JP2783081B2 - 安定翼付き飛翔体 - Google Patents
安定翼付き飛翔体Info
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- JP2783081B2 JP2783081B2 JP4247919A JP24791992A JP2783081B2 JP 2783081 B2 JP2783081 B2 JP 2783081B2 JP 4247919 A JP4247919 A JP 4247919A JP 24791992 A JP24791992 A JP 24791992A JP 2783081 B2 JP2783081 B2 JP 2783081B2
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、飛翔中に空力的安定
性を得る安定翼を備えた安定翼付き飛翔体に係わり、と
くに、窄められた状態から展開状態となる展開式の安定
翼を備えた安定翼付き飛翔体に関するものである。
性を得る安定翼を備えた安定翼付き飛翔体に係わり、と
くに、窄められた状態から展開状態となる展開式の安定
翼を備えた安定翼付き飛翔体に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】従来、上記した安定翼付き飛翔体として
は、例えば、図５に示すものがあった。
は、例えば、図５に示すものがあった。
【０００３】図５に示す安定翼付き飛翔体５１は、ブー
スタ推進薬５２を内壁面星形に装填した燃焼室５３と、
この燃焼室５３の後端壁形成部材（図では右端壁形成部
材）５３ａに設けたノズル保持部材５３ｂに保持させた
ノズル５４と、前記ノズル保持部材５３ｂの後端に設け
られかつ略接線方向に向いた翼支持軸５５に回動自在に
支持された安定翼５６と、窄められた状態の安定翼５６
を展開させる翼展開用駆動機構５７を備えている。
スタ推進薬５２を内壁面星形に装填した燃焼室５３と、
この燃焼室５３の後端壁形成部材（図では右端壁形成部
材）５３ａに設けたノズル保持部材５３ｂに保持させた
ノズル５４と、前記ノズル保持部材５３ｂの後端に設け
られかつ略接線方向に向いた翼支持軸５５に回動自在に
支持された安定翼５６と、窄められた状態の安定翼５６
を展開させる翼展開用駆動機構５７を備えている。
【０００４】前記翼展開用駆動機構５７は、ノズル保持
部材５３ｂの中心に貫通して設けられて機軸方向に摺動
自在としたピストン５７ａと、このピストン５７ａの後
端に設けられて安定翼５６の翼端面に当接する翼展開用
駆動レバー５７ｂから主として構成されており、ブース
タ推進薬５２が燃焼した際における燃焼室５３内の圧力
上昇により、図に仮想線で示すように、ピストン５７ａ
を介して翼展開用駆動レバー５７ｂを後方に移動させ、
翼支持軸５５を中心にして安定翼５６を回動させること
によって展開させるように作動する。
部材５３ｂの中心に貫通して設けられて機軸方向に摺動
自在としたピストン５７ａと、このピストン５７ａの後
端に設けられて安定翼５６の翼端面に当接する翼展開用
駆動レバー５７ｂから主として構成されており、ブース
タ推進薬５２が燃焼した際における燃焼室５３内の圧力
上昇により、図に仮想線で示すように、ピストン５７ａ
を介して翼展開用駆動レバー５７ｂを後方に移動させ、
翼支持軸５５を中心にして安定翼５６を回動させること
によって展開させるように作動する。
【０００５】上記した安定翼付き飛翔体５１に類するも
のとして、例えば、「ミサイル工学事典」 １９９０年
１２月１０日 原書房 発行の第１９８頁に記載された
ものがある。
のとして、例えば、「ミサイル工学事典」 １９９０年
１２月１０日 原書房 発行の第１９８頁に記載された
ものがある。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】ところが、上記した従
来の安定翼付き飛翔体５１にあっては、仕様の都合によ
り、ノズル５４の全長が短く制限され、しかも、窄めら
れた状態にある安定翼５６の翼後端がノズル５４よりも
後方に突出しないように翼幅が小さく制限された場合に
は、この安定翼５６によって得られる空力的安定性が十
分ではなく、安定した飛翔を行うことができない事態が
起り得るという問題があり、この問題を解決することが
従来の課題となっていた。
来の安定翼付き飛翔体５１にあっては、仕様の都合によ
り、ノズル５４の全長が短く制限され、しかも、窄めら
れた状態にある安定翼５６の翼後端がノズル５４よりも
後方に突出しないように翼幅が小さく制限された場合に
は、この安定翼５６によって得られる空力的安定性が十
分ではなく、安定した飛翔を行うことができない事態が
起り得るという問題があり、この問題を解決することが
従来の課題となっていた。
【０００７】
【発明の目的】この発明は、上記した従来の課題に着目
してなされたもので、窄められた状態における安定翼の
翼幅が小さく制限される場合であっても、飛翔時には、
展開した安定翼から十分な空力的安定性を得て、安定し
た飛翔を行うことができる安定翼付き飛翔体を提供する
ことを目的としている。
してなされたもので、窄められた状態における安定翼の
翼幅が小さく制限される場合であっても、飛翔時には、
展開した安定翼から十分な空力的安定性を得て、安定し
た飛翔を行うことができる安定翼付き飛翔体を提供する
ことを目的としている。
【０００８】
【課題を解決するための手段】この発明に係わる安定翼
付き飛翔体は、燃焼室と、展開可能に窄められた安定翼
と、安定翼に設けられてその翼幅方向に展伸可能とした
展伸翼部を備え、燃焼室の内部圧力により作動する受圧
部と、受圧部とともに作動して窄められた状態における
安定翼から展伸翼部を翼幅方向に展伸させる翼展伸用駆
動部と、安定翼から展伸翼部が展伸した段階において受
圧部とともに作動して窄められた状態の安定翼を展開さ
せる翼展開用駆動部を具備した翼展伸展開用駆動機構を
設けた構成としたことを特徴としており、このような安
定翼付き飛翔体の構成を前述した従来の課題を解決する
ための手段としている。
付き飛翔体は、燃焼室と、展開可能に窄められた安定翼
と、安定翼に設けられてその翼幅方向に展伸可能とした
展伸翼部を備え、燃焼室の内部圧力により作動する受圧
部と、受圧部とともに作動して窄められた状態における
安定翼から展伸翼部を翼幅方向に展伸させる翼展伸用駆
動部と、安定翼から展伸翼部が展伸した段階において受
圧部とともに作動して窄められた状態の安定翼を展開さ
せる翼展開用駆動部を具備した翼展伸展開用駆動機構を
設けた構成としたことを特徴としており、このような安
定翼付き飛翔体の構成を前述した従来の課題を解決する
ための手段としている。
【０００９】
【発明の作用】この発明に係わる安定翼付き飛翔体で
は、翼展伸展開用駆動機構の受圧部が燃焼室の内部圧力
により作動すると、翼展伸用駆動部がこの受圧部ととも
に作動することによって、展伸翼部が窄められた状態に
おける安定翼から翼幅方向に展伸し、これに続いて、翼
展開用駆動部が受圧部とともに作動することにより、窄
められた状態の安定翼が展開するので、窄められた状態
の安定翼の翼幅が短い場合においても、展伸翼部の分だ
け翼幅が大きくなって展開した安定翼から十分な空力的
安定性が得られることとなり、したがって、この安定翼
付き飛翔体は、安定した飛翔を行うこととなる。
は、翼展伸展開用駆動機構の受圧部が燃焼室の内部圧力
により作動すると、翼展伸用駆動部がこの受圧部ととも
に作動することによって、展伸翼部が窄められた状態に
おける安定翼から翼幅方向に展伸し、これに続いて、翼
展開用駆動部が受圧部とともに作動することにより、窄
められた状態の安定翼が展開するので、窄められた状態
の安定翼の翼幅が短い場合においても、展伸翼部の分だ
け翼幅が大きくなって展開した安定翼から十分な空力的
安定性が得られることとなり、したがって、この安定翼
付き飛翔体は、安定した飛翔を行うこととなる。
【００１０】この際、展伸翼部の展伸および安定翼の展
開は、いずれも翼展伸展開用駆動機構の作動によって順
次なされることから、すなわち、展伸翼部の展伸および
安定翼の展開は、共通の翼展伸展開用駆動機構の作動に
よって順次なされることから、安定翼の周辺および安定
翼それ自体の構造が簡単なものとなる。
開は、いずれも翼展伸展開用駆動機構の作動によって順
次なされることから、すなわち、展伸翼部の展伸および
安定翼の展開は、共通の翼展伸展開用駆動機構の作動に
よって順次なされることから、安定翼の周辺および安定
翼それ自体の構造が簡単なものとなる。
【００１１】
【実施例】以下、この発明を図面に基づいて説明する。
【００１２】図１ないし図４はこの発明に係わる安定翼
付き飛翔体の一実施例を示している。
付き飛翔体の一実施例を示している。
【００１３】図に示すロケット（安定翼付き飛翔体）１
は、ブースタ推進薬２を内壁面星形に装填した燃焼室３
を尾部側に備えている。この燃焼室３の前端壁（図１左
端壁）３ａの中心には点火器４が設けてあると共に、後
端壁形成部材（図１右端壁形成部材）３ｂにはノズル保
持部材３ｅを介してノズル５および安定翼６が各々設け
てある。この場合、ノズル５および安定翼６はそれぞれ
複数個（図では１個ずつ示す）ずつ設けてあり、ノズル
保持部材３ｅにおいて円周方向に交互に配置されてい
る。
は、ブースタ推進薬２を内壁面星形に装填した燃焼室３
を尾部側に備えている。この燃焼室３の前端壁（図１左
端壁）３ａの中心には点火器４が設けてあると共に、後
端壁形成部材（図１右端壁形成部材）３ｂにはノズル保
持部材３ｅを介してノズル５および安定翼６が各々設け
てある。この場合、ノズル５および安定翼６はそれぞれ
複数個（図では１個ずつ示す）ずつ設けてあり、ノズル
保持部材３ｅにおいて円周方向に交互に配置されてい
る。
【００１４】前記安定翼６は、ノズル保持部材３ｅの後
端面側に設けた略接線方向の向きにした翼支持軸７に、
前端（安定翼６の展開状態では翼付け根）の前縁部分を
回動自在に支持させており、燃焼室３内のブースタ推進
薬２が燃焼を開始するまでは、安定翼６の後端（安定翼
６の展開状態では翼端）とノズル５の後端とがほぼ同一
面に位置するようにして窄められたものとしてある。こ
の安定翼６には、その翼端から翼幅方向に展伸可能とし
た展伸翼部６ａが設けてあり、これにより、展伸翼部６
ａの翼幅方向の大きさだけ安定翼６の翼幅を大きくする
ことができるようにしてある。
端面側に設けた略接線方向の向きにした翼支持軸７に、
前端（安定翼６の展開状態では翼付け根）の前縁部分を
回動自在に支持させており、燃焼室３内のブースタ推進
薬２が燃焼を開始するまでは、安定翼６の後端（安定翼
６の展開状態では翼端）とノズル５の後端とがほぼ同一
面に位置するようにして窄められたものとしてある。こ
の安定翼６には、その翼端から翼幅方向に展伸可能とし
た展伸翼部６ａが設けてあり、これにより、展伸翼部６
ａの翼幅方向の大きさだけ安定翼６の翼幅を大きくする
ことができるようにしてある。
【００１５】また、このロケット１は、飛翔の際に窄め
られた安定翼６の翼端から翼幅方向に展伸翼部６ａを展
伸させると共に、窄められた安定翼６を展開させる翼展
伸展開用駆動機構１０を備えている。
られた安定翼６の翼端から翼幅方向に展伸翼部６ａを展
伸させると共に、窄められた安定翼６を展開させる翼展
伸展開用駆動機構１０を備えている。
【００１６】この翼展伸展開用駆動機構１０は、ノズル
保持部材３ｅの中心に貫通して設けられて機軸方向に摺
動自在としたピストン（受圧部）１１と、安定翼６の前
端側に当接する翼展開用駆動レバー（翼展開用駆動部）
１２と、ピストン１１の後端にナット１４により固定さ
れて窄められた状態における安定翼６の展伸翼部６ａの
前端部に当接する翼展伸用駆動レバー（翼展伸用駆動
部）１３を備えている。この場合、翼展開用駆動レバー
１２は、ピストン１１の後端側に形成した小径部１１ａ
に摺動自在に嵌装しかつノズル保持部材３ｅに設けた環
状溝３ｃに機軸方向に摺動自在に嵌合するボス部１２ａ
を有しており、この翼展開用駆動レバー１２は、ボス部
１２ａのピストン挿通孔１２ｂにピストン１１の前端側
に形成した大径部１１ｂに連続するテーパ部１１ｃが当
接した際に、このピストン１１とともに後方に向けて移
動するものとしてある。
保持部材３ｅの中心に貫通して設けられて機軸方向に摺
動自在としたピストン（受圧部）１１と、安定翼６の前
端側に当接する翼展開用駆動レバー（翼展開用駆動部）
１２と、ピストン１１の後端にナット１４により固定さ
れて窄められた状態における安定翼６の展伸翼部６ａの
前端部に当接する翼展伸用駆動レバー（翼展伸用駆動
部）１３を備えている。この場合、翼展開用駆動レバー
１２は、ピストン１１の後端側に形成した小径部１１ａ
に摺動自在に嵌装しかつノズル保持部材３ｅに設けた環
状溝３ｃに機軸方向に摺動自在に嵌合するボス部１２ａ
を有しており、この翼展開用駆動レバー１２は、ボス部
１２ａのピストン挿通孔１２ｂにピストン１１の前端側
に形成した大径部１１ｂに連続するテーパ部１１ｃが当
接した際に、このピストン１１とともに後方に向けて移
動するものとしてある。
【００１７】つまり、この翼展伸展開用駆動機構１０で
は、燃焼室３内においてブースタ推進薬２が燃焼する際
の圧力上昇により、図３に仮想線で示すように、ピスト
ン１１とともに翼展伸用駆動レバー１３を後方に向けて
移動させて、安定翼６の翼端から翼幅方向に展伸翼部６
ａを展伸させ、これに続いて、図４に一点鎖線で示すよ
うに、さらに移動するピストン１１のテーパ部１１ｃが
ボス部１２ａのピストン挿通孔１２ｂに当接することに
よってこのピストン１１と一体化した翼展開用駆動レバ
ー１２を後方に移動させ、翼支持軸７を中心にして安定
翼６を燃焼室３のノズル保持部材３ｅに設けたストッパ
３ｄに当接するまで回動させて安定翼６を側方に展開さ
せるようにしている。
は、燃焼室３内においてブースタ推進薬２が燃焼する際
の圧力上昇により、図３に仮想線で示すように、ピスト
ン１１とともに翼展伸用駆動レバー１３を後方に向けて
移動させて、安定翼６の翼端から翼幅方向に展伸翼部６
ａを展伸させ、これに続いて、図４に一点鎖線で示すよ
うに、さらに移動するピストン１１のテーパ部１１ｃが
ボス部１２ａのピストン挿通孔１２ｂに当接することに
よってこのピストン１１と一体化した翼展開用駆動レバ
ー１２を後方に移動させ、翼支持軸７を中心にして安定
翼６を燃焼室３のノズル保持部材３ｅに設けたストッパ
３ｄに当接するまで回動させて安定翼６を側方に展開さ
せるようにしている。
【００１８】この翼展伸展開用駆動機構１０の翼展開用
駆動レバー１２および翼展伸用駆動レバー１３は、いず
れも図示しない他の安定翼（６）および各々の展伸翼部
（６ａ）に対して上記と同様に当接するものとしてい
る。
駆動レバー１２および翼展伸用駆動レバー１３は、いず
れも図示しない他の安定翼（６）および各々の展伸翼部
（６ａ）に対して上記と同様に当接するものとしてい
る。
【００１９】次に、上記ロケット１の動作を説明する。
【００２０】まず、点火器４によりブースタ推進薬２に
対する点火がなされると、このブースタ推進薬２の燃焼
により生じる燃焼ガスが複数のノズル５から噴出し、こ
れにより、ロケット１は推力を得て図外の発射器から発
進する。
対する点火がなされると、このブースタ推進薬２の燃焼
により生じる燃焼ガスが複数のノズル５から噴出し、こ
れにより、ロケット１は推力を得て図外の発射器から発
進する。
【００２１】このとき、ブースタ推進薬２の燃焼により
燃焼室３の内部圧力が上昇しており、これに伴って、翼
展伸展開用駆動機構１０が作動を開始する。
燃焼室３の内部圧力が上昇しており、これに伴って、翼
展伸展開用駆動機構１０が作動を開始する。
【００２２】この翼展伸展開用駆動機構１０では、ま
ず、ピストン１１が後方に向けて移動し始め、この段階
では、ピストン１１のテーパ部１１ｃは翼展開用駆動レ
バー１２のピストン挿通孔１２ｂに当接していないの
で、図３に仮想線で示すように、翼展伸用駆動レバー１
３のみがピストン１１とともに移動することとなり、展
伸翼部６ａが安定翼６の後端から翼幅方向に展伸するこ
ととなる。続いて、ピストン１１がさらに移動してその
テーパ部１１ｃが翼展開用駆動レバー１２のピストン挿
通孔１２ｂに当接すると、図４に一点鎖線で示すよう
に、翼展開用駆動レバー１２がピストン１１とともに後
方に向けて移動するので、展伸翼部６ａの分だけ翼幅の
大きくなった安定翼６は、翼支持軸７を中心にしてノズ
ル保持部材３ｅのストッパ３ｄに当接するまで回動し、
側方に展開することとなる。
ず、ピストン１１が後方に向けて移動し始め、この段階
では、ピストン１１のテーパ部１１ｃは翼展開用駆動レ
バー１２のピストン挿通孔１２ｂに当接していないの
で、図３に仮想線で示すように、翼展伸用駆動レバー１
３のみがピストン１１とともに移動することとなり、展
伸翼部６ａが安定翼６の後端から翼幅方向に展伸するこ
ととなる。続いて、ピストン１１がさらに移動してその
テーパ部１１ｃが翼展開用駆動レバー１２のピストン挿
通孔１２ｂに当接すると、図４に一点鎖線で示すよう
に、翼展開用駆動レバー１２がピストン１１とともに後
方に向けて移動するので、展伸翼部６ａの分だけ翼幅の
大きくなった安定翼６は、翼支持軸７を中心にしてノズ
ル保持部材３ｅのストッパ３ｄに当接するまで回動し、
側方に展開することとなる。
【００２３】したがって、このロケット１において、安
定翼６の収納時には、窄められた状態の安定翼６の翼幅
は短く、一方、飛翔時には、展伸翼部６ａの分だけ安定
翼６の翼幅が長くなるので、ロケット１は、翼幅が長く
なった状態で展開した安定翼６から十分な空力的安定性
を得て飛翔することとなる。加えて、展伸翼部６ａの展
伸および安定翼６の展開は、共通の翼展伸展開用駆動機
構１０の作動によって順次なされることから、安定翼６
の周辺および安定翼６それ自体の構造が簡単なものとな
る。
定翼６の収納時には、窄められた状態の安定翼６の翼幅
は短く、一方、飛翔時には、展伸翼部６ａの分だけ安定
翼６の翼幅が長くなるので、ロケット１は、翼幅が長く
なった状態で展開した安定翼６から十分な空力的安定性
を得て飛翔することとなる。加えて、展伸翼部６ａの展
伸および安定翼６の展開は、共通の翼展伸展開用駆動機
構１０の作動によって順次なされることから、安定翼６
の周辺および安定翼６それ自体の構造が簡単なものとな
る。
【００２４】なお、この発明に係わる安定翼付き飛翔体
の詳細な構成は、上記した実施例に限定されるものでは
なく、例えば、安定翼６および展伸翼部６ａの形状は適
宜変更可能である。
の詳細な構成は、上記した実施例に限定されるものでは
なく、例えば、安定翼６および展伸翼部６ａの形状は適
宜変更可能である。
【００２５】
【発明の効果】以上説明したように、この発明に係わる
安定翼付き飛翔体では、上記した構成としたから、折り
たたみスペースにおける安定翼の翼幅が小さく制限され
る場合であったとしても、飛翔時には、安定翼の翼幅を
大きくして展開させることができるので、この展開した
安定翼から十分な空力的安定性を得て、安定した飛翔を
行うことが可能であるうえ、展伸翼部の展伸および安定
翼の展開を共通の翼展伸展開用駆動機構の作動によって
順次行うことができるため、安定翼の周辺および安定翼
それ自体の構造の簡略化を実現できるという非常に優れ
た効果がもたらされる。
安定翼付き飛翔体では、上記した構成としたから、折り
たたみスペースにおける安定翼の翼幅が小さく制限され
る場合であったとしても、飛翔時には、安定翼の翼幅を
大きくして展開させることができるので、この展開した
安定翼から十分な空力的安定性を得て、安定した飛翔を
行うことが可能であるうえ、展伸翼部の展伸および安定
翼の展開を共通の翼展伸展開用駆動機構の作動によって
順次行うことができるため、安定翼の周辺および安定翼
それ自体の構造の簡略化を実現できるという非常に優れ
た効果がもたらされる。
【図１】この発明に係わる安定翼付き飛翔体の一実施例
を示すロケット尾部の断面説明図である。
を示すロケット尾部の断面説明図である。
【図２】図１に示したロケットの側面説明図である。
【図３】図１に示したロケットの安定翼から展伸翼部が
展伸する状況の動作説明図である。
展伸する状況の動作説明図である。
【図４】図３に示した展伸翼部を展伸させた安定翼が展
開する状況の動作説明図である。
開する状況の動作説明図である。
【図５】従来の安定翼付き飛翔体の尾部における断面説
明図である。
明図である。
１ ロケット（安定翼付き飛翔体） ３ 燃焼室 ６ 安定翼 ６ａ 展伸翼部 １０ 翼展伸展開用駆動機構 １１ ピストン（受圧部；翼展伸展開用駆動機構） １２ 翼展開用駆動レバー（翼展開用駆動部；翼展伸展
開用駆動機構） １３ 翼展伸用駆動レバー（翼展伸用駆動部；翼展伸展
開用駆動機構）
開用駆動機構） １３ 翼展伸用駆動レバー（翼展伸用駆動部；翼展伸展
開用駆動機構）
フロントページの続き (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) F42B 10/14 - 10/20 B64C 5/10
Claims (1)
- 【請求項１】 燃焼室と、展開可能に窄められた安定翼
と、安定翼に設けられてその翼幅方向に展伸可能とした
展伸翼部を備え、燃焼室の内部圧力により作動する受圧
部と、受圧部とともに作動して窄められた状態における
安定翼から展伸翼部を翼幅方向に展伸させる翼展伸用駆
動部と、安定翼から展伸翼部が展伸した段階において受
圧部とともに作動して窄められた状態の安定翼を展開さ
せる翼展開用駆動部を具備した翼展伸展開用駆動機構を
設けたことを特徴とする安定翼付き飛翔体。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4247919A JP2783081B2 (ja) | 1992-09-17 | 1992-09-17 | 安定翼付き飛翔体 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4247919A JP2783081B2 (ja) | 1992-09-17 | 1992-09-17 | 安定翼付き飛翔体 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06101999A JPH06101999A (ja) | 1994-04-12 |
| JP2783081B2 true JP2783081B2 (ja) | 1998-08-06 |
Family
ID=17170511
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4247919A Expired - Fee Related JP2783081B2 (ja) | 1992-09-17 | 1992-09-17 | 安定翼付き飛翔体 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2783081B2 (ja) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP4070215B2 (ja) * | 2005-07-13 | 2008-04-02 | 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 | 飛翔体 |
| CN105737685B (zh) * | 2016-02-18 | 2017-07-21 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种翼面双向双位折叠结构 |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5459798A (en) * | 1977-10-20 | 1979-05-14 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Aircraft that direction of empennage can be varied |
| JPS61161400A (ja) * | 1985-01-08 | 1986-07-22 | 三菱電機株式会社 | 誘導飛しよう体の操舵装置 |
-
1992
- 1992-09-17 JP JP4247919A patent/JP2783081B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH06101999A (ja) | 1994-04-12 |
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