JP2887938B2 - 航空エンジン試験装置 - Google Patents
航空エンジン試験装置Info
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- JP2887938B2 JP2887938B2 JP11406491A JP11406491A JP2887938B2 JP 2887938 B2 JP2887938 B2 JP 2887938B2 JP 11406491 A JP11406491 A JP 11406491A JP 11406491 A JP11406491 A JP 11406491A JP 2887938 B2 JP2887938 B2 JP 2887938B2
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は航空エンジン試験装置に
関するものである。
関するものである。
【０００２】
【従来の技術】従来より飛行状態における環境条件を地
上にて模擬して航空エンジンの各種性能試験を行うよう
にした航空エンジン試験装置が知られている。
上にて模擬して航空エンジンの各種性能試験を行うよう
にした航空エンジン試験装置が知られている。
【０００３】図３は上記航空エンジン試験装置の一例を
示すもので、図中１は給気室２と排気室３とに区画され
たテストチャンバを示し、該テストチャンバ１内には、
前記給気室２より給気し且つ前記排気室３に排気し得る
よう航空エンジンである供試エンジン４が設置されてい
る。
示すもので、図中１は給気室２と排気室３とに区画され
たテストチャンバを示し、該テストチャンバ１内には、
前記給気室２より給気し且つ前記排気室３に排気し得る
よう航空エンジンである供試エンジン４が設置されてい
る。
【０００４】更に、前記テストチャンバ１の上流側（図
中左側）には、調温装置５を介して前記給気室２に空気
を圧送する給気圧縮機６が設けられている。
中左側）には、調温装置５を介して前記給気室２に空気
を圧送する給気圧縮機６が設けられている。
【０００５】前記調温装置５は、並列に設けられた加熱
器７と冷却器８とからなり、給気圧縮機６より送られる
空気を前記加熱器７及び冷却器８により夫々加熱・冷却
し、該加熱・冷却された空気を夫々計画温度条件を満足
するよう混合して調温し、該調温した空気をテストチャ
ンバ１の給気室２に送給し得るようにしてある。
器７と冷却器８とからなり、給気圧縮機６より送られる
空気を前記加熱器７及び冷却器８により夫々加熱・冷却
し、該加熱・冷却された空気を夫々計画温度条件を満足
するよう混合して調温し、該調温した空気をテストチャ
ンバ１の給気室２に送給し得るようにしてある。
【０００６】又、前記テストチャンバ１の下流側（図中
右側）には、排気冷却器９を介して排気室３の排気ガス
を吸引排気する排気送風機１０が設けられている。
右側）には、排気冷却器９を介して排気室３の排気ガス
を吸引排気する排気送風機１０が設けられている。
【０００７】而して、供試エンジン４の各種性能試験を
行う際には、想定されるラム効果による全圧、全温を、
給気圧縮機６及び調温装置５により給気室２に静圧、静
温として与え、且つ排気送風機１０により排気室３を想
定飛行高度の圧力として、飛行状態における環境条件を
模擬する。
行う際には、想定されるラム効果による全圧、全温を、
給気圧縮機６及び調温装置５により給気室２に静圧、静
温として与え、且つ排気送風機１０により排気室３を想
定飛行高度の圧力として、飛行状態における環境条件を
模擬する。
【０００８】尚、テストチャンバ１の排気室３から送出
される高温の排気ガスは、下流の排気送風機１０を焼損
しないよう排気冷却器９により冷却される。
される高温の排気ガスは、下流の排気送風機１０を焼損
しないよう排気冷却器９により冷却される。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、供試エ
ンジン４の各種性能試験は、該供試エンジン４を定常運
転状態としたままで行えるものばかりではなく、例えば
エンジン出力を瞬時に急激に変更して行う出力過渡応答
試験等のようにエンジン出力を変更しながら行う過渡的
性能試験も行わなければならない。
ンジン４の各種性能試験は、該供試エンジン４を定常運
転状態としたままで行えるものばかりではなく、例えば
エンジン出力を瞬時に急激に変更して行う出力過渡応答
試験等のようにエンジン出力を変更しながら行う過渡的
性能試験も行わなければならない。
【００１０】ところが、前記過渡的性能試験を行う為に
は、テストチャンバ１の上流側及び下流側に配した給気
圧縮機６、調温装置５、排気送風機１０等の各機器を、
エンジン出力の変化に追従するよう制御しなければなら
ないが、急激なエンジン出力の変化に対して前記各機器
を即応させることは容易なことではなく、特にエンジン
出力の変化に伴って流量が変化する空気を調温する調温
装置５を即応させることは極めて困難である。
は、テストチャンバ１の上流側及び下流側に配した給気
圧縮機６、調温装置５、排気送風機１０等の各機器を、
エンジン出力の変化に追従するよう制御しなければなら
ないが、急激なエンジン出力の変化に対して前記各機器
を即応させることは容易なことではなく、特にエンジン
出力の変化に伴って流量が変化する空気を調温する調温
装置５を即応させることは極めて困難である。
【００１１】又、前記各機器をエンジン出力の変化に対
し即応させ得たとしても、前記各機器の影響がテストチ
ャンバ１の給気室２又は排気室３に及ぶまでに時間遅れ
を生じる為、給気室２の温度や圧力及び排気室３の圧力
といった所定の試験条件が変動してしまう問題があっ
た。
し即応させ得たとしても、前記各機器の影響がテストチ
ャンバ１の給気室２又は排気室３に及ぶまでに時間遅れ
を生じる為、給気室２の温度や圧力及び排気室３の圧力
といった所定の試験条件が変動してしまう問題があっ
た。
【００１２】本発明は上述の実情に鑑みてなしたもの
で、過渡的性能試験を行う際にもテストチャンバの上流
側及び下流側に配した各機器を制御する必要がなく、し
かも所定の試験条件を確実に保持することができる航空
エンジン試験装置を提供することを目的としている。
で、過渡的性能試験を行う際にもテストチャンバの上流
側及び下流側に配した各機器を制御する必要がなく、し
かも所定の試験条件を確実に保持することができる航空
エンジン試験装置を提供することを目的としている。
【００１３】
【課題を解決するための手段】本発明は、給気室と排気
室とに区画されたテストチャンバ内に、前記給気室より
給気し且つ前記排気室に排気し得るよう供試エンジンを
設置し、前記テストチャンバの上流側に調温装置を介し
て前記給気室に空気を圧送する給気圧縮機を備え、前記
テストチャンバの下流側に排気冷却器を介して前記排気
室の排気ガスを吸引排気する排気送風機を備えた航空エ
ンジン試験装置において、前記テストチャンバと調温装
置との間から空気を分岐してテストチャンバと排気送風
機との間に合流せしめるバイパスラインと、該バイパス
ラインに設けられた調整弁と、前記供試エンジンの出力
変化に対応して前記給気室及び排気室の圧力を一定に保
持し得るよう前記調整弁の開度を制御する制御装置とを
備えたことを特徴とする航空エンジン試験装置、及び給
気室と排気室とに区画されたテストチャンバ内に、前記
給気室より給気し且つ前記排気室に排気し得るよう供試
エンジンを設置し、前記テストチャンバの上流側に調温
装置を介して前記給気室に空気を圧送する給気圧縮機を
備え、前記テストチャンバの下流側に排気冷却器を介し
て前記排気室の排気ガスを吸引排気する排気送風機を備
えた航空エンジン試験装置において、前記テストチャン
バと調温装置との間から調整弁を介して空気を分岐放出
する放出ラインと、前記テストチャンバと排気送風機と
の間に調整弁を介して空気を吸入せしめる吸入ライン
と、前記供試エンジンの出力変化に対応して前記給気室
及び排気室の圧力を一定に保持し得るよう前記放出ライ
ン及び吸入ラインの両調整弁の開度を制御する制御装置
とを備えたことを特徴とする航空エンジン試験装置にか
かるものである。
室とに区画されたテストチャンバ内に、前記給気室より
給気し且つ前記排気室に排気し得るよう供試エンジンを
設置し、前記テストチャンバの上流側に調温装置を介し
て前記給気室に空気を圧送する給気圧縮機を備え、前記
テストチャンバの下流側に排気冷却器を介して前記排気
室の排気ガスを吸引排気する排気送風機を備えた航空エ
ンジン試験装置において、前記テストチャンバと調温装
置との間から空気を分岐してテストチャンバと排気送風
機との間に合流せしめるバイパスラインと、該バイパス
ラインに設けられた調整弁と、前記供試エンジンの出力
変化に対応して前記給気室及び排気室の圧力を一定に保
持し得るよう前記調整弁の開度を制御する制御装置とを
備えたことを特徴とする航空エンジン試験装置、及び給
気室と排気室とに区画されたテストチャンバ内に、前記
給気室より給気し且つ前記排気室に排気し得るよう供試
エンジンを設置し、前記テストチャンバの上流側に調温
装置を介して前記給気室に空気を圧送する給気圧縮機を
備え、前記テストチャンバの下流側に排気冷却器を介し
て前記排気室の排気ガスを吸引排気する排気送風機を備
えた航空エンジン試験装置において、前記テストチャン
バと調温装置との間から調整弁を介して空気を分岐放出
する放出ラインと、前記テストチャンバと排気送風機と
の間に調整弁を介して空気を吸入せしめる吸入ライン
と、前記供試エンジンの出力変化に対応して前記給気室
及び排気室の圧力を一定に保持し得るよう前記放出ライ
ン及び吸入ラインの両調整弁の開度を制御する制御装置
とを備えたことを特徴とする航空エンジン試験装置にか
かるものである。
【００１４】
【作用】従って本発明では、テストチャンバの上流側及
び下流側に配した給気圧縮機、調温装置、排気送風機等
の各機器を定常運転状態としたままで供試エンジンのエ
ンジン出力を変更して過渡的性能試験を開始すると、バ
イパスラインの調整弁、又は放出ライン及び吸込ライン
の両調整弁が制御装置によって給気室及び排気室の圧力
を一定に保持し得るよう開度調整され、テストチャンバ
の給気室への給気量及び排気室からの排気量が、供試エ
ンジンの出力変化に対応して変更される。
び下流側に配した給気圧縮機、調温装置、排気送風機等
の各機器を定常運転状態としたままで供試エンジンのエ
ンジン出力を変更して過渡的性能試験を開始すると、バ
イパスラインの調整弁、又は放出ライン及び吸込ライン
の両調整弁が制御装置によって給気室及び排気室の圧力
を一定に保持し得るよう開度調整され、テストチャンバ
の給気室への給気量及び排気室からの排気量が、供試エ
ンジンの出力変化に対応して変更される。
【００１５】
【実施例】以下、本発明の実施例を図面を参照しつつ説
明する。
明する。
【００１６】図１は本発明の請求項１に記載した航空エ
ンジン試験装置の一実施例であり、図中図３と同一の符
号を付した部分は同一物を表わしている。
ンジン試験装置の一実施例であり、図中図３と同一の符
号を付した部分は同一物を表わしている。
【００１７】前述した図３の航空エンジン試験装置と略
同様に構成した航空エンジン試験装置１１において、テ
ストチャンバ１と調温装置５との間に分岐点１２を設け
ると共に、前記テストチャンバ１と排気冷却器９との間
に合流点１３を設け、これら分岐点１２と合流点１３と
をバイパスライン１４で接続し、該バイパスライン１４
の所要位置には流量調整用の調整弁１５を設ける。
同様に構成した航空エンジン試験装置１１において、テ
ストチャンバ１と調温装置５との間に分岐点１２を設け
ると共に、前記テストチャンバ１と排気冷却器９との間
に合流点１３を設け、これら分岐点１２と合流点１３と
をバイパスライン１４で接続し、該バイパスライン１４
の所要位置には流量調整用の調整弁１５を設ける。
【００１８】更に、前記調整弁１５を所要場所に設けら
れた制御装置１６と接続し、該制御装置１６からの開度
変更信号１７によって前記調整弁１５の開度を制御し得
るよう構成する。
れた制御装置１６と接続し、該制御装置１６からの開度
変更信号１７によって前記調整弁１５の開度を制御し得
るよう構成する。
【００１９】即ち、前記制御装置１６には、供試エンジ
ン４の回転数に対応するエンジン出力信号１８及び給気
室２及び排気室３に夫々備えられた圧力計１９，２０か
らの圧力信号２１，２２が入力されており、該圧力信号
２１，２２及び該エンジン出力信号１８の大きさに応じ
て調整弁１５の開度をどの程度に変更したら給気室２及
び排気室３の圧力が夫々所定の設定値に保持されるか
を、予備実験によるデータに基付いて時々刻々と演算処
理し、その演算結果を開度変更信号１７として前記調整
弁１５に向け出力し得るようにしてある。
ン４の回転数に対応するエンジン出力信号１８及び給気
室２及び排気室３に夫々備えられた圧力計１９，２０か
らの圧力信号２１，２２が入力されており、該圧力信号
２１，２２及び該エンジン出力信号１８の大きさに応じ
て調整弁１５の開度をどの程度に変更したら給気室２及
び排気室３の圧力が夫々所定の設定値に保持されるか
を、予備実験によるデータに基付いて時々刻々と演算処
理し、その演算結果を開度変更信号１７として前記調整
弁１５に向け出力し得るようにしてある。
【００２０】尚、給気室２及び排気室３の圧力の設定値
は、試験条件を設定する段階で自明である為、これら設
定値を制御装置１６に参照信号として入力させるように
しても良く、その場合は、圧力計１９，２０からの圧力
信号２１，２２を更正信号として利用しても良い。
は、試験条件を設定する段階で自明である為、これら設
定値を制御装置１６に参照信号として入力させるように
しても良く、その場合は、圧力計１９，２０からの圧力
信号２１，２２を更正信号として利用しても良い。
【００２１】而して、供試エンジン４の過渡的性能試験
を行う際には、先ず供試エンジン４を所定のエンジン出
力で定常運転状態とし、該供試エンジン４の最高出力を
見越した過剰な流量の空気を給気圧縮機６により圧送
し、該圧送された空気を調温装置５により計画温度条件
を満足するよう調温し、該調温された空気のうち、給気
室２の圧力を所定の設定値とするのに必要な流量の空気
を給気室２に導いて供試エンジン４に給気させ、他方、
余剰空気をバイパスライン１４によりテストチャンバ１
を迂回させ、排気室３から送出される排気ガスと共に排
気室３の圧力が所定の設定値となるよう排気送風機１０
で吸引排気する。
を行う際には、先ず供試エンジン４を所定のエンジン出
力で定常運転状態とし、該供試エンジン４の最高出力を
見越した過剰な流量の空気を給気圧縮機６により圧送
し、該圧送された空気を調温装置５により計画温度条件
を満足するよう調温し、該調温された空気のうち、給気
室２の圧力を所定の設定値とするのに必要な流量の空気
を給気室２に導いて供試エンジン４に給気させ、他方、
余剰空気をバイパスライン１４によりテストチャンバ１
を迂回させ、排気室３から送出される排気ガスと共に排
気室３の圧力が所定の設定値となるよう排気送風機１０
で吸引排気する。
【００２２】次いで、給気圧縮機６、調温装置５、排気
送風機１０等の各機器を定常運転状態としたままで、供
試エンジン４のエンジン出力を変更して過渡的性能試験
を開始すると、バイパスライン１４の調整弁１５は、制
御装置１６により給気室２及び排気室３の圧力を一定に
保持し得るよう開度調整され、テストチャンバ１の給気
室２への給気量及び排気室３からの排気量が供試エンジ
ン４の出力変化に対応して変更される。
送風機１０等の各機器を定常運転状態としたままで、供
試エンジン４のエンジン出力を変更して過渡的性能試験
を開始すると、バイパスライン１４の調整弁１５は、制
御装置１６により給気室２及び排気室３の圧力を一定に
保持し得るよう開度調整され、テストチャンバ１の給気
室２への給気量及び排気室３からの排気量が供試エンジ
ン４の出力変化に対応して変更される。
【００２３】従って上記実施例によれば、分岐点１２の
上流側及び合流点１３の下流側の空気（排気ガス）の流
量を変更する必要がなく、給気圧縮機６、調温装置５、
排気送風機１０等の各機器を定常運転状態としたままで
過渡的性能試験を行うことができるので、前記各機器を
エンジン出力の変化に対応させて制御する必要がなくな
る。
上流側及び合流点１３の下流側の空気（排気ガス）の流
量を変更する必要がなく、給気圧縮機６、調温装置５、
排気送風機１０等の各機器を定常運転状態としたままで
過渡的性能試験を行うことができるので、前記各機器を
エンジン出力の変化に対応させて制御する必要がなくな
る。
【００２４】更に、調温装置５の負荷変化がない為、エ
ンジン出力が変化しても給気室２の計画温度条件を一定
に保持することができる。
ンジン出力が変化しても給気室２の計画温度条件を一定
に保持することができる。
【００２５】又、バイパスライン１４の調整弁１５の開
度を制御することによって、テストチャンバ１の給気室
２への給気量及び排気室３からの排気量を供試エンジン
４のエンジン出力に対応させて容易に変更することがで
きるので、エンジン出力が変更しても給気室２及び排気
室３の圧力の設定値を確実に保持することができ、且つ
急激なエンジン出力変化にも容易に追従することができ
る。
度を制御することによって、テストチャンバ１の給気室
２への給気量及び排気室３からの排気量を供試エンジン
４のエンジン出力に対応させて容易に変更することがで
きるので、エンジン出力が変更しても給気室２及び排気
室３の圧力の設定値を確実に保持することができ、且つ
急激なエンジン出力変化にも容易に追従することができ
る。
【００２６】尚、本実施例において、バイパスライン１
４に適当な冷却器を設け、合流点を排気冷却器９と排気
送風機１０の間に設けるようにしても良い。
４に適当な冷却器を設け、合流点を排気冷却器９と排気
送風機１０の間に設けるようにしても良い。
【００２７】図２は本発明の請求項２に記載した航空エ
ンジン試験装置の一実施例であり、この航空エンジン試
験装置１１’では、前述した図１の実施例におけるバイ
パスライン１４及び調整弁１５に換えて、テストチャン
バ１と調温装置５との間に設けた放出点２３から調整弁
２４を介して空気を分岐放出する放出ライン２５と、前
記テストチャンバ１と排気冷却器９との間に設けた吸入
点２６に調整弁２７を介して空気を吸入せしめる吸入ラ
イン２８とを夫々設け、前記放出ライン２５及び吸入ラ
イン２８の両調整弁２４，２７を、供試エンジン４のエ
ンジン出力の変化に対応して給気室２及び排気室３の圧
力を一定に保持し得るよう制御する制御装置２９と接続
してある。
ンジン試験装置の一実施例であり、この航空エンジン試
験装置１１’では、前述した図１の実施例におけるバイ
パスライン１４及び調整弁１５に換えて、テストチャン
バ１と調温装置５との間に設けた放出点２３から調整弁
２４を介して空気を分岐放出する放出ライン２５と、前
記テストチャンバ１と排気冷却器９との間に設けた吸入
点２６に調整弁２７を介して空気を吸入せしめる吸入ラ
イン２８とを夫々設け、前記放出ライン２５及び吸入ラ
イン２８の両調整弁２４，２７を、供試エンジン４のエ
ンジン出力の変化に対応して給気室２及び排気室３の圧
力を一定に保持し得るよう制御する制御装置２９と接続
してある。
【００２８】この実施例の場合も、過渡的性能試験を行
う際にテストチャンバ１の上流側及び下流側に配した各
機器を制御する必要がなく、しかも所定の試験条件を確
実に保持することができる。
う際にテストチャンバ１の上流側及び下流側に配した各
機器を制御する必要がなく、しかも所定の試験条件を確
実に保持することができる。
【００２９】尚、本実施例において、吸入点を排気冷却
器９と排気送風機１０との間に設けるようにしても良
い。
器９と排気送風機１０との間に設けるようにしても良
い。
【００３０】尚、本発明の航空エンジン試験装置は、上
述の実施例にのみ限定されるものではなく、本発明の要
旨を逸脱しない範囲内において種々変更を加え得ること
は勿論である。
述の実施例にのみ限定されるものではなく、本発明の要
旨を逸脱しない範囲内において種々変更を加え得ること
は勿論である。
【００３１】
【発明の効果】以上説明したように、本発明の航空エン
ジン試験装置によれば、下記の如く種々の優れた効果を
奏し得る。
ジン試験装置によれば、下記の如く種々の優れた効果を
奏し得る。
【００３２】（Ｉ）テストチャンバの上流側及び下流側
に配した給気圧縮機、調温装置、排気送風機等の各機器
を定常運転状態としたままで過渡的性能試験を行うこと
ができるので、前記各機器をエンジン出力の変化に対応
させて制御する必要がなくなる。
に配した給気圧縮機、調温装置、排気送風機等の各機器
を定常運転状態としたままで過渡的性能試験を行うこと
ができるので、前記各機器をエンジン出力の変化に対応
させて制御する必要がなくなる。
【００３３】（ＩＩ）調温装置の負荷変化がない為、エ
ンジン出力が変化しても給気室の計画温度条件を一定に
保持することができる。
ンジン出力が変化しても給気室の計画温度条件を一定に
保持することができる。
【００３４】（ＩＩＩ）バイパスラインの調整弁の開度
を制御することによって、テストチャンバの給気室への
給気量及び排気室からの排気量を供試エンジンのエンジ
ン出力に対応させて容易に変更することができるので、
エンジン出力が変更しても給気室及び排気室の圧力の設
定値を確実に保持することができ、且つ急激なエンジン
出力変化にも容易に追従することができる。
を制御することによって、テストチャンバの給気室への
給気量及び排気室からの排気量を供試エンジンのエンジ
ン出力に対応させて容易に変更することができるので、
エンジン出力が変更しても給気室及び排気室の圧力の設
定値を確実に保持することができ、且つ急激なエンジン
出力変化にも容易に追従することができる。
【図１】本発明の請求項１に記載した航空エンジン試験
装置の一実施例のフローシートである。
装置の一実施例のフローシートである。
【図２】本発明の請求項２に記載した航空エンジン試験
装置の一実施例のフローシートである。
装置の一実施例のフローシートである。
【図３】従来例を示すフローシートである。
１ テストチャンバ ２ 給気室 ３ 排気室 ４ 供試エンジン ５ 調温装置 ６ 給気圧縮機 ９ 排気冷却器 １０ 排気送風機 １１，１１’ 航空エンジン試験装置 １４ バイパスライン １５ 調整弁 １６ 制御装置 ２４ 調整弁 ２５ 放出ライン ２７ 調整弁 ２８ 吸入ライン ２９ 制御装置
Claims (2)
- 【請求項１】 給気室と排気室とに区画されたテストチ
ャンバ内に、前記給気室より給気し且つ前記排気室に排
気し得るよう供試エンジンを設置し、前記テストチャン
バの上流側に調温装置を介して前記給気室に空気を圧送
する給気圧縮機を備え、前記テストチャンバの下流側に
排気冷却器を介して前記排気室の排気ガスを吸引排気す
る排気送風機を備えた航空エンジン試験装置において、
前記テストチャンバと調温装置との間から空気を分岐し
てテストチャンバと排気送風機との間に合流せしめるバ
イパスラインと、該バイパスラインに設けられた調整弁
と、前記供試エンジンの出力変化に対応して前記給気室
及び排気室の圧力を一定に保持し得るよう前記調整弁の
開度を制御する制御装置とを備えたことを特徴とする航
空エンジン試験装置。 - 【請求項２】 給気室と排気室とに区画されたテストチ
ャンバ内に、前記給気室より給気し且つ前記排気室に排
気し得るよう供試エンジンを設置し、前記テストチャン
バの上流側に調温装置を介して前記給気室に空気を圧送
する給気圧縮機を備え、前記テストチャンバの下流側に
排気冷却器を介して前記排気室の排気ガスを吸引排気す
る排気送風機を備えた航空エンジン試験装置において、
前記テストチャンバと調温装置との間から調整弁を介し
て空気を分岐放出する放出ラインと、前記テストチャン
バと排気送風機との間に調整弁を介して空気を吸入せし
める吸入ラインと、前記供試エンジンの出力変化に対応
して前記給気室及び排気室の圧力を一定に保持し得るよ
う前記放出ライン及び吸入ラインの両調整弁の開度を制
御する制御装置とを備えたことを特徴とする航空エンジ
ン試験装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11406491A JP2887938B2 (ja) | 1991-04-18 | 1991-04-18 | 航空エンジン試験装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11406491A JP2887938B2 (ja) | 1991-04-18 | 1991-04-18 | 航空エンジン試験装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04318228A JPH04318228A (ja) | 1992-11-09 |
| JP2887938B2 true JP2887938B2 (ja) | 1999-05-10 |
Family
ID=14628132
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
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-
1991
- 1991-04-18 JP JP11406491A patent/JP2887938B2/ja not_active Expired - Lifetime
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