前記ナセルを前記コアカウルに結合する第1の部材(50)と;
前記第1の部材に対向し、互いに対向する側壁(60、62)及び前記側壁の各々にヒンジ結合された第2のフラップ(82)を具備し、前記ナセルを前記コアカウルに結合する第2の部材(54)とを具備し、前記ファンバイパス導管のスロート面積を変化させるために、前記第1のフラップ及び前記第2のフラップは第1の動作位置(130)と第2の動作位置(132)との間で選択的に位置決め可能であるターボファンエンジン組立体(10)。
【請求項9】
前記第1の部材(50)及び前記第2の部材(54)は互いに関してほぼ同一平面において整列され、前記ファンバイパス導管(26)をほぼ同一の流れ面積を有する2つの導管部分(72、74)に分割する請求項8記載のターボファンエンジン組立体(10)。
【請求項10】
前記第1のフラップ(80)及び前記第2のフラップ(82)の各フラップは、前記ターボファンエンジン組立体を通る中心線(44)に関して測定された約0°〜約20°の角度で選択的に位置決め可能である請求項8記載のターボファンエンジン組立体(10)。

【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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【図9】
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【公開番号】特開2008−121678(P2008−121678A)
【公開日】平成20年5月29日(2008.5.29)
【国際特許分類】
【出願番号】特願2007−289264(P2007−289264)
【出願日】平成19年11月7日(2007.11.7)
【出願人】(390041542)ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ (6,332)
【氏名又は名称原語表記】GENERAL ELECTRIC COMPANY
【Fターム(参考)】