区画内に流体を含有するためのタンク
タンクは、チャンバ（７）内に、燃料、オイル又はガス等の流体を含む。チャンバの壁は、開口を有する剛体構造により部分的に区画され、その周囲の周りで、剛体構造に取り付けられていて剛体構造内の前記開口を覆う、エラストマー膜（８）により部分的に区画される。取り付けフレーム（９）は、膜及び剛体構造と係合しており、膜の周囲の周りで伸張する。取り付けフレームは、膜と係合する、第１の部分と、膜の外側エッジの外側に配置されていて且つ剛体構造に取り付けられる、第２の部分とを有する。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、区画内に、燃料、油又はガス等の流体を含有するためのタンクに関する。前記タンクは典型的には、航空機等の乗り物に搭載されるが、それだけには限らない。
【背景技術】
【０００２】
最も近代的な航空機は現在、機体構造に組み込まれた燃料タンクを使用しており、境界として、翼又は胴体表面、スパー（円部材）及びリブを使用する。これらの境界は、アルミニウム合金や強化プラスティック複合材料等の剛性構造材料により現在製作されている。
【０００３】
ＵＳ５９８３９４５は、衝突事故において飛散する、燃料の量を制限する翼タンクライナーを開示する。ネオプレンゴムライナーは、燃料タンク内で、構造から又はタンク自体から支持される。
【０００４】
燃料タンクを、航空機トリム（前後方向傾き）のための多数の区画に分割して、操作中に燃料の運動（ピッチ、ロール、ヨーにより発生させられる）を低減し、エンジン燃料供給のための貯蔵セル（小区画）を製造することが必要な場合が良くある。これらの境界は従来、アルミ合金又は強化プラスティック複合材料等の剛性構造材料により現在製作されている。これらの従来の材料は、高引張り強度で且つ高剛性等の多数の利点を有するが、これらの剛性は、特に制限された空間内において、保守又は内部へのアクセス（接近）のために、それらを取り外すことを困難にしている。それらはまた、比較的密度が高く、従って重い。例えば、アルミ合金は典型的には、2.85−3.05Mgm-3の範囲の密度を有し、強化プラスティック複合材料は典型的には、1.65−1.75Mgm-3の範囲の密度を有する。
【０００５】
より軽い重量を有していて且つ検査及び保守のためにアクセスがより容易であって且つ圧力パルスに耐える能力を有する、タンクを提供することが望まれると考えられる。
【発明の概要】
【０００６】
本発明の第１の形態は、区画内に流体を含むためのタンクを提供しており、区画の境界は、開口を有する剛体構造により、部分的に区画されており、周辺において剛体構造に取り付けられて開口をカバーする、エラストマーの膜により部分的に形成される。
【０００７】
剛体構造は、柔軟な要素を有しても良いが、しかし一般的には、エラストマー膜に比べて剛性のより高いものである。従って、本発明は、剛な主要構造の機械的利点を、エラストマー膜の、言い換えれば、低密度（典型的には、1.6Mgm-3より低く、好適には、1.5Mgm-3より低い）で柔軟性の利点に組み合わせる。膜の柔軟性により、剛体構造内の孔を介して区画へのアクセスのために、より容易に取り外すことが出来、その後曲げられるか又は巻き込まれて、制限された空間内に貯蔵することを可能にする。膜の柔軟性はまた、圧力パルスにより生じる荷重を主要構造内に、よりゆっくりと伝えることを可能にする。
【０００８】
１つの実施の形態において、剛体構造は、十分な柔軟性を有して、所謂「モーフィング（変形する）」機能を可能にしており、前記モーフィング機能において、１つ以上のアクチュエータは、膜が取り付けられる、剛体構造の少なくとも一部の形状を変化させるように形成される。
【０００９】
典型的には、膜を形成する材料は、織物又は不規則な方向性の短い繊維又は任意の別のタイプの補強等の補強要素を具備する。その様な補強は、膜が油圧又は空圧負荷及び構造的負荷の両者を容易に支持することを可能にする。補強の方向及び／又は分布は、１つ以上の方向において、他の方向に対して、剛性を増大させるように形成することが出来る。
【００１０】
膜は、一方の側だけに流体を有しても良く、あるいは２つのタンク区画の間に、分割壁の少なくとも一部を形成しても良い、言い換えれば、両側に流体を有しても良い。
【００１１】
膜は、均一に厚くても良く、あるいは、剛体構造に取り付けられる、その周辺の周りに比較的厚い領域を具備しても良く、膜は、比較的薄い中央領域を具備しても良い。
【００１２】
取り付け構造は、膜と剛体構造に係合し、膜の周辺の周りで伸張することが好ましい。
この構造は、剛体構造に接着又は溶着させられても良く、あるいは、膜の周辺に配置された、複数の固定具により剛体構造に取り付けられて、各固定具は、少なくとも取り付け構造と剛体構造の厚みを貫通することがより好ましい。
【００１３】
固定具は、膜を通過しても良い。この場合において、固定具に隣接した部分の破裂を回避するために、補強材料は、固定具孔の周りに設置可能である。しかしより好適には、取り付けフレーム（構造）は、膜と係合する第１の部分と、膜の外側角部の外側に位置していて且つ剛体構造に取り付けられる、第２の部分とを有する。これは、よりコンパクト（小型）な解決案を提供する。取り付け構造の第２の部分は、取り付け構造の厚みを貫通する、複数の孔を具備しており、各孔は、取り付け構造を剛体構造に取り付ける、それぞれの固定具を収容することが好ましい。
【００１４】
取り付け構造の第１の部分は、多数の方法で膜と係合しても良く、例えば、それ（第１の部分）は、膜内に封入されても良く、それ（第１の部分）は、膜の１つ又は２つの外面と係合しても良く、及び／又は膜に接着されても良い。
【００１５】
膜の少なくとも１つの外面は、取り付け構造と係合する、窪み及び／又は１つ以上の突起を具備しても良い。これらの突起又は窪みは、膜の全周の周りに細長い尾根部又は溝として伸びるように設けられるか、又は長さがより制限されても良い。
【００１６】
下記に述べる１つの実施の形態において、膜は、実質的に平らであり、膜として同じ平面に実質的に横たわる、支持構造の要素に取り付けられる。しかし、別の配置が可能であり、例えば、膜は、平らではなくても良く、及び／又はタンクの完全な壁を形成しても良い。
【００１７】
下記に述べる本発明の実施の形態において、タンクは、燃料タンクである。しかし、本発明はまた、別のタイプのタンクにおいて使用されても良く、例えば、油圧流体、オイル（例えば、航空機のビルジ（湾曲部）区画において）又は加圧ガス（例えば、航空機の胴体圧力カバー）を貯蔵するためのタンクにおいて使用されても良い。膜材料は、用途によって注意深く選択されなければならない、例えば、耐油圧オイル性膜は、ガラス補強を有するエチレンプロピレンディエンモノマー（ＥＰＤＭ）ゴム及びアルミニウム取り付け構造により形成可能である。
【００１８】
下記の本発明の実施の形態において、タンクは航空機のタンクである。しかし、本発明はまた、燃料タンクローリー又は船舶等の別のタイプの輸送手段（又は、乗り物）において使用されても良い。更にタンクは、排水処理システムにおけるサンプ（汚水槽）又は遮蔽物等の非輸送手段の用途において使用されても良い。
【００１９】
本発明の実施の形態は、添付の図面を参照して以下で説明される。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】図１は、燃料タンクの等角投影図である。
【図２】図２は、膜の断面図である。
【図３】図３は、図１の線Ａ−Ａに沿う断面図である。
【図４】図４は、別のクランプ配置の断面図である。
【図５】図５は、別のクランプ配置の断面図である。
【図６】図６は、別のクランプ配置の断面図である。
【図７】図７は、別のクランプ配置の断面図である。
【図８】図８は、薄膜の中央領域を有する膜の断面図である。
【図９】図９は、別のクランプ配置の断面図である。
【図１０】図１０は、別のクランプ配置の断面図である。
【図１１】図１１は、モーフィング（変形する）翼箱の第１の模式的断面図である。
【図１２】図１２は、図１１の翼箱の第２の模式的断面図である。
【図１３】図１３は、取り外される上部及び下部皮膚面を有する翼箱の模式的平面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２１】
図１は、上部表面１と、下部表面２と、主要端部スパー（円部材）３と、垂下端部スパー４と、機内リブ５と、機外リブ６とを具備する、航空機翼箱の構造の一部を示す。要素１-６は、燃料タンクチャンバ（室）７の上部、下部、前部、後部及び側部境界を区画する。機内リブ５は、エラストマー膜８により覆われる、開口を有する。膜８は、１式の固定具孔１０を有するアルミニウム製取り付けフレーム９により、機内リブ５に取り付けられ、その周囲の周りをシール（密封）する。
【００２２】
図２に示すように、膜８を形成する材料は、エラストマーマトリックス１２が染み込まされた補強編物状要素１１（この場合は、編物の４つの分離した層）を具備する。エラストマーマトリックス１２は、例えば、フッ化シリコンゴムを具備しても良い。これは、腐食性がなく従って塗装又は前処理の必要がない、不活性材料である。堅い材料の内部インターリーフ（間紙）１３は、膜内で境界が区切られ、その周囲の周りで伸張する。
【００２３】
膜材料は典型的に、1.35 Mgm-3と1.55Mgm-3との間の比較的低い密度を有する。また膜の材料容積は、外部強化リブが追加される必要はないように、従来の材料に比べてより低いもの（低容量）で有り得る。これらの２つの要素は、組み合わされて、実質的な量で、燃料タンクの重量を軽減する。
【００２４】
例えば、エラストマーは、1.455Mgm-3の密度のABR4-0090Aに対してフッ化シリコンゴムを具備しており、編物は、約1.465Mgm-3の密度のABR9-0142に対してメタアラミドを具備しても良い。もしアラミド編物が加硫処理することが難しい場合は、ポリエステル又はガラス等の別の編物材料が使用されても良い。
【００２５】
もしチャンバ７へのアクセス（接近）が必要である場合は、膜は、取り外され、巻き上げられ、マンホール（図示されない）を介して閉じ込められた翼区画の外へ取り出し可能である。金属製又は合成物製ドアは、マンホールを介して通過するには、通常嵩張り過ぎるので、翼内に残されなければならない。
【００２６】
US5983945に述べられるような従来の翼タンクライナとは違って、膜は、機体に固定されており、荷重をその機体に直接的に作用させる。膜は、膜の一端から他端へ荷重を、剛性境界において伝達されるように、伝達可能である。膜は、翼から取り外し可能であるように十分フレキシブル（可撓性）であると同様に、航空機の高いＧが生じる操縦により生成される、油圧パルスに耐えるために十分強固でなければならない。400mmの膜による400mmによるテストは、膜が、３５mmの膜の中央において変位及び漏洩のない圧縮空気の３６５．４２kPa（５３psi）のパルスを十分に含むことが可能であることを示している。
【００２７】
図３は、図１のＡ−Ａ線に沿う断面図である。複数の固定具ボルトは、膜の周囲の周りに分配されており、各固定具は、図３に示すように、取り付けフレーム９及びリブ５の厚みを貫通している。
【００２８】
各ボルトは、ねじ切られた遠位端部１４を有するシャフトを有しており、ねじ切られた遠位端部１４は、リブ５と、膜８と取り付けフレーム９における孔を貫通する。ボルトの頭部１５は、リブ５の面と係合し、ナット１６は、シャフトにねじ込まれて、ワッシャー１７を支持し、ワッシャー１７は順にフレーム９の面を支持する。
【００２９】
圧縮式耐腐食性フェルーレ（口金）１８は、固定具の荷重を支持する。もし固定具が膜８に直接的に締め込まれる場合には、材料は、冷間クリープの問題が発生し、これは、固定具システムの明白なトルクの緩みとして顕在化する。
【００３０】
インターリーフ（間紙）１３は、ゴムと編物膜を補強し、ゴムと編物膜において、前記ゴムと編物膜は、固定具孔により弱くなる。インターリーフ１３はまた、補強のため二重であるので、インターリーフは、中央固定具ピッチ地点において、引っ張り荷重に変換される、膜における圧力により引き起こされる固定具間の（ｘ方向における）船首方向の湾曲（ｂｏｗｉｎｇ）力に耐えるような強度を提供しても良い。
【００３１】
取り付けフレーム９は、図示されるように、溝状断面を有して、固定具間に強い沈静力（ｃａｌｍｉｎｇ ｆｏｒｃｅ）を提供して、中央固定具ピッチ点において、作用する荷重（ｙ方向において）に対する反作用に対抗しており、これは、許容可能なシーリング（密封）を実現するために、反作用荷重ｙを超えなければならない。
【００３２】
図３に示されるアセンブリ方法は、多数の欠点を有しており、それらの欠点の最も顕著なものは、膜が固定具孔により損傷され、強度が減少することである。第２には、アセンブリは複雑であり、嵩張り、重いので、従って、価格が高くなる。これらの問題に対する幾つかの解決案として、下記するように、図４−７に示されるものがある。
【００３３】
図４において、フレキシブルな膜８は、インターリーフ１３なしで製作される。その場所において、膜の周囲は、完全に封入された接合ワイア２０を含む。溝２１は、膜の外面２２において成形される。ワイア２０が膜の全周の周りで伸長し、溝２１に比べてその外側エッジ（角部）２５に、より近く配置されることが分かる。
【００３４】
アルミニウム製取り付けフレームは、膜の全周の周りで伸長する。取り付けフレームは、溝２１内に収容される、戻り部２４と、膜の外側エッジ２５の外側に配置されてボルトによりリブ５に取り付けられる、周囲部分２３とを有する。
【００３５】
引っ張り荷重ｘは、取り付けフレームの戻り部２４により所定の場所へ固定されたアンカーとして、膜から取り付けフレームへ結合ワイア２０を使用して伝達される。周囲部分２３の周辺位置は、固定具荷重がリブ５に直接的に伝達されることを可能にして、フェルーレ（口金）１８の必要性を取り除く。ワイア２０の修正された断面はやはり、固定具間の強い沈静力を提供する必要があり、中央固定具ピッチ点において、作用する荷重（ｙ方向において）に対する反作用に対抗しており、これは、受容可能なシーリングを実現するために、反作用荷重ｙを超えなければならない。
【００３６】
図４に示す固定装置により、膜が破裂板として作用することを可能にすることが分かる。即ち、長さ方向に大きい燃料圧力パルスは、固定装置に不具合を生じて膜を分離させて、荷重を上部及び下部表面から逸らせて、上部及び下部表面を破裂させる傾向を低減する。
【００３７】
図５において、膜８は、接着されたインターリーフ又はワイアを有さず、アセンブリは、最も単純な形状に減少させられる。取り付けフレーム３０は、膜８の外面２２に直接接着されたアーム３１を有しており、従って、フレームは、ｘとｙの両方向において全ての支持部を提供可能である。これは、接着がフレーム３０に対する膜８の移動を制限して、その結果、より強いアセンブリを生成することによる。図５は、最も軽い重量で最もコンパクトな解決案であり、たぶん最も低コストの選択可能案である。
【００３８】
図６は、取り付けフレーム４０が膜８に接合され、膜８内に封入された、接合式膜クランプのための別の選択可能案を提示する。この案は、図５の解決案に比べてより高い接合強度を実現し、より高い荷重が予想される場合に適当である。
【００３９】
図７は、取り付けフレーム５０が膜８の両外面と係合する、接合式膜クランプのための更に別の選択可能案を提示する。これは、図５の解決案に比べてより高い接合強度を提供し、更に機械的損傷に対してより大きな耐性を有するように、接合区域を囲むエラストマーシール５１，５２は、フレーム５０とリブ間に流体密封シールを提供する。
【００４０】
図８は、別の膜６０の断面図である。膜６０を形成する材料は、エラストマーマトリックスが染み込まされた編物の種々の層を具備する。エラストマーマトリックスは、例えば、フッ化シリコンゴムを具備しても良い。
【００４１】
膜６０は、膜がその周囲の周りでリブに取り付けられる、比較的厚い領域６１と；重量及び材料体積を減少させる、比較的薄い中央領域６２とを具備する。中央領域６２は、編物の１つ又は２つの層のみを有し、厚みは約0.8-1.5mmであり、外側領域６１は、４つの層を有する。強い材料の２つの内部インターリーフ６２，６３は、膜内において接合され、外側領域の周りで伸張する。中央編物層は、これらの２つのインターリーフの間を通過する。外側領域６１の２つの外面は、取り付けフレーム（図示されない）と係合して燃料漏洩を完全にシールする、成形された突起６５−６８を具備する。
【００４２】
図９は、別の膜７０と固定アセンブリの断面図である。膜７０は、膜６０と同様であるが、しかしこの場合において、その上面に唯１つの突起７１を有する。図９は、膜７０の外側領域のみを示している。膜の中央は、膜６０と同様な状態で薄肉であっても良い。
【００４３】
取り付けフレーム７２は、リブ５に膜７０を締結固定する。固定具シャフト７３は、フレーム７２と、膜７０と、リブ５とを貫通する。フレーム７２は、突起７１を収容する、溝７５を区画する曲がり部分７４を有する。
【００４４】
図１０は、更に別の膜８０と固定アセンブリの断面図である。膜８０は、膜７０と同様であり、その上面に１つの突起８１を有する。 取り付けフレームは、リブ５に膜８０を締結固定する。取り付けフレームは、リブ５に固定される、外側部８２と、突起８１を収容する、溝８４を区画する曲がり部分８３を有する、内側部とを有する。
【００４５】
図３及び９の設計と比較して、図４−７及び１０の設計の最も顕著な利点は、膜が固定孔の導入により危険に晒されないことである。結果として、これらの設計は本質的に、より強靭である。更に、これらの孔の周囲に余分な補強を追加して、ゴム及び編物の破断に耐える必要がないので、より一層重量は軽減される。更に、膜は、固定具を超えて周囲において伸張する必要がなく、その結果、膜は、ｙ方向において、より小さくすることが出来、従って、より軽量である。しかも、固定具のシャフトは、膜を貫通しないので、シャフトをより短くすることが出来、更に重量を軽減できる。結局、アセンブリは、ｙ方向において、より少ない空間を占有する。
【００４６】
上記の実施の形態において、膜は、膜として実質的に同じ平面内に設置される、平らなリブ５に取り付けられる。しかし、別の装置が可能であり、例えば、膜はリブ５を完全に置換して、フランジによりスパー３，４及び表面２，３に、その周囲で、取り付けられても良い。
【００４７】
その様な別の装置の例が、図１１と１２に示される。翼箱９２は、上部表面１と、下部表面２と、主要端部スパー（円部材）３と、垂下端部スパー４とを具備する。従来の翼箱のリブは、図１に示された膜８と同様に、エラストマー膜９０により置換される。各膜９０は、図４−１０に示される装置の１つと同様な取り付け装置を使用して、膜の周囲において、カバー（表面）１，２及びスパー３，４に接続する。要素１−４及び９０は、５つの燃料タンクチャンバの境界を区画する。
【００４８】
油圧ラム９１は、上部表面及び下部表面１，２間で作用して、拡大及び収縮可能であり、所謂、「モーフィング」翼構造を提供する。唯１基のラムが各チャンバに示されるが、しかし実際には、多数のその様なラムが具備されても良いことが分かる。エラストマー膜９０は、上部及び下部の表面の曲がりを収容するように曲がることが出来、且つ長さ方向の燃料圧力パルスを含むように十分に強度がある。
【００４９】
膜９０における編物状補強は、１つ以上の方向において、強度を増大するのに適合可能である。例えば、膜は、表面１，２間でＺ方向においてフレキシブルに形成可能であるが、別の２つの垂直なＸとＹ方向において、より硬い。
【００５０】
更に別の装置が、図１３に示される。翼箱９３は、上部及び下部の表面（図示されない）と、主要端部スパー３と、垂下端部スパー４と、一連の６つの剛体リブ９６とを具備する。膜８，９０と同様なエラストマー膜９７は、長さ方向に伸びている。各膜９７は、図４−１０に示される装置の１つと同様な取り付け装置を使用して、その周囲において、表面（図示されない）及び隣接する対のリブ９６に接続する。要素９４−９７及び上部と下部表面（図示されない）は、１０の燃料タンクチャンバの境界を区画する。膜９７は、航空機の破壊から生じる、翼弦方向の燃料圧力パルスから前部スパー９４を保護する。
【００５１】
本発明は、１つ以上の好適な実施の形態を参照して上記で説明されるが、種々の変更形態及び修正形態が、添付の請求項に規定される本発明の範囲から逸脱しないで実施されても良いことが分かる。
【技術分野】
【０００１】
本発明は、区画内に、燃料、油又はガス等の流体を含有するためのタンクに関する。前記タンクは典型的には、航空機等の乗り物に搭載されるが、それだけには限らない。
【背景技術】
【０００２】
最も近代的な航空機は現在、機体構造に組み込まれた燃料タンクを使用しており、境界として、翼又は胴体表面、スパー（円部材）及びリブを使用する。これらの境界は、アルミニウム合金や強化プラスティック複合材料等の剛性構造材料により現在製作されている。
【０００３】
ＵＳ５９８３９４５は、衝突事故において飛散する、燃料の量を制限する翼タンクライナーを開示する。ネオプレンゴムライナーは、燃料タンク内で、構造から又はタンク自体から支持される。
【０００４】
燃料タンクを、航空機トリム（前後方向傾き）のための多数の区画に分割して、操作中に燃料の運動（ピッチ、ロール、ヨーにより発生させられる）を低減し、エンジン燃料供給のための貯蔵セル（小区画）を製造することが必要な場合が良くある。これらの境界は従来、アルミ合金又は強化プラスティック複合材料等の剛性構造材料により現在製作されている。これらの従来の材料は、高引張り強度で且つ高剛性等の多数の利点を有するが、これらの剛性は、特に制限された空間内において、保守又は内部へのアクセス（接近）のために、それらを取り外すことを困難にしている。それらはまた、比較的密度が高く、従って重い。例えば、アルミ合金は典型的には、2.85−3.05Mgm-3の範囲の密度を有し、強化プラスティック複合材料は典型的には、1.65−1.75Mgm-3の範囲の密度を有する。
【０００５】
より軽い重量を有していて且つ検査及び保守のためにアクセスがより容易であって且つ圧力パルスに耐える能力を有する、タンクを提供することが望まれると考えられる。
【発明の概要】
【０００６】
本発明の第１の形態は、区画内に流体を含むためのタンクを提供しており、区画の境界は、開口を有する剛体構造により、部分的に区画されており、周辺において剛体構造に取り付けられて開口をカバーする、エラストマーの膜により部分的に形成される。
【０００７】
剛体構造は、柔軟な要素を有しても良いが、しかし一般的には、エラストマー膜に比べて剛性のより高いものである。従って、本発明は、剛な主要構造の機械的利点を、エラストマー膜の、言い換えれば、低密度（典型的には、1.6Mgm-3より低く、好適には、1.5Mgm-3より低い）で柔軟性の利点に組み合わせる。膜の柔軟性により、剛体構造内の孔を介して区画へのアクセスのために、より容易に取り外すことが出来、その後曲げられるか又は巻き込まれて、制限された空間内に貯蔵することを可能にする。膜の柔軟性はまた、圧力パルスにより生じる荷重を主要構造内に、よりゆっくりと伝えることを可能にする。
【０００８】
１つの実施の形態において、剛体構造は、十分な柔軟性を有して、所謂「モーフィング（変形する）」機能を可能にしており、前記モーフィング機能において、１つ以上のアクチュエータは、膜が取り付けられる、剛体構造の少なくとも一部の形状を変化させるように形成される。
【０００９】
典型的には、膜を形成する材料は、織物又は不規則な方向性の短い繊維又は任意の別のタイプの補強等の補強要素を具備する。その様な補強は、膜が油圧又は空圧負荷及び構造的負荷の両者を容易に支持することを可能にする。補強の方向及び／又は分布は、１つ以上の方向において、他の方向に対して、剛性を増大させるように形成することが出来る。
【００１０】
膜は、一方の側だけに流体を有しても良く、あるいは２つのタンク区画の間に、分割壁の少なくとも一部を形成しても良い、言い換えれば、両側に流体を有しても良い。
【００１１】
膜は、均一に厚くても良く、あるいは、剛体構造に取り付けられる、その周辺の周りに比較的厚い領域を具備しても良く、膜は、比較的薄い中央領域を具備しても良い。
【００１２】
取り付け構造は、膜と剛体構造に係合し、膜の周辺の周りで伸張することが好ましい。
この構造は、剛体構造に接着又は溶着させられても良く、あるいは、膜の周辺に配置された、複数の固定具により剛体構造に取り付けられて、各固定具は、少なくとも取り付け構造と剛体構造の厚みを貫通することがより好ましい。
【００１３】
固定具は、膜を通過しても良い。この場合において、固定具に隣接した部分の破裂を回避するために、補強材料は、固定具孔の周りに設置可能である。しかしより好適には、取り付けフレーム（構造）は、膜と係合する第１の部分と、膜の外側角部の外側に位置していて且つ剛体構造に取り付けられる、第２の部分とを有する。これは、よりコンパクト（小型）な解決案を提供する。取り付け構造の第２の部分は、取り付け構造の厚みを貫通する、複数の孔を具備しており、各孔は、取り付け構造を剛体構造に取り付ける、それぞれの固定具を収容することが好ましい。
【００１４】
取り付け構造の第１の部分は、多数の方法で膜と係合しても良く、例えば、それ（第１の部分）は、膜内に封入されても良く、それ（第１の部分）は、膜の１つ又は２つの外面と係合しても良く、及び／又は膜に接着されても良い。
【００１５】
膜の少なくとも１つの外面は、取り付け構造と係合する、窪み及び／又は１つ以上の突起を具備しても良い。これらの突起又は窪みは、膜の全周の周りに細長い尾根部又は溝として伸びるように設けられるか、又は長さがより制限されても良い。
【００１６】
下記に述べる１つの実施の形態において、膜は、実質的に平らであり、膜として同じ平面に実質的に横たわる、支持構造の要素に取り付けられる。しかし、別の配置が可能であり、例えば、膜は、平らではなくても良く、及び／又はタンクの完全な壁を形成しても良い。
【００１７】
下記に述べる本発明の実施の形態において、タンクは、燃料タンクである。しかし、本発明はまた、別のタイプのタンクにおいて使用されても良く、例えば、油圧流体、オイル（例えば、航空機のビルジ（湾曲部）区画において）又は加圧ガス（例えば、航空機の胴体圧力カバー）を貯蔵するためのタンクにおいて使用されても良い。膜材料は、用途によって注意深く選択されなければならない、例えば、耐油圧オイル性膜は、ガラス補強を有するエチレンプロピレンディエンモノマー（ＥＰＤＭ）ゴム及びアルミニウム取り付け構造により形成可能である。
【００１８】
下記の本発明の実施の形態において、タンクは航空機のタンクである。しかし、本発明はまた、燃料タンクローリー又は船舶等の別のタイプの輸送手段（又は、乗り物）において使用されても良い。更にタンクは、排水処理システムにおけるサンプ（汚水槽）又は遮蔽物等の非輸送手段の用途において使用されても良い。
【００１９】
本発明の実施の形態は、添付の図面を参照して以下で説明される。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】図１は、燃料タンクの等角投影図である。
【図２】図２は、膜の断面図である。
【図３】図３は、図１の線Ａ−Ａに沿う断面図である。
【図４】図４は、別のクランプ配置の断面図である。
【図５】図５は、別のクランプ配置の断面図である。
【図６】図６は、別のクランプ配置の断面図である。
【図７】図７は、別のクランプ配置の断面図である。
【図８】図８は、薄膜の中央領域を有する膜の断面図である。
【図９】図９は、別のクランプ配置の断面図である。
【図１０】図１０は、別のクランプ配置の断面図である。
【図１１】図１１は、モーフィング（変形する）翼箱の第１の模式的断面図である。
【図１２】図１２は、図１１の翼箱の第２の模式的断面図である。
【図１３】図１３は、取り外される上部及び下部皮膚面を有する翼箱の模式的平面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２１】
図１は、上部表面１と、下部表面２と、主要端部スパー（円部材）３と、垂下端部スパー４と、機内リブ５と、機外リブ６とを具備する、航空機翼箱の構造の一部を示す。要素１-６は、燃料タンクチャンバ（室）７の上部、下部、前部、後部及び側部境界を区画する。機内リブ５は、エラストマー膜８により覆われる、開口を有する。膜８は、１式の固定具孔１０を有するアルミニウム製取り付けフレーム９により、機内リブ５に取り付けられ、その周囲の周りをシール（密封）する。
【００２２】
図２に示すように、膜８を形成する材料は、エラストマーマトリックス１２が染み込まされた補強編物状要素１１（この場合は、編物の４つの分離した層）を具備する。エラストマーマトリックス１２は、例えば、フッ化シリコンゴムを具備しても良い。これは、腐食性がなく従って塗装又は前処理の必要がない、不活性材料である。堅い材料の内部インターリーフ（間紙）１３は、膜内で境界が区切られ、その周囲の周りで伸張する。
【００２３】
膜材料は典型的に、1.35 Mgm-3と1.55Mgm-3との間の比較的低い密度を有する。また膜の材料容積は、外部強化リブが追加される必要はないように、従来の材料に比べてより低いもの（低容量）で有り得る。これらの２つの要素は、組み合わされて、実質的な量で、燃料タンクの重量を軽減する。
【００２４】
例えば、エラストマーは、1.455Mgm-3の密度のABR4-0090Aに対してフッ化シリコンゴムを具備しており、編物は、約1.465Mgm-3の密度のABR9-0142に対してメタアラミドを具備しても良い。もしアラミド編物が加硫処理することが難しい場合は、ポリエステル又はガラス等の別の編物材料が使用されても良い。
【００２５】
もしチャンバ７へのアクセス（接近）が必要である場合は、膜は、取り外され、巻き上げられ、マンホール（図示されない）を介して閉じ込められた翼区画の外へ取り出し可能である。金属製又は合成物製ドアは、マンホールを介して通過するには、通常嵩張り過ぎるので、翼内に残されなければならない。
【００２６】
US5983945に述べられるような従来の翼タンクライナとは違って、膜は、機体に固定されており、荷重をその機体に直接的に作用させる。膜は、膜の一端から他端へ荷重を、剛性境界において伝達されるように、伝達可能である。膜は、翼から取り外し可能であるように十分フレキシブル（可撓性）であると同様に、航空機の高いＧが生じる操縦により生成される、油圧パルスに耐えるために十分強固でなければならない。400mmの膜による400mmによるテストは、膜が、３５mmの膜の中央において変位及び漏洩のない圧縮空気の３６５．４２kPa（５３psi）のパルスを十分に含むことが可能であることを示している。
【００２７】
図３は、図１のＡ−Ａ線に沿う断面図である。複数の固定具ボルトは、膜の周囲の周りに分配されており、各固定具は、図３に示すように、取り付けフレーム９及びリブ５の厚みを貫通している。
【００２８】
各ボルトは、ねじ切られた遠位端部１４を有するシャフトを有しており、ねじ切られた遠位端部１４は、リブ５と、膜８と取り付けフレーム９における孔を貫通する。ボルトの頭部１５は、リブ５の面と係合し、ナット１６は、シャフトにねじ込まれて、ワッシャー１７を支持し、ワッシャー１７は順にフレーム９の面を支持する。
【００２９】
圧縮式耐腐食性フェルーレ（口金）１８は、固定具の荷重を支持する。もし固定具が膜８に直接的に締め込まれる場合には、材料は、冷間クリープの問題が発生し、これは、固定具システムの明白なトルクの緩みとして顕在化する。
【００３０】
インターリーフ（間紙）１３は、ゴムと編物膜を補強し、ゴムと編物膜において、前記ゴムと編物膜は、固定具孔により弱くなる。インターリーフ１３はまた、補強のため二重であるので、インターリーフは、中央固定具ピッチ地点において、引っ張り荷重に変換される、膜における圧力により引き起こされる固定具間の（ｘ方向における）船首方向の湾曲（ｂｏｗｉｎｇ）力に耐えるような強度を提供しても良い。
【００３１】
取り付けフレーム９は、図示されるように、溝状断面を有して、固定具間に強い沈静力（ｃａｌｍｉｎｇ ｆｏｒｃｅ）を提供して、中央固定具ピッチ点において、作用する荷重（ｙ方向において）に対する反作用に対抗しており、これは、許容可能なシーリング（密封）を実現するために、反作用荷重ｙを超えなければならない。
【００３２】
図３に示されるアセンブリ方法は、多数の欠点を有しており、それらの欠点の最も顕著なものは、膜が固定具孔により損傷され、強度が減少することである。第２には、アセンブリは複雑であり、嵩張り、重いので、従って、価格が高くなる。これらの問題に対する幾つかの解決案として、下記するように、図４−７に示されるものがある。
【００３３】
図４において、フレキシブルな膜８は、インターリーフ１３なしで製作される。その場所において、膜の周囲は、完全に封入された接合ワイア２０を含む。溝２１は、膜の外面２２において成形される。ワイア２０が膜の全周の周りで伸長し、溝２１に比べてその外側エッジ（角部）２５に、より近く配置されることが分かる。
【００３４】
アルミニウム製取り付けフレームは、膜の全周の周りで伸長する。取り付けフレームは、溝２１内に収容される、戻り部２４と、膜の外側エッジ２５の外側に配置されてボルトによりリブ５に取り付けられる、周囲部分２３とを有する。
【００３５】
引っ張り荷重ｘは、取り付けフレームの戻り部２４により所定の場所へ固定されたアンカーとして、膜から取り付けフレームへ結合ワイア２０を使用して伝達される。周囲部分２３の周辺位置は、固定具荷重がリブ５に直接的に伝達されることを可能にして、フェルーレ（口金）１８の必要性を取り除く。ワイア２０の修正された断面はやはり、固定具間の強い沈静力を提供する必要があり、中央固定具ピッチ点において、作用する荷重（ｙ方向において）に対する反作用に対抗しており、これは、受容可能なシーリングを実現するために、反作用荷重ｙを超えなければならない。
【００３６】
図４に示す固定装置により、膜が破裂板として作用することを可能にすることが分かる。即ち、長さ方向に大きい燃料圧力パルスは、固定装置に不具合を生じて膜を分離させて、荷重を上部及び下部表面から逸らせて、上部及び下部表面を破裂させる傾向を低減する。
【００３７】
図５において、膜８は、接着されたインターリーフ又はワイアを有さず、アセンブリは、最も単純な形状に減少させられる。取り付けフレーム３０は、膜８の外面２２に直接接着されたアーム３１を有しており、従って、フレームは、ｘとｙの両方向において全ての支持部を提供可能である。これは、接着がフレーム３０に対する膜８の移動を制限して、その結果、より強いアセンブリを生成することによる。図５は、最も軽い重量で最もコンパクトな解決案であり、たぶん最も低コストの選択可能案である。
【００３８】
図６は、取り付けフレーム４０が膜８に接合され、膜８内に封入された、接合式膜クランプのための別の選択可能案を提示する。この案は、図５の解決案に比べてより高い接合強度を実現し、より高い荷重が予想される場合に適当である。
【００３９】
図７は、取り付けフレーム５０が膜８の両外面と係合する、接合式膜クランプのための更に別の選択可能案を提示する。これは、図５の解決案に比べてより高い接合強度を提供し、更に機械的損傷に対してより大きな耐性を有するように、接合区域を囲むエラストマーシール５１，５２は、フレーム５０とリブ間に流体密封シールを提供する。
【００４０】
図８は、別の膜６０の断面図である。膜６０を形成する材料は、エラストマーマトリックスが染み込まされた編物の種々の層を具備する。エラストマーマトリックスは、例えば、フッ化シリコンゴムを具備しても良い。
【００４１】
膜６０は、膜がその周囲の周りでリブに取り付けられる、比較的厚い領域６１と；重量及び材料体積を減少させる、比較的薄い中央領域６２とを具備する。中央領域６２は、編物の１つ又は２つの層のみを有し、厚みは約0.8-1.5mmであり、外側領域６１は、４つの層を有する。強い材料の２つの内部インターリーフ６２，６３は、膜内において接合され、外側領域の周りで伸張する。中央編物層は、これらの２つのインターリーフの間を通過する。外側領域６１の２つの外面は、取り付けフレーム（図示されない）と係合して燃料漏洩を完全にシールする、成形された突起６５−６８を具備する。
【００４２】
図９は、別の膜７０と固定アセンブリの断面図である。膜７０は、膜６０と同様であるが、しかしこの場合において、その上面に唯１つの突起７１を有する。図９は、膜７０の外側領域のみを示している。膜の中央は、膜６０と同様な状態で薄肉であっても良い。
【００４３】
取り付けフレーム７２は、リブ５に膜７０を締結固定する。固定具シャフト７３は、フレーム７２と、膜７０と、リブ５とを貫通する。フレーム７２は、突起７１を収容する、溝７５を区画する曲がり部分７４を有する。
【００４４】
図１０は、更に別の膜８０と固定アセンブリの断面図である。膜８０は、膜７０と同様であり、その上面に１つの突起８１を有する。 取り付けフレームは、リブ５に膜８０を締結固定する。取り付けフレームは、リブ５に固定される、外側部８２と、突起８１を収容する、溝８４を区画する曲がり部分８３を有する、内側部とを有する。
【００４５】
図３及び９の設計と比較して、図４−７及び１０の設計の最も顕著な利点は、膜が固定孔の導入により危険に晒されないことである。結果として、これらの設計は本質的に、より強靭である。更に、これらの孔の周囲に余分な補強を追加して、ゴム及び編物の破断に耐える必要がないので、より一層重量は軽減される。更に、膜は、固定具を超えて周囲において伸張する必要がなく、その結果、膜は、ｙ方向において、より小さくすることが出来、従って、より軽量である。しかも、固定具のシャフトは、膜を貫通しないので、シャフトをより短くすることが出来、更に重量を軽減できる。結局、アセンブリは、ｙ方向において、より少ない空間を占有する。
【００４６】
上記の実施の形態において、膜は、膜として実質的に同じ平面内に設置される、平らなリブ５に取り付けられる。しかし、別の装置が可能であり、例えば、膜はリブ５を完全に置換して、フランジによりスパー３，４及び表面２，３に、その周囲で、取り付けられても良い。
【００４７】
その様な別の装置の例が、図１１と１２に示される。翼箱９２は、上部表面１と、下部表面２と、主要端部スパー（円部材）３と、垂下端部スパー４とを具備する。従来の翼箱のリブは、図１に示された膜８と同様に、エラストマー膜９０により置換される。各膜９０は、図４−１０に示される装置の１つと同様な取り付け装置を使用して、膜の周囲において、カバー（表面）１，２及びスパー３，４に接続する。要素１−４及び９０は、５つの燃料タンクチャンバの境界を区画する。
【００４８】
油圧ラム９１は、上部表面及び下部表面１，２間で作用して、拡大及び収縮可能であり、所謂、「モーフィング」翼構造を提供する。唯１基のラムが各チャンバに示されるが、しかし実際には、多数のその様なラムが具備されても良いことが分かる。エラストマー膜９０は、上部及び下部の表面の曲がりを収容するように曲がることが出来、且つ長さ方向の燃料圧力パルスを含むように十分に強度がある。
【００４９】
膜９０における編物状補強は、１つ以上の方向において、強度を増大するのに適合可能である。例えば、膜は、表面１，２間でＺ方向においてフレキシブルに形成可能であるが、別の２つの垂直なＸとＹ方向において、より硬い。
【００５０】
更に別の装置が、図１３に示される。翼箱９３は、上部及び下部の表面（図示されない）と、主要端部スパー３と、垂下端部スパー４と、一連の６つの剛体リブ９６とを具備する。膜８，９０と同様なエラストマー膜９７は、長さ方向に伸びている。各膜９７は、図４−１０に示される装置の１つと同様な取り付け装置を使用して、その周囲において、表面（図示されない）及び隣接する対のリブ９６に接続する。要素９４−９７及び上部と下部表面（図示されない）は、１０の燃料タンクチャンバの境界を区画する。膜９７は、航空機の破壊から生じる、翼弦方向の燃料圧力パルスから前部スパー９４を保護する。
【００５１】
本発明は、１つ以上の好適な実施の形態を参照して上記で説明されるが、種々の変更形態及び修正形態が、添付の請求項に規定される本発明の範囲から逸脱しないで実施されても良いことが分かる。
【特許請求の範囲】
【請求項１】
チャンバ内に流体を含む、タンクであって、
前記チャンバの境界は、開口を有する剛体構造により部分的に区画され、
その周囲の周りで、剛体構造に取り付けられていて前記開口を覆う、エラストマー膜により部分的に区画される、ことを特徴とするタンク。
【請求項２】
前記タンクは燃料タンクである、ことを特徴とする請求項１に記載のタンク。
【請求項３】
前記膜を形成する材料は、補強要素を具備する、ことを特徴とする請求項１又は２に記載のタンク。
【請求項４】
前記膜を形成する材料は、1.6Mgm-3に比べてより低い密度を有する、ことを特徴とする請求項１から３のいずれか一項に記載のタンク。
【請求項５】
前記膜は、フッ化シリコンゴムを具備する、ことを特徴とする請求項１から４のいずれか一項に記載のタンク。
【請求項６】
前記膜は、２つのタンクチャンバ間の分離壁の少なくとも一部を形成する、ことを特徴とする請求項１から５のいずれか一項に記載のタンク。
【請求項７】
前記膜は、前記膜が前記剛体構造に取り付けられる、比較的厚い領域を、その周囲の周りに具備しており、更に比較的薄い中央領域を具備する、ことを特徴とする請求項１から６のいずれか一項に記載のタンク。
【請求項８】
前記膜と前記剛体構造と係合していて且つ前記膜の周囲の周りで伸張する、取り付けフレームを更に具備する、ことを特徴とする請求項１から７のいずれか一項に記載のタンク。
【請求項９】
前記膜の周囲の周りに分配される、複数の固定具を更に具備しており、
各固定具は、少なくとも前記取り付けフレームと前記剛体構造の厚みを貫通する、ことを特徴とする請求項８に記載のタンク。
【請求項１０】
前記取り付けフレームは、前記膜と係合する、第１の部分と、前記膜の外側エッジの外側に配置されていて且つ前記剛体構造に取り付けられる、第２の部分とを有する、ことを特徴とする請求項８または９に記載のタンク。
【請求項１１】
前記取り付けフレームの前記第２の部分は、前記取り付けフレームの厚みを貫通する、複数の孔を具備しており、各孔は、前記取り付けフレームを前記剛体構造に取り付けられる、それぞれの固定具を収容する、ことを特徴とする請求項１０に記載のタンク。
【請求項１２】
前記取り付けフレームの前記第１の部分は、前記膜内に封入される、ことを特徴とする請求項１０または１１に記載のタンク。
【請求項１３】
前記取り付けフレームは、前記膜の１つまたは２つの外面と係合する、ことを特徴とする請求項８から１２のいずれか一項に記載のタンク。
【請求項１４】
前記取り付けフレームの前記第１の部分は、前記膜の１つまたは２つの外面と係合する、
ことを特徴とする請求項１０から１３のいずれか一項に記載のタンク。
【請求項１５】
前記取り付けフレームは、前記膜に接合される、ことを特徴とする請求項８から１４のいずれか一項に記載のタンク。
【請求項１６】
前記膜の少なくとも１つの外面は、前記取り付けフレームと係合する、１つ以上の突起及び／又は窪みを具備する、ことを特徴とする請求項８から１５のいずれか一項に記載のタンク。
【請求項１７】
前記膜は、前記取り付けフレームと係合する、１つ以上の窪みと、補強要素とを具備しており、前記補強要素は、前記膜内に封入され、前記膜の周囲の周りで伸張しており、前記窪みに比べて、前記膜の外側エッジのより近くに配置される、ことを特徴とする請求項１６に記載のタンク。
【請求項１８】
前記膜が取り付けられる前記剛体構造の少なくとも一部分の形状を変更するように形成される、１つ以上のアクチュエータを更に具備する、ことを特徴とする請求項１から１７のいずれか一項に記載のタンク。
【請求項１９】
請求項１から１８のいずれか一項に記載のタンクを具備する、ことを特徴とする航空機。
【請求項１】
チャンバ内に流体を含む、タンクであって、
前記チャンバの境界は、開口を有する剛体構造により部分的に区画され、
その周囲の周りで、剛体構造に取り付けられていて前記開口を覆う、エラストマー膜により部分的に区画される、ことを特徴とするタンク。
【請求項２】
前記タンクは燃料タンクである、ことを特徴とする請求項１に記載のタンク。
【請求項３】
前記膜を形成する材料は、補強要素を具備する、ことを特徴とする請求項１又は２に記載のタンク。
【請求項４】
前記膜を形成する材料は、1.6Mgm-3に比べてより低い密度を有する、ことを特徴とする請求項１から３のいずれか一項に記載のタンク。
【請求項５】
前記膜は、フッ化シリコンゴムを具備する、ことを特徴とする請求項１から４のいずれか一項に記載のタンク。
【請求項６】
前記膜は、２つのタンクチャンバ間の分離壁の少なくとも一部を形成する、ことを特徴とする請求項１から５のいずれか一項に記載のタンク。
【請求項７】
前記膜は、前記膜が前記剛体構造に取り付けられる、比較的厚い領域を、その周囲の周りに具備しており、更に比較的薄い中央領域を具備する、ことを特徴とする請求項１から６のいずれか一項に記載のタンク。
【請求項８】
前記膜と前記剛体構造と係合していて且つ前記膜の周囲の周りで伸張する、取り付けフレームを更に具備する、ことを特徴とする請求項１から７のいずれか一項に記載のタンク。
【請求項９】
前記膜の周囲の周りに分配される、複数の固定具を更に具備しており、
各固定具は、少なくとも前記取り付けフレームと前記剛体構造の厚みを貫通する、ことを特徴とする請求項８に記載のタンク。
【請求項１０】
前記取り付けフレームは、前記膜と係合する、第１の部分と、前記膜の外側エッジの外側に配置されていて且つ前記剛体構造に取り付けられる、第２の部分とを有する、ことを特徴とする請求項８または９に記載のタンク。
【請求項１１】
前記取り付けフレームの前記第２の部分は、前記取り付けフレームの厚みを貫通する、複数の孔を具備しており、各孔は、前記取り付けフレームを前記剛体構造に取り付けられる、それぞれの固定具を収容する、ことを特徴とする請求項１０に記載のタンク。
【請求項１２】
前記取り付けフレームの前記第１の部分は、前記膜内に封入される、ことを特徴とする請求項１０または１１に記載のタンク。
【請求項１３】
前記取り付けフレームは、前記膜の１つまたは２つの外面と係合する、ことを特徴とする請求項８から１２のいずれか一項に記載のタンク。
【請求項１４】
前記取り付けフレームの前記第１の部分は、前記膜の１つまたは２つの外面と係合する、
ことを特徴とする請求項１０から１３のいずれか一項に記載のタンク。
【請求項１５】
前記取り付けフレームは、前記膜に接合される、ことを特徴とする請求項８から１４のいずれか一項に記載のタンク。
【請求項１６】
前記膜の少なくとも１つの外面は、前記取り付けフレームと係合する、１つ以上の突起及び／又は窪みを具備する、ことを特徴とする請求項８から１５のいずれか一項に記載のタンク。
【請求項１７】
前記膜は、前記取り付けフレームと係合する、１つ以上の窪みと、補強要素とを具備しており、前記補強要素は、前記膜内に封入され、前記膜の周囲の周りで伸張しており、前記窪みに比べて、前記膜の外側エッジのより近くに配置される、ことを特徴とする請求項１６に記載のタンク。
【請求項１８】
前記膜が取り付けられる前記剛体構造の少なくとも一部分の形状を変更するように形成される、１つ以上のアクチュエータを更に具備する、ことを特徴とする請求項１から１７のいずれか一項に記載のタンク。
【請求項１９】
請求項１から１８のいずれか一項に記載のタンクを具備する、ことを特徴とする航空機。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図１０】
【図１１】
【図１２】
【図１３】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図１０】
【図１１】
【図１２】
【図１３】
【公表番号】特表２０１１−５００４１９（Ｐ２０１１−５００４１９Ａ）
【公表日】平成２３年１月６日（２０１１．１．６）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１０−５２９４５７（Ｐ２０１０−５２９４５７）
【出願日】平成２０年１０月１６日（２００８．１０．１６）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＧＢ２００８／０５０９４２
【国際公開番号】ＷＯ２００９／０５０５１０
【国際公開日】平成２１年４月２３日（２００９．４．２３）
【出願人】（５０８３０５９２６）エアバス オペレーションズ リミティド (38)
【公表日】平成２３年１月６日（２０１１．１．６）
【国際特許分類】
【出願日】平成２０年１０月１６日（２００８．１０．１６）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＧＢ２００８／０５０９４２
【国際公開番号】ＷＯ２００９／０５０５１０
【国際公開日】平成２１年４月２３日（２００９．４．２３）
【出願人】（５０８３０５９２６）エアバス オペレーションズ リミティド (38)
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