JP2640905B2 - 後方目標用対空ミサイル - Google Patents
後方目標用対空ミサイルInfo
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Description
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、航空機の後方防御のた
めに、後方から迫る戦闘機或いはミサイル等の脅威に対
処する後方目標用対空ミサイルに関する。
めに、後方から迫る戦闘機或いはミサイル等の脅威に対
処する後方目標用対空ミサイルに関する。
【０００２】
【従来の技術】戦闘機同士の空中戦の際、敵機に後方に
回られることは敗北を意味する。対空砲や空対空ミサイ
ルは全て前方にしか発射できないので、後方から迫る敵
機を撃破できる兵器が存在しないからである。特に最近
の戦闘機は運動性能に優れており、容易に後方に回られ
る危険性がある。そこで後方を防御する兵器が求められ
ている。このような防護兵器としてはチャフや赤外線フ
レアがあるが、単に敵機を欺瞞して自機を守るだけでは
後方からの脅威を除くことができないので、敵機を破壊
することが望ましい。
回られることは敗北を意味する。対空砲や空対空ミサイ
ルは全て前方にしか発射できないので、後方から迫る敵
機を撃破できる兵器が存在しないからである。特に最近
の戦闘機は運動性能に優れており、容易に後方に回られ
る危険性がある。そこで後方を防御する兵器が求められ
ている。このような防護兵器としてはチャフや赤外線フ
レアがあるが、単に敵機を欺瞞して自機を守るだけでは
後方からの脅威を除くことができないので、敵機を破壊
することが望ましい。
【０００３】このようなことから敵機のハードキルが可
能なアクティブ後方防御手段として、後方防御超高速ロ
ケット弾がある。これは地対空超高速ロケット弾を空対
空ミッションに適用し、航空機の後方へ発射できるよう
にしたものである。しかし、これには超高速ロケットモ
ータ，レーザ誘導，インパルス制御，フレシット弾頭等
の技術的課題の他に、発射装置の母機適合性、飛翔体の
母機適合性等の問題がある（先行技術文献として、兵器
と技術，１９９２年１月号第８３頁に記載の“後方防御
ロケット弾”がある）。
能なアクティブ後方防御手段として、後方防御超高速ロ
ケット弾がある。これは地対空超高速ロケット弾を空対
空ミッションに適用し、航空機の後方へ発射できるよう
にしたものである。しかし、これには超高速ロケットモ
ータ，レーザ誘導，インパルス制御，フレシット弾頭等
の技術的課題の他に、発射装置の母機適合性、飛翔体の
母機適合性等の問題がある（先行技術文献として、兵器
と技術，１９９２年１月号第８３頁に記載の“後方防御
ロケット弾”がある）。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】そこで本発明は、上記
の後方防御超高速ロケット弾のような技術的課題や問題
が無く、自機後方より迫る脅威目標に直接照準でき、又
脅威目標に対する追従が容易で、さらに自機に対する脅
威目標からの照準を欺瞞して回避させ、脅威目標をロッ
クオンの状態で迎撃し、脅威目標を破壊することがで
き、その上誘導制御が容易な後方目標用対空ミサイルを
提供しようとするものである。
の後方防御超高速ロケット弾のような技術的課題や問題
が無く、自機後方より迫る脅威目標に直接照準でき、又
脅威目標に対する追従が容易で、さらに自機に対する脅
威目標からの照準を欺瞞して回避させ、脅威目標をロッ
クオンの状態で迎撃し、脅威目標を破壊することがで
き、その上誘導制御が容易な後方目標用対空ミサイルを
提供しようとするものである。
【０００５】
【課題を解決するための手段】上記課題を解決するため
の本発明の後方目標用対空ミサイルの１つは、自機から
投下される後向きのミサイルであって、このミサイルの
前胴部に投下後ある速度に低下するまでは自機の速度方
向に対して安定飛翔を行うためのコントロール翼又は固
定翼が設けられ、ミサイルの尾部に、速度低下の確認後
自機の速度方向と反対方向に加速する離脱可能なドーム
に覆われたＴＶＣ装置が設けられてなるものである。
の本発明の後方目標用対空ミサイルの１つは、自機から
投下される後向きのミサイルであって、このミサイルの
前胴部に投下後ある速度に低下するまでは自機の速度方
向に対して安定飛翔を行うためのコントロール翼又は固
定翼が設けられ、ミサイルの尾部に、速度低下の確認後
自機の速度方向と反対方向に加速する離脱可能なドーム
に覆われたＴＶＣ装置が設けられてなるものである。
【０００６】上記課題を解決するための本発明の後方目
標用対空ミサイルの他の１つは、自機から発射される前
向きのミサイルであって、このミサイルの尾部に、後方
エリアの脅威目標に照準するシーカが設けられ、頭部
に、制御用信号処理部が設けられ、胴部に、双操舵装置
が設けられ、胴部の中間に、推進装置と近接／着発信管
により作動する弾頭が設けられてなるものである。
標用対空ミサイルの他の１つは、自機から発射される前
向きのミサイルであって、このミサイルの尾部に、後方
エリアの脅威目標に照準するシーカが設けられ、頭部
に、制御用信号処理部が設けられ、胴部に、双操舵装置
が設けられ、胴部の中間に、推進装置と近接／着発信管
により作動する弾頭が設けられてなるものである。
【０００７】
【作用】上記のように構成された本発明の後方目標用対
空ミサイルの１つは、自機から投下された後、ある速度
に低下するまでは自機の速度方向に対してミサイルの前
胴部に設けられたコントロール翼の操舵により、又は固
定翼により安定飛翔が行われる。その後ある速度まで低
下したことを確認したならば、ミサイルの尾部に設けら
れたＴＶＣ装置の主ロケットモータを点火し、ノズルか
らの噴流によりドームを自機の速度方向に離脱し、ミサ
イルを自機の速度方向とは逆の方向に加速させて推力を
発生させる。この時点から前記コントロール翼は前翼と
して扱うか、又はフリー状態とし、誘導制御もこの時点
から、前翼操舵＋ＴＶＣ、又は前翼フリー＋ＴＶＣ、若
しくはＴＶＣのみとして制御を切り替える。
空ミサイルの１つは、自機から投下された後、ある速度
に低下するまでは自機の速度方向に対してミサイルの前
胴部に設けられたコントロール翼の操舵により、又は固
定翼により安定飛翔が行われる。その後ある速度まで低
下したことを確認したならば、ミサイルの尾部に設けら
れたＴＶＣ装置の主ロケットモータを点火し、ノズルか
らの噴流によりドームを自機の速度方向に離脱し、ミサ
イルを自機の速度方向とは逆の方向に加速させて推力を
発生させる。この時点から前記コントロール翼は前翼と
して扱うか、又はフリー状態とし、誘導制御もこの時点
から、前翼操舵＋ＴＶＣ、又は前翼フリー＋ＴＶＣ、若
しくはＴＶＣのみとして制御を切り替える。
【０００８】かくして自機後方より迫る戦闘機或いはミ
サイル等の脅威目標に対し直接照準できて目標を見失わ
ない。従って、脅威目標を常にロックオンの状態におい
て迎撃し破壊することができる。又この後方発射ミサイ
ルは、敵レーダに対する暴露面積が少ない分捕捉されに
くく、相手側にとっては後方に付いたにもかかわらず脅
威が薄れず、十分な余裕をもって自機を捕捉する時間が
取れないという戦術上の不利を負わせることができる。
サイル等の脅威目標に対し直接照準できて目標を見失わ
ない。従って、脅威目標を常にロックオンの状態におい
て迎撃し破壊することができる。又この後方発射ミサイ
ルは、敵レーダに対する暴露面積が少ない分捕捉されに
くく、相手側にとっては後方に付いたにもかかわらず脅
威が薄れず、十分な余裕をもって自機を捕捉する時間が
取れないという戦術上の不利を負わせることができる。
【０００９】又上記のように構成された本発明の後方目
標用対空ミサイルの他の１つは、自機から走度方向の前
方へ発射後、尾部のシーカにより後方エリアからの脅威
目標に対し直接照準できて目標を失わず、翼の展開によ
るエアーブレーキ等により減速し、或る低い速度域に達
すると、推進装置が作動し、マニューバを行うために必
要な低速機動能力を確保する。又双操舵装置により後方
の脅威目標に追従し、その脅威目標を常時ロックオンし
ておく。やがて脅威目標との相対速度差によりミサイル
が脅威目標に接近すると、近接／着発信管により弾頭が
爆発して脅威目標が破壊される。そしてこの後方目標用
対空ミサイルも、前記ミサイルと同様に敵レーダに対す
る暴露面積が少ない分捕捉されにくく、相手側にとって
は後方に付いたにもかかわらず脅威が薄れず、十分な余
裕をもって自機を捕捉する時間が取れないという戦術上
の不利を負わせることができる。
標用対空ミサイルの他の１つは、自機から走度方向の前
方へ発射後、尾部のシーカにより後方エリアからの脅威
目標に対し直接照準できて目標を失わず、翼の展開によ
るエアーブレーキ等により減速し、或る低い速度域に達
すると、推進装置が作動し、マニューバを行うために必
要な低速機動能力を確保する。又双操舵装置により後方
の脅威目標に追従し、その脅威目標を常時ロックオンし
ておく。やがて脅威目標との相対速度差によりミサイル
が脅威目標に接近すると、近接／着発信管により弾頭が
爆発して脅威目標が破壊される。そしてこの後方目標用
対空ミサイルも、前記ミサイルと同様に敵レーダに対す
る暴露面積が少ない分捕捉されにくく、相手側にとって
は後方に付いたにもかかわらず脅威が薄れず、十分な余
裕をもって自機を捕捉する時間が取れないという戦術上
の不利を負わせることができる。
【００１０】
【実施例】本発明の後方目標用対空ミサイルの１つの一
実施例を図によって説明すると、図１に示す自機１に搭
載されたミサイル２は、自機１から後向きに投下される
ミサイルであって、図２に示すようにこのミサイル２の
前胴部３に投下後ある速度に低下するまでは自機１の走
度方向（前方）に対して安定飛翔を行うためのコントロ
ール翼（又は固定安定翼）４が設けられ、ミサイル２の
尾部５に、速度低下の確認後自機１の速度方向と反対方
向（後方）に加速する離脱可能なドーム６に覆われたＴ
ＶＣ装置７が設けられている。８はＴＶＣ装置７の主ロ
ケットモータノズル（推進用ノズル）である。ドーム６
は投下後のミサイル２が自機１の走度方向（前方）に飛
翔し易いようにオジャイブ型となっているが、点線に示
すように半球型でも良い。
実施例を図によって説明すると、図１に示す自機１に搭
載されたミサイル２は、自機１から後向きに投下される
ミサイルであって、図２に示すようにこのミサイル２の
前胴部３に投下後ある速度に低下するまでは自機１の走
度方向（前方）に対して安定飛翔を行うためのコントロ
ール翼（又は固定安定翼）４が設けられ、ミサイル２の
尾部５に、速度低下の確認後自機１の速度方向と反対方
向（後方）に加速する離脱可能なドーム６に覆われたＴ
ＶＣ装置７が設けられている。８はＴＶＣ装置７の主ロ
ケットモータノズル（推進用ノズル）である。ドーム６
は投下後のミサイル２が自機１の走度方向（前方）に飛
翔し易いようにオジャイブ型となっているが、点線に示
すように半球型でも良い。
【００１１】このように構成された実施例の後方目標用
対空ミサイル２は、図１に示すように自機１の後方より
迫る戦闘機９或いはミサイル１０等の脅威目標が発生し
た場合、自機１から投下される。そして或る速度に低下
するまでは自機１の速度方向（前方）に対して、ミサイ
ル２の前胴部に設けられたコントロール翼４の操舵によ
り（又は固定翼により）、安定飛翔が行われる。その後
或る速度まで低下したことを確認したならば、ミサイル
２の尾部に設けられたＴＶＣ装置７の主ロケットモータ
を点火し、そのノズル８からの噴流によりドーム６を自
機１の速度方向（前方）に離脱し、ミサイル２を自機１
の速度方向とは逆の方向に加速させて推力を発生させ
る。この時点から前記コントロール翼４は前翼として扱
うか、又はフリー状態とし、誘導・制御もこの時点か
ら、前翼操舵＋ＴＶＣ、又は前翼フリー＋ＴＶＣ、若し
くはＴＶＣのみとして制御を切り替えることにより、図
３に示すようにミサイル２が飛翔する。
対空ミサイル２は、図１に示すように自機１の後方より
迫る戦闘機９或いはミサイル１０等の脅威目標が発生し
た場合、自機１から投下される。そして或る速度に低下
するまでは自機１の速度方向（前方）に対して、ミサイ
ル２の前胴部に設けられたコントロール翼４の操舵によ
り（又は固定翼により）、安定飛翔が行われる。その後
或る速度まで低下したことを確認したならば、ミサイル
２の尾部に設けられたＴＶＣ装置７の主ロケットモータ
を点火し、そのノズル８からの噴流によりドーム６を自
機１の速度方向（前方）に離脱し、ミサイル２を自機１
の速度方向とは逆の方向に加速させて推力を発生させ
る。この時点から前記コントロール翼４は前翼として扱
うか、又はフリー状態とし、誘導・制御もこの時点か
ら、前翼操舵＋ＴＶＣ、又は前翼フリー＋ＴＶＣ、若し
くはＴＶＣのみとして制御を切り替えることにより、図
３に示すようにミサイル２が飛翔する。
【００１２】かくして図１の自機１の後方より迫る戦闘
機９或いはミサイル１０等の脅威目標に対し直接照準で
きて目標を見失わない。従って、脅威目標を常にロック
オンの状態において迎撃できる。又、この後方発射ミサ
イル２は敵レーダに対する暴露面積が少ない分捕捉され
にくく、相手側にとっては後方に付いたにもかかわらず
脅威が薄れず、十分な余裕をもって自機１を捕捉する時
間が取れないという戦術上の不利を負わせることができ
る。
機９或いはミサイル１０等の脅威目標に対し直接照準で
きて目標を見失わない。従って、脅威目標を常にロック
オンの状態において迎撃できる。又、この後方発射ミサ
イル２は敵レーダに対する暴露面積が少ない分捕捉され
にくく、相手側にとっては後方に付いたにもかかわらず
脅威が薄れず、十分な余裕をもって自機１を捕捉する時
間が取れないという戦術上の不利を負わせることができ
る。
【００１３】次に本発明の後方目標用対空ミサイルの他
の１つの一実施例を図によって説明すると、図４に示す
自機１′に搭載されたミサイル２′は、自機１′から発
射される前向きのミサイルであって、このミサイル２′
の尾部に図５に示すように後方エリアの戦闘機９或いは
ミサイル１０等の脅威目標に照準するシーカ１１が設け
られ、頭部に、信号処理部１２が設けられ、胴部に、双
操舵装置１３が設けられ、胴部の中間に、推進装置１４
と近接／着発信管により作動する弾頭１５が設けられて
いる。
の１つの一実施例を図によって説明すると、図４に示す
自機１′に搭載されたミサイル２′は、自機１′から発
射される前向きのミサイルであって、このミサイル２′
の尾部に図５に示すように後方エリアの戦闘機９或いは
ミサイル１０等の脅威目標に照準するシーカ１１が設け
られ、頭部に、信号処理部１２が設けられ、胴部に、双
操舵装置１３が設けられ、胴部の中間に、推進装置１４
と近接／着発信管により作動する弾頭１５が設けられて
いる。
【００１４】このように構成された実施例の後方目標用
対空ミサイル２′は、図４に示す自機１′から速度方向
の前方へ発射後、尾部のシーカ１１により後方エリアか
らの戦闘機９或いはミサイル１０等の脅威目標に対し直
接照準できて目標を失わず、双操舵装置１３の翼１３ａ
の展開によるエアーブレーキ等により減速される。そし
て或る低い速度域に達すると、推進装置１４が作動し、
マニューバを行うために必要な低速機動能力を確保す
る。又双操舵装置１３により後方の脅威目標に追従し、
その脅威目標を常時ロックオンすることとなる。やがて
脅威目標との相対速度差によりミサイル２′が脅威目標
に接近すると、近接／着発信管により弾頭１５が爆発し
て脅威目標が破壊される。そして、この後方目標用対空
ミサイル２′も前記のミサイル２と同様に敵レーダに対
する暴露面積が少ない分捕捉されにくく、相手側にとっ
ては後方に付いたにもかかわらず脅威が薄れず、十分な
余裕をもって自機１′を捕捉する時間が取れないという
戦術上の不利を負わせることができる。尚、このミサイ
ル２′は、射ち放し誘導方式又は発射自機１′からのコ
マンド誘導方式のいずれの誘導方式によって誘導飛翔さ
せても良い。
対空ミサイル２′は、図４に示す自機１′から速度方向
の前方へ発射後、尾部のシーカ１１により後方エリアか
らの戦闘機９或いはミサイル１０等の脅威目標に対し直
接照準できて目標を失わず、双操舵装置１３の翼１３ａ
の展開によるエアーブレーキ等により減速される。そし
て或る低い速度域に達すると、推進装置１４が作動し、
マニューバを行うために必要な低速機動能力を確保す
る。又双操舵装置１３により後方の脅威目標に追従し、
その脅威目標を常時ロックオンすることとなる。やがて
脅威目標との相対速度差によりミサイル２′が脅威目標
に接近すると、近接／着発信管により弾頭１５が爆発し
て脅威目標が破壊される。そして、この後方目標用対空
ミサイル２′も前記のミサイル２と同様に敵レーダに対
する暴露面積が少ない分捕捉されにくく、相手側にとっ
ては後方に付いたにもかかわらず脅威が薄れず、十分な
余裕をもって自機１′を捕捉する時間が取れないという
戦術上の不利を負わせることができる。尚、このミサイ
ル２′は、射ち放し誘導方式又は発射自機１′からのコ
マンド誘導方式のいずれの誘導方式によって誘導飛翔さ
せても良い。
【００１５】
【発明の効果】以上の通り本発明の後方目標用対空ミサ
イルの１つは、自機から投下される後向きのミサイル
で、後方の広域の脅威目標を直接照準でき、自機の速度
方向に対して逆方向に推力を発生させ、敵を常にロック
オン状態において迎撃し破壊できる。又、この後方に向
け発射するミサイルは、敵レーダに対する暴露面積が少
ない分、捕捉されにくい利点があり、しかも自機に対す
る脅威目標からの照準を欺瞞し、回避させることも可能
である。
イルの１つは、自機から投下される後向きのミサイル
で、後方の広域の脅威目標を直接照準でき、自機の速度
方向に対して逆方向に推力を発生させ、敵を常にロック
オン状態において迎撃し破壊できる。又、この後方に向
け発射するミサイルは、敵レーダに対する暴露面積が少
ない分、捕捉されにくい利点があり、しかも自機に対す
る脅威目標からの照準を欺瞞し、回避させることも可能
である。
【００１６】又本発明の後方目標用対空ミサイルの他の
１つは、自機から飛行方向の前方に発射後尾部のシーカ
により後方エリアからの脅威目標に対し直接照準でき、
又ミサイルの速度ベクトルを脅威目標と同方向とし、両
者の相対速度差により両者間の距離が縮まるので脅威目
標に追従でき、その脅威目標に対する照準をロックオン
でき、自機に対する脅威目標からの照準を欺瞞し、回避
させることもできる。そして脅威目標に接近することに
より、近接／着発信器により弾頭を爆発し、脅威目標を
破壊することができる。
１つは、自機から飛行方向の前方に発射後尾部のシーカ
により後方エリアからの脅威目標に対し直接照準でき、
又ミサイルの速度ベクトルを脅威目標と同方向とし、両
者の相対速度差により両者間の距離が縮まるので脅威目
標に追従でき、その脅威目標に対する照準をロックオン
でき、自機に対する脅威目標からの照準を欺瞞し、回避
させることもできる。そして脅威目標に接近することに
より、近接／着発信器により弾頭を爆発し、脅威目標を
破壊することができる。
【００１７】その上、上記の２つの後方目標用対空ミサ
イルは、相手側にとって後方に付いたにもかかわらず脅
威が薄れず、十分な余裕をもって自機を捕捉する時間が
取れないという戦術上の不利を負わせることができ、さ
らに誘導制御が容易であり、航空機の後方防御手段とし
て極めて有用である。
イルは、相手側にとって後方に付いたにもかかわらず脅
威が薄れず、十分な余裕をもって自機を捕捉する時間が
取れないという戦術上の不利を負わせることができ、さ
らに誘導制御が容易であり、航空機の後方防御手段とし
て極めて有用である。
【図１】本発明の後方目標用対空ミサイルの１つを搭載
した航空機と後方の戦闘機，ミサイル等の後方脅威を示
す概略図である。
した航空機と後方の戦闘機，ミサイル等の後方脅威を示
す概略図である。
【図２】本発明の後方目標用対空ミサイルの１つの一実
施例を示す図である。
施例を示す図である。
【図３】図２の後方目標用対空ミサイルの後方発射時の
飛翔状況を示す図である。
飛翔状況を示す図である。
【図４】本発明の後方目標用対空ミサイルの他の１つを
搭載した航空機と後方の戦闘機，ミサイル等の後方脅威
を示す概略図である。
搭載した航空機と後方の戦闘機，ミサイル等の後方脅威
を示す概略図である。
【図５】本発明の後方目標用対空ミサイルの他の１つの
一実施例を示す図である。
一実施例を示す図である。
１，１′ 自機 ２，２′ 後方目標用対空ミサイル ３ 前胴部 ４ コントロール翼（又は固定安定翼） ５ 尾部 ６ ドーム ７ ＴＶＣ装置 ８ 主ロケットモータノズル ９ 戦闘機 １０ ミサイル １１ シーカ １２ 信号処理部 １３ 双操舵装置 １４ 推進装置 １５ 弾頭
フロントページの続き (56)参考文献 特開 平３−144296（ＪＰ，Ａ) 特開 平５−79799（ＪＰ，Ａ) 特開 平６−74697（ＪＰ，Ａ) 特開 平５−66100（ＪＰ，Ａ)
Claims (2)
- 【請求項１】 自機から投下される後向きのミサイルで
あって、このミサイルの前胴部に、投下後ある速度に低
下するまでは自機の速度方向に対して安定飛翔を行うた
めのコントロール翼又は固定翼が設けられ、ミサイルの
尾部に、速度低下の確認後自機の速度方向と反対方向に
加速する離脱可能なドームに覆われたＴＶＣ装置が設け
られてなる後方目標用対空ミサイル。 - 【請求項２】 自機から発射される前向きのミサイルで
あって、このミサイルの尾部に、後方エリアの脅威目標
に照準するシーカが設けられ、頭部に、制御用信号処理
部が設けられ、胴部に、双操舵装置が設けられ、胴部の
中間に、推進装置と近接／着発信管により作動する弾頭
が設けられてなる後方目標用対空ミサイル。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15438593A JP2640905B2 (ja) | 1993-06-01 | 1993-06-01 | 後方目標用対空ミサイル |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15438593A JP2640905B2 (ja) | 1993-06-01 | 1993-06-01 | 後方目標用対空ミサイル |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06341798A JPH06341798A (ja) | 1994-12-13 |
| JP2640905B2 true JP2640905B2 (ja) | 1997-08-13 |
Family
ID=15582983
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP15438593A Expired - Fee Related JP2640905B2 (ja) | 1993-06-01 | 1993-06-01 | 後方目標用対空ミサイル |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2640905B2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20230171331A (ko) | 2022-06-13 | 2023-12-20 | 충남대학교산학협력단 | 비행체 후방 방어 시스템 |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP5506581B2 (ja) * | 2010-07-16 | 2014-05-28 | 三菱重工業株式会社 | 航空機防御装置 |
-
1993
- 1993-06-01 JP JP15438593A patent/JP2640905B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20230171331A (ko) | 2022-06-13 | 2023-12-20 | 충남대학교산학협력단 | 비행체 후방 방어 시스템 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH06341798A (ja) | 1994-12-13 |
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