JP3091892B2 - スペースプレーンとその製造方法 - Google Patents
スペースプレーンとその製造方法Info
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- JP3091892B2 JP3091892B2 JP04147394A JP14739492A JP3091892B2 JP 3091892 B2 JP3091892 B2 JP 3091892B2 JP 04147394 A JP04147394 A JP 04147394A JP 14739492 A JP14739492 A JP 14739492A JP 3091892 B2 JP3091892 B2 JP 3091892B2
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、スペースプレーンとそ
の製造方法に係り、特に極めて高い耐熱性を要求される
遮熱コーティング層を有するロケットエンジン及びスク
ラムジェットエンジンを備えたスペースプレーンとその
製造方法に関する。
の製造方法に係り、特に極めて高い耐熱性を要求される
遮熱コーティング層を有するロケットエンジン及びスク
ラムジェットエンジンを備えたスペースプレーンとその
製造方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】現在宇宙開発は、通信・放送・観測・探査
等の分野では実用期を迎えているが、今後さらに活発な
宇宙活動への展開が予想されている。これらの宇宙開発
を行なっていく上での交通手段としては現在のところス
ペースシャトルが唯一の手段である。しかし、スペース
シャトルは安全性・信頼性・経済性・自在性等の点で問
題を抱えている。そのため各国でスペースプレーンの研
究・開発が盛んに行なわれている。スペースプレーンは
水平離着陸方式の再使用型有人宇宙往還機であり、航空
機，宇宙輸送機及び軌道上宇宙機の機能を基本的に併せ
もったものである。そのため加速上昇時の空気力の利
用，空気の推進剤としての積極的な利用・構造重量・空
気抵抗の大幅な軽減等による飛行限界・性能限界の飛躍
的な拡大が必須となる。これらを満足させるためには機
体にかかる熱負荷もかなり大きいものになる。
等の分野では実用期を迎えているが、今後さらに活発な
宇宙活動への展開が予想されている。これらの宇宙開発
を行なっていく上での交通手段としては現在のところス
ペースシャトルが唯一の手段である。しかし、スペース
シャトルは安全性・信頼性・経済性・自在性等の点で問
題を抱えている。そのため各国でスペースプレーンの研
究・開発が盛んに行なわれている。スペースプレーンは
水平離着陸方式の再使用型有人宇宙往還機であり、航空
機，宇宙輸送機及び軌道上宇宙機の機能を基本的に併せ
もったものである。そのため加速上昇時の空気力の利
用，空気の推進剤としての積極的な利用・構造重量・空
気抵抗の大幅な軽減等による飛行限界・性能限界の飛躍
的な拡大が必須となる。これらを満足させるためには機
体にかかる熱負荷もかなり大きいものになる。
【０００３】スペースプレーンのエンジンシステムとし
ては、飛行速度領域によって２〜３種類のエンジンを切
り換えて使用する形態が考えられている。例えば、離陸
からマッハ数１２程度までの速度領域ではターボラムジ
ェットやスクラムジェット等の大気中の酸素を利用する
いわゆるエアーブリージングエンジンを使用し、これ以
上の速度領域ではロケットエンジンを使用するという形
態である。いずれにしても、スペースプレーンでは現用
の航空機の飛行速度（最高でマッハ数３程度）に対し
て、１桁高い飛行速度となるためエンジン燃焼室にかか
る熱負荷も極めて大きなものとなる。したがって、エン
ジン燃焼室内壁材を熱負荷から保護するために、熱伝導
率の小さいセラミックスを内壁表面にコーティングす
る、いわゆる遮熱コーティング（Ｔhermal Ｂarrier
Ｃoating：以下ＴＢＣと略す）を施すことが必要となっ
てくる。しかし、単純な積層構造のコーティングでは、
基材とＴＢＣ材の熱膨張率の差に起因する熱応力のため
にＴＢＣに損傷が生じてしまう。この対策としては、特
開昭62−156938号に提案されているように、基材とＴＢ
Ｃのセラミックス層の間に、基材成分からセラミックス
成分へと組成を連続的に変化させて熱応力を緩和する、
いわゆる傾斜被覆層（Ｆunctionally ＧradientＭater
ial：以下ＦＧＭ層と略す)を設ける方法が知られてい
る。本発明では、ＦＧＭ層の上に遮熱のためにジルコニ
ア系セラミックスを設けた２層コーティングを行った。
ては、飛行速度領域によって２〜３種類のエンジンを切
り換えて使用する形態が考えられている。例えば、離陸
からマッハ数１２程度までの速度領域ではターボラムジ
ェットやスクラムジェット等の大気中の酸素を利用する
いわゆるエアーブリージングエンジンを使用し、これ以
上の速度領域ではロケットエンジンを使用するという形
態である。いずれにしても、スペースプレーンでは現用
の航空機の飛行速度（最高でマッハ数３程度）に対し
て、１桁高い飛行速度となるためエンジン燃焼室にかか
る熱負荷も極めて大きなものとなる。したがって、エン
ジン燃焼室内壁材を熱負荷から保護するために、熱伝導
率の小さいセラミックスを内壁表面にコーティングす
る、いわゆる遮熱コーティング（Ｔhermal Ｂarrier
Ｃoating：以下ＴＢＣと略す）を施すことが必要となっ
てくる。しかし、単純な積層構造のコーティングでは、
基材とＴＢＣ材の熱膨張率の差に起因する熱応力のため
にＴＢＣに損傷が生じてしまう。この対策としては、特
開昭62−156938号に提案されているように、基材とＴＢ
Ｃのセラミックス層の間に、基材成分からセラミックス
成分へと組成を連続的に変化させて熱応力を緩和する、
いわゆる傾斜被覆層（Ｆunctionally ＧradientＭater
ial：以下ＦＧＭ層と略す)を設ける方法が知られてい
る。本発明では、ＦＧＭ層の上に遮熱のためにジルコニ
ア系セラミックスを設けた２層コーティングを行った。
【０００４】ところで、スペースプレーンの各エンジン
の燃焼室内は、場所によって燃焼室内壁面ににかかる熱
負荷の度合いが異なる。最も熱負荷の厳しい場所（例え
ばスロート部等）では熱流束約９０ＭＷ／ｍ2、ガス温
度は３０００℃にも達すると推定されている。それに対
して、熱流束が約８ＭＷ／ｍ2と約１桁違う場所もあ
る。したがって、一定の遮熱効果を得るために必要なＴ
ＢＣの厚さも１桁程度違ってくる。従来はプラズマ溶射
法等により膜厚を適宜変化させてＴＢＣを作成していた
が最も熱負荷の厳しいスロート部分の薄いＴＢＣ内での
組成の制御は困難であった。そのため膜厚を軸方向に１
０〜１５０μｍの範囲で連続的に変化させることがで
き、また皮膜中の組成を任意に変えられるようなコーテ
ィング技術が求められていた。
の燃焼室内は、場所によって燃焼室内壁面ににかかる熱
負荷の度合いが異なる。最も熱負荷の厳しい場所（例え
ばスロート部等）では熱流束約９０ＭＷ／ｍ2、ガス温
度は３０００℃にも達すると推定されている。それに対
して、熱流束が約８ＭＷ／ｍ2と約１桁違う場所もあ
る。したがって、一定の遮熱効果を得るために必要なＴ
ＢＣの厚さも１桁程度違ってくる。従来はプラズマ溶射
法等により膜厚を適宜変化させてＴＢＣを作成していた
が最も熱負荷の厳しいスロート部分の薄いＴＢＣ内での
組成の制御は困難であった。そのため膜厚を軸方向に１
０〜１５０μｍの範囲で連続的に変化させることがで
き、また皮膜中の組成を任意に変えられるようなコーテ
ィング技術が求められていた。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】スペースプレーンの各
エンジンの燃焼室内に遮熱コーティングを行なうことは
必須条件である。しかし、内壁に厚さを連続的に変化さ
せ、コーティング層内の混合層の組成の変化を任意に行
なうことは従来技術では困難であった。
エンジンの燃焼室内に遮熱コーティングを行なうことは
必須条件である。しかし、内壁に厚さを連続的に変化さ
せ、コーティング層内の混合層の組成の変化を任意に行
なうことは従来技術では困難であった。
【０００６】本発明の課題は、エンジンの燃焼室、特に
ロケットエンジンまたはスクラムジェットエンジンの燃
焼室内壁に加わる熱負荷に対し、内壁基材を適切に保護
するすることにより、燃焼室の寿命を延長し、信頼性を
向上させることにある。
ロケットエンジンまたはスクラムジェットエンジンの燃
焼室内壁に加わる熱負荷に対し、内壁基材を適切に保護
するすることにより、燃焼室の寿命を延長し、信頼性を
向上させることにある。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明は、再生冷却式燃
焼室と、該再生冷却式燃焼室に燃料及び酸化剤を供給す
るインジェクタと、前記再生冷却式燃焼室の冷却剤通路
と前記インジェクタを接続する燃料・酸化剤配管と、前
記再生冷却式燃焼室に接続され燃焼ガスを外部に放出す
る末広がりの構造からなるノズルとを含み、前記燃焼室
はその軸方向の断面が前記インジェクタ側から燃焼ガス
の下流側に沿って前記燃焼ガスを収縮させるようにスロ
ット部を有し、該スロット部から前記ノズルに沿って末
広がりの構造を有し、前記燃焼室がその軸方向に対して
直角の断面が円形であるロケットエンジンと、前記燃焼
室がその軸方向に対して直角の断面が四辺形であるスク
ラムジェットエンジンとを備えたスペースプレーンにお
いて、スペースプレーンの各エンジンの燃焼室内壁への
コーティングを行う際に、ダイナミックミキシング法と
プラズマ溶射法の両方法を用いることによりコーティン
グ層の厚さを１０〜１５０μｍの間で連続的に変化させ
ることを特徴とする。
焼室と、該再生冷却式燃焼室に燃料及び酸化剤を供給す
るインジェクタと、前記再生冷却式燃焼室の冷却剤通路
と前記インジェクタを接続する燃料・酸化剤配管と、前
記再生冷却式燃焼室に接続され燃焼ガスを外部に放出す
る末広がりの構造からなるノズルとを含み、前記燃焼室
はその軸方向の断面が前記インジェクタ側から燃焼ガス
の下流側に沿って前記燃焼ガスを収縮させるようにスロ
ット部を有し、該スロット部から前記ノズルに沿って末
広がりの構造を有し、前記燃焼室がその軸方向に対して
直角の断面が円形であるロケットエンジンと、前記燃焼
室がその軸方向に対して直角の断面が四辺形であるスク
ラムジェットエンジンとを備えたスペースプレーンにお
いて、スペースプレーンの各エンジンの燃焼室内壁への
コーティングを行う際に、ダイナミックミキシング法と
プラズマ溶射法の両方法を用いることによりコーティン
グ層の厚さを１０〜１５０μｍの間で連続的に変化させ
ることを特徴とする。
【０００８】スペースプレーンの各エンジンの燃焼室で
は、その部位によって熱負荷の程度が異なる。そのため
ＴＢＣの厚さも部位によって変える必要がある。熱負荷
の厳しい、例えばスロート部分のコーティングは、ＰＶ
Ｄ法の１種であるダイナミックミキシング法で行なうこ
とが望ましい。スロート部分では１０〜３０μｍのＴＢ
Ｃが必要となり、ダイナミックミキシング法によれば、
この範囲の膜厚での組成の制御が可能で、さらにイオン
注入の効果により密着性に優れたＴＢＣが得られるから
である。その他の比較的熱負荷の厳しくない部分では１
００μｍ程度のＴＢＣが必要なので、プラズマ溶射法を
用いることが望ましい。そして、この両方法を組み合わ
せて使用することによって、連続的に厚さが変化したＴ
ＢＣをもつ燃焼室を作製することができる。
は、その部位によって熱負荷の程度が異なる。そのため
ＴＢＣの厚さも部位によって変える必要がある。熱負荷
の厳しい、例えばスロート部分のコーティングは、ＰＶ
Ｄ法の１種であるダイナミックミキシング法で行なうこ
とが望ましい。スロート部分では１０〜３０μｍのＴＢ
Ｃが必要となり、ダイナミックミキシング法によれば、
この範囲の膜厚での組成の制御が可能で、さらにイオン
注入の効果により密着性に優れたＴＢＣが得られるから
である。その他の比較的熱負荷の厳しくない部分では１
００μｍ程度のＴＢＣが必要なので、プラズマ溶射法を
用いることが望ましい。そして、この両方法を組み合わ
せて使用することによって、連続的に厚さが変化したＴ
ＢＣをもつ燃焼室を作製することができる。
【０００９】ＦＧＭ層の上（最表面）にセラミックス被
覆層を設けることによって、遮熱の効果を高める。この
セラミックス被覆層は、耐熱性の点からＹ2Ｏ3・ＣａＯ
・ＭｇＯなどの酸化物で部分あるいは完全安定化された
ＺｒＯ2系セラミックスを用いることが望ましい。
覆層を設けることによって、遮熱の効果を高める。この
セラミックス被覆層は、耐熱性の点からＹ2Ｏ3・ＣａＯ
・ＭｇＯなどの酸化物で部分あるいは完全安定化された
ＺｒＯ2系セラミックスを用いることが望ましい。
【００１０】エンジン燃焼室の材料として、Ｃｕ又はＣ
ｕ合金あるいはＮｉ基超合金を使う可能性が高いことか
ら、ＦＧＭ層のメタル成分としては、（６〜２０）ｗｔ
％のＡｌを含有するＣｕ、Ｃｏ、Ｎｉ、Ｆｅの少なくと
も一つを主成分とする合金あるいはＮｉ−（１５〜２
５）ｗｔ％Ｃｒ合金を用い、セラミックス成分には最表
面に設けたのと同じジルコニア系セラミックスを用い
て、熱応力を緩和させるためにその両成分の組成を連続
的に変化させるとよい。
ｕ合金あるいはＮｉ基超合金を使う可能性が高いことか
ら、ＦＧＭ層のメタル成分としては、（６〜２０）ｗｔ
％のＡｌを含有するＣｕ、Ｃｏ、Ｎｉ、Ｆｅの少なくと
も一つを主成分とする合金あるいはＮｉ−（１５〜２
５）ｗｔ％Ｃｒ合金を用い、セラミックス成分には最表
面に設けたのと同じジルコニア系セラミックスを用い
て、熱応力を緩和させるためにその両成分の組成を連続
的に変化させるとよい。
【００１１】
【作用】本発明において、ダイナミックミキシング法と
プラズマ溶射法を組み合わせてＴＢＣを作製することに
より、スペースプレーンの燃焼室内で熱負荷の程度が違
ってもＴＢＣの厚さを連続的に変化させることができ
る。ダイナミックミキシング法によればうすくても密着
性のよい膜の形成が可能であるが、このダイナミックミ
キシング法のみでは厚さ数百μｍレベルのＴＢＣの作製
は困難であり、プラズマ溶射法のみでは厚さ数十μｍレ
ベルのＴＢＣの組成の制御が困難である。すなわち、ダ
イナミックミキシング法では熱負荷の厳しい部分の厚さ
数十μｍレベルのＴＢＣを作製し、プラズマ溶射法では
比較的熱負荷の厳しくない部分の厚さ数百μｍレベルの
ＴＢＣを作製する。
プラズマ溶射法を組み合わせてＴＢＣを作製することに
より、スペースプレーンの燃焼室内で熱負荷の程度が違
ってもＴＢＣの厚さを連続的に変化させることができ
る。ダイナミックミキシング法によればうすくても密着
性のよい膜の形成が可能であるが、このダイナミックミ
キシング法のみでは厚さ数百μｍレベルのＴＢＣの作製
は困難であり、プラズマ溶射法のみでは厚さ数十μｍレ
ベルのＴＢＣの組成の制御が困難である。すなわち、ダ
イナミックミキシング法では熱負荷の厳しい部分の厚さ
数十μｍレベルのＴＢＣを作製し、プラズマ溶射法では
比較的熱負荷の厳しくない部分の厚さ数百μｍレベルの
ＴＢＣを作製する。
【００１２】
【実施例】以下、本発明の詳細について実施例を用いて
説明する。ここでは、現在スペースプレーンのエンジン
として考えられているロケットエンジン及びスクラムジ
ェットエンジンの燃焼室を例にとって説明する。
説明する。ここでは、現在スペースプレーンのエンジン
として考えられているロケットエンジン及びスクラムジ
ェットエンジンの燃焼室を例にとって説明する。
【００１３】図８にスペースプレーンの一つである液体
ロケットエンジンの概略図（一部断面）を示す。図８に
示す液体ロケットエンジンは、再生冷却式燃焼室３００
と、該再生冷却式燃焼室３００に燃料を噴射するインジ
ェクタ１００と、該インジェクタ１００に燃料を供給す
る燃料・酸化剤配管２００と、前記再生冷却式燃焼室３
００に接続されたノズル４００とを含んで構成されてい
る。
ロケットエンジンの概略図（一部断面）を示す。図８に
示す液体ロケットエンジンは、再生冷却式燃焼室３００
と、該再生冷却式燃焼室３００に燃料を噴射するインジ
ェクタ１００と、該インジェクタ１００に燃料を供給す
る燃料・酸化剤配管２００と、前記再生冷却式燃焼室３
００に接続されたノズル４００とを含んで構成されてい
る。
【００１４】図１に前記図８に示したロケットエンジン
の燃焼室の断面模式図を示す。そして、図２にスクラム
ジェットエンジンの燃焼室の断面模式図を示す。ロケッ
トエンジンの燃焼室の場合も、スクラムジェットエンジ
ンの燃焼室の場合も、燃焼室壁面の基材部分には、冷却
剤通路１０が設けられており、この冷却剤通路を通って
燃焼室内壁を冷却した燃料が前記燃料・酸化剤配管２０
０及びインジェクタ１００を経て前記燃焼室に供給され
て燃焼する、いわゆる再生冷却式燃焼室となっている。
図３には、燃焼室壁面に設けたＴＢＣの断面模式図を示
す。図３に示すＴＢＣ９は、基材１上に形成されたＦＧ
Ｍ層２と、該ＦＧＭ層２の上に形成されたセラミックス
被覆層３とを含んでなっている。基材１には、ロケット
エンジンの場合無酸素銅を、スクラムジェットエンジン
の場合Ｎｉ基超合金を用いた。ＦＧＭ層２はセラミック
スとメタルの混合層で、基材1に接している部分はメタ
ル成分１００％となり、セラミックス被覆層３に接して
いる部分はセラミックス成分１００％となるように、両
成分の組成を連続的に変化させたＦＧＭ層とした。ここ
で、ＦＧＭ層の組成変化は熱応力計算を行なって、発生
する熱応力が最小となるようにした。メタル成分はロケ
ットエンジンでは基材のＣｕと熱伝導率が近く、耐酸化
性に優れたＣｕ−８ｗｔ％Ａｌ合金、Ｎｉ−６ｗｔ％Ａ
ｌ合金、Ｃｏ−２０ｗｔ％Ａｌ合金、Ｆｅ−１０ｗｔ％
Ａｌ合金、を、スクラムジェットエンジンではＮｉ−１
５ｗｔ％Ｃｒ合金、Ｎｉ−２０ｗｔ％Ｃｒ合金、Ｎｉ−
２５ｗｔ％Ｃｒ合金を用い、セラミックス成分には最表
面層と同じＺｒＯ2−５.４ｗｔ％Ｙ2Ｏ3を用いた。セラ
ミックス被覆層３は遮熱性に優れたＺｒＯ2を主成分と
し、Ｙ2Ｏ3を５.４ｗｔ％添加した部分安定化ジルコニ
アを用いた。またセラミックス被覆層３の厚さは、次式
により決定した。
の燃焼室の断面模式図を示す。そして、図２にスクラム
ジェットエンジンの燃焼室の断面模式図を示す。ロケッ
トエンジンの燃焼室の場合も、スクラムジェットエンジ
ンの燃焼室の場合も、燃焼室壁面の基材部分には、冷却
剤通路１０が設けられており、この冷却剤通路を通って
燃焼室内壁を冷却した燃料が前記燃料・酸化剤配管２０
０及びインジェクタ１００を経て前記燃焼室に供給され
て燃焼する、いわゆる再生冷却式燃焼室となっている。
図３には、燃焼室壁面に設けたＴＢＣの断面模式図を示
す。図３に示すＴＢＣ９は、基材１上に形成されたＦＧ
Ｍ層２と、該ＦＧＭ層２の上に形成されたセラミックス
被覆層３とを含んでなっている。基材１には、ロケット
エンジンの場合無酸素銅を、スクラムジェットエンジン
の場合Ｎｉ基超合金を用いた。ＦＧＭ層２はセラミック
スとメタルの混合層で、基材1に接している部分はメタ
ル成分１００％となり、セラミックス被覆層３に接して
いる部分はセラミックス成分１００％となるように、両
成分の組成を連続的に変化させたＦＧＭ層とした。ここ
で、ＦＧＭ層の組成変化は熱応力計算を行なって、発生
する熱応力が最小となるようにした。メタル成分はロケ
ットエンジンでは基材のＣｕと熱伝導率が近く、耐酸化
性に優れたＣｕ−８ｗｔ％Ａｌ合金、Ｎｉ−６ｗｔ％Ａ
ｌ合金、Ｃｏ−２０ｗｔ％Ａｌ合金、Ｆｅ−１０ｗｔ％
Ａｌ合金、を、スクラムジェットエンジンではＮｉ−１
５ｗｔ％Ｃｒ合金、Ｎｉ−２０ｗｔ％Ｃｒ合金、Ｎｉ−
２５ｗｔ％Ｃｒ合金を用い、セラミックス成分には最表
面層と同じＺｒＯ2−５.４ｗｔ％Ｙ2Ｏ3を用いた。セラ
ミックス被覆層３は遮熱性に優れたＺｒＯ2を主成分と
し、Ｙ2Ｏ3を５.４ｗｔ％添加した部分安定化ジルコニ
アを用いた。またセラミックス被覆層３の厚さは、次式
により決定した。
【００１５】Ｑ＝λ／ｔ・ΔＴ Ｑ：熱流束 λ：セラミックス被覆層３の熱伝導率 ｔ：セラミックス被覆層３の厚さ ΔＴ：セラミックス被覆層３の表面と背面の温度差 ここで、セラミックス被覆層３の表面と背面の温度差は
１００℃で一定とし、セラミックス成分の熱伝導率も既
知であるので、各場所での熱流束に対応するセラミック
ス被覆層３の厚さを計算できる。そして、セラミックス
被覆層３内に発生する熱応力を緩和するような最適な厚
さや組成変化をもったＦＧＭ層２を作製する。図４に燃
焼室内の熱流束の分布とその時の最適なＴＢＣ（ただ
し、ここではセラミックス被覆層３とＦＧＭ層２の厚さ
を併せたものとした。）の膜厚の例を示した。図におい
て、膜厚が３０μｍ以下の範囲（燃焼室中心軸上の位置
が図上Ａ〜Ｂの範囲）のＴＢＣがダイナミックミキシン
グ法で、それ以外の部分のＴＢＣがプラズマ溶射法で形
成される。
１００℃で一定とし、セラミックス成分の熱伝導率も既
知であるので、各場所での熱流束に対応するセラミック
ス被覆層３の厚さを計算できる。そして、セラミックス
被覆層３内に発生する熱応力を緩和するような最適な厚
さや組成変化をもったＦＧＭ層２を作製する。図４に燃
焼室内の熱流束の分布とその時の最適なＴＢＣ（ただ
し、ここではセラミックス被覆層３とＦＧＭ層２の厚さ
を併せたものとした。）の膜厚の例を示した。図におい
て、膜厚が３０μｍ以下の範囲（燃焼室中心軸上の位置
が図上Ａ〜Ｂの範囲）のＴＢＣがダイナミックミキシン
グ法で、それ以外の部分のＴＢＣがプラズマ溶射法で形
成される。
【００１６】（実施例１）脱脂・洗浄済みの200×200mm
の平板の無酸素銅板上に、ダイナミックミキシング法と
プラズマ溶射法により、厚さが15〜130μｍの範囲で連
続的に変化するＴＢＣを作製した。図５に試験片の断面
模式図を示す。まず、試験片半分にマスクをしておき、
熱流束の大きい部分に相当する４の部分を作製する。４
の部分の作製にはダイナミックミキシング装置を用い
た。試料作製中の真空度は、２×（１０のマイナス４
乗）Torr以下で、最大１６ｋｗの電子銃によるＥＢ蒸着
を行ないつつ、エネルギー10keVで加速した酸素イオン
を１cm2あたり毎秒１×１０16個の割合で注入しながら
作製した。イオン源としてバケット型のイオン源を用
い、原料ガスとして99.9％Ｏ2を使用した。ＥＢ蒸着で
は、ＺｒＯ2−５.４ｗｔ％Ｙ2Ｏ3とＣｕ−８ｗｔ％Ａｌ
合金を各々０〜４５Å／ｓの間で蒸着速度を変化させて
蒸着した。その時、基材である無酸素銅側が１００％合
金層、表面層側でセラミックス１００％となるような直
線的な組成変化を示すＦＧＭ層を作製し、最表面のセラ
ミックス層もダイナミックミキシング法で作製した。各
層の厚さはＦＧＭ層が１０μｍ、セラミック層が５μ
ｍ、合計で15μm厚さのＴＢＣを得た。
の平板の無酸素銅板上に、ダイナミックミキシング法と
プラズマ溶射法により、厚さが15〜130μｍの範囲で連
続的に変化するＴＢＣを作製した。図５に試験片の断面
模式図を示す。まず、試験片半分にマスクをしておき、
熱流束の大きい部分に相当する４の部分を作製する。４
の部分の作製にはダイナミックミキシング装置を用い
た。試料作製中の真空度は、２×（１０のマイナス４
乗）Torr以下で、最大１６ｋｗの電子銃によるＥＢ蒸着
を行ないつつ、エネルギー10keVで加速した酸素イオン
を１cm2あたり毎秒１×１０16個の割合で注入しながら
作製した。イオン源としてバケット型のイオン源を用
い、原料ガスとして99.9％Ｏ2を使用した。ＥＢ蒸着で
は、ＺｒＯ2−５.４ｗｔ％Ｙ2Ｏ3とＣｕ−８ｗｔ％Ａｌ
合金を各々０〜４５Å／ｓの間で蒸着速度を変化させて
蒸着した。その時、基材である無酸素銅側が１００％合
金層、表面層側でセラミックス１００％となるような直
線的な組成変化を示すＦＧＭ層を作製し、最表面のセラ
ミックス層もダイナミックミキシング法で作製した。各
層の厚さはＦＧＭ層が１０μｍ、セラミック層が５μ
ｍ、合計で15μm厚さのＴＢＣを得た。
【００１７】以上の様な方法で図５の４の部分を作製
後、マスクをはがし、次に４の部分にカバーをかけプラ
ズマ溶射法でガンを移動させながら５の部分を作製し
た。プラズマ溶射法でもダイナミックミキシング法と同
様なＴＢＣの構成とした。ここで、ＦＧＭ層は減圧溶射
法により作製した。その時、2台の粉末供給用ホッパー
を用い、これにメタル：セラミックスの混合率が、ａ＝
75：25，ｂ＝50：50，ｃ＝25：75，ｄ＝5：95の４種類
の混合粉末を供給し、２台のホッパーを順次切り替える
ことによって、プラズマガンに供給される原料粉末の混
合率を変化させた。そして、ＦＧＭ層の上に大気溶射法
によりセラミックス層を作製した。ＦＧＭ層の厚さは５
０μｍ、セラミックス層の厚さは５０〜８０μｍ、合計
で１００〜１３０μｍ厚さのＴＢＣを得た。作製した試
験片の断面を光学顕微鏡で観察してみたところ、図５の
模式図と同様に、連続的に厚さが変化するＴＢＣが作製
されていることがわかった。
後、マスクをはがし、次に４の部分にカバーをかけプラ
ズマ溶射法でガンを移動させながら５の部分を作製し
た。プラズマ溶射法でもダイナミックミキシング法と同
様なＴＢＣの構成とした。ここで、ＦＧＭ層は減圧溶射
法により作製した。その時、2台の粉末供給用ホッパー
を用い、これにメタル：セラミックスの混合率が、ａ＝
75：25，ｂ＝50：50，ｃ＝25：75，ｄ＝5：95の４種類
の混合粉末を供給し、２台のホッパーを順次切り替える
ことによって、プラズマガンに供給される原料粉末の混
合率を変化させた。そして、ＦＧＭ層の上に大気溶射法
によりセラミックス層を作製した。ＦＧＭ層の厚さは５
０μｍ、セラミックス層の厚さは５０〜８０μｍ、合計
で１００〜１３０μｍ厚さのＴＢＣを得た。作製した試
験片の断面を光学顕微鏡で観察してみたところ、図５の
模式図と同様に、連続的に厚さが変化するＴＢＣが作製
されていることがわかった。
【００１８】作製した試験片は平板状であるため同時に
異なる熱負荷をかけるような評価試験を行なえない。そ
こで、熱流束が５ＭＷ／ｍ2前後と、９０ＭＷ／ｍ2前後
の評価試験を行ない、試験後の試験片の損傷の有・無を
調べた。その結果を表１に示す。
異なる熱負荷をかけるような評価試験を行なえない。そ
こで、熱流束が５ＭＷ／ｍ2前後と、９０ＭＷ／ｍ2前後
の評価試験を行ない、試験後の試験片の損傷の有・無を
調べた。その結果を表１に示す。
【００１９】
【表１】
【００２０】以上の結果から、それぞれ異なる膜厚の部
分で必要な耐熱性をもったＦＧＭであることがわかっ
た。
分で必要な耐熱性をもったＦＧＭであることがわかっ
た。
【００２１】Ｃｕ−８ｗｔ％Ａｌ合金に代えて、Ｎｉ−
６ｗｔ％Ａｌ合金、Ｃｏ−２０ｗｔ％Ａｌ合金、Ｆｅ−
１０ｗｔ％Ａｌ合金を用いて同様の試験片を作成し、Ｃ
ｕ−８ｗｔ％Ａｌ合金を用いた場合と同様な試験結果を
得た。
６ｗｔ％Ａｌ合金、Ｃｏ−２０ｗｔ％Ａｌ合金、Ｆｅ−
１０ｗｔ％Ａｌ合金を用いて同様の試験片を作成し、Ｃ
ｕ−８ｗｔ％Ａｌ合金を用いた場合と同様な試験結果を
得た。
【００２２】（実施例２）実施例１から得られた基礎デ
ータをもとに、模擬ロケットエンジン燃焼室内壁へのコ
ーティングを行なった。図１に今回作製を試みたロケッ
トエンジンの燃焼室の断面模式図を示す。基材１は無酸
素銅であるため、ＴＢＣ９を構成するＦＧＭ層のメタル
成分にはＣｕに比べて耐酸化性に優れたＣｕ−８ｗｔ％
Ａｌ合金を用い、また冷却のための液体水素を通す冷却
剤通路１０を基材内に設けた。図１に示したように、燃
焼室は複雑な形状をしているのでこのまま内壁にコーテ
ィングすることは難しい。そこで、以下に述べるよう
な、燃焼室内部の空間部分と同じ形状のＡｌの中子の上
へＴＢＣ９を作製する方法でＴＢＣを形成した。ＴＢＣ
作製手順を図６に示す。
ータをもとに、模擬ロケットエンジン燃焼室内壁へのコ
ーティングを行なった。図１に今回作製を試みたロケッ
トエンジンの燃焼室の断面模式図を示す。基材１は無酸
素銅であるため、ＴＢＣ９を構成するＦＧＭ層のメタル
成分にはＣｕに比べて耐酸化性に優れたＣｕ−８ｗｔ％
Ａｌ合金を用い、また冷却のための液体水素を通す冷却
剤通路１０を基材内に設けた。図１に示したように、燃
焼室は複雑な形状をしているのでこのまま内壁にコーテ
ィングすることは難しい。そこで、以下に述べるよう
な、燃焼室内部の空間部分と同じ形状のＡｌの中子の上
へＴＢＣ９を作製する方法でＴＢＣを形成した。ＴＢＣ
作製手順を図６に示す。
【００２３】まず、Ａｌの中子の上へセラミックス被覆
層３をコーティングする。その上にＦＧＭ層２をセラミ
ックスからメタルへと成分を連続的に変化させてコーテ
ィングする。そして、基材１を電着により作製する。基
材１の電着の際、冷却剤通路を形成する。最後に、アル
カリ性の溶液（例えば、ＮａＯＨ等）によりＡｌ製の中
子を溶出する。本実施例では、ダイナミックミキシング
法とプラズマ溶射法の両方法でのＴＢＣの作製が終わっ
た時点で、基材１のＣｕ電着を行なった。またＴＢＣの
作製は、実施例１のコーティングを逆の順番で行なっ
た。まずプラズマ溶射法で作製する部分にはマスクをし
ておき、ダイナミックミキシング法により２０μｍのＴ
ＢＣを作製した。次にマスクをはがした後、実施例１と
同様に先に作製したＴＢＣの部分にカバーをかけ、図４
に示した膜厚分布図のように膜厚を連続的に変化させ
て、プラズマ溶射法によりその他の部分のＴＢＣを作製
した。このときのＦＧＭ層の組成は、セラミックス層内
に発生する熱応力を最小にするようにセラミックス１０
０％からメタル１００％へと連続的に変化させた。
層３をコーティングする。その上にＦＧＭ層２をセラミ
ックスからメタルへと成分を連続的に変化させてコーテ
ィングする。そして、基材１を電着により作製する。基
材１の電着の際、冷却剤通路を形成する。最後に、アル
カリ性の溶液（例えば、ＮａＯＨ等）によりＡｌ製の中
子を溶出する。本実施例では、ダイナミックミキシング
法とプラズマ溶射法の両方法でのＴＢＣの作製が終わっ
た時点で、基材１のＣｕ電着を行なった。またＴＢＣの
作製は、実施例１のコーティングを逆の順番で行なっ
た。まずプラズマ溶射法で作製する部分にはマスクをし
ておき、ダイナミックミキシング法により２０μｍのＴ
ＢＣを作製した。次にマスクをはがした後、実施例１と
同様に先に作製したＴＢＣの部分にカバーをかけ、図４
に示した膜厚分布図のように膜厚を連続的に変化させ
て、プラズマ溶射法によりその他の部分のＴＢＣを作製
した。このときのＦＧＭ層の組成は、セラミックス層内
に発生する熱応力を最小にするようにセラミックス１０
０％からメタル１００％へと連続的に変化させた。
【００２４】以上のようにして作製したロケットエンジ
ン燃焼室を評価するために、燃焼室中に液体酸素と液体
水素からなる燃焼ガスを通過させる燃焼試験を行なっ
た。その結果、本方法で内壁にコーティングを行なった
ロケットエンジンの燃焼室では試験後に何ら損傷はみら
れなかった。
ン燃焼室を評価するために、燃焼室中に液体酸素と液体
水素からなる燃焼ガスを通過させる燃焼試験を行なっ
た。その結果、本方法で内壁にコーティングを行なった
ロケットエンジンの燃焼室では試験後に何ら損傷はみら
れなかった。
【００２５】（実施例３）次に、模擬スクラムジェット
エンジン用燃焼室を作製した。スクラムジェットエンジ
ン用燃焼室では基材としてＮｉ基超合金を用い、ＦＧＭ
層のメタル成分としてＮｉ−２０ｗｔ％Ｃｒ合金、セラ
ミックス成分としてＺｒＯ2−５．４ｗｔ％Ｙ2Ｏ3を用
いた。ところでスペースプレーンでは、スクラムジェッ
トエンジンを胴体下面に装着するが、この際空気力学的
な要求からエンジンの断面形状は図２に示すような矩形
となると考えられる。そこで、冷却構造（冷却剤通路）
を有するＮｉ基超合金のパネルを作製し、その表面にコ
ーティングを行ない、４枚のパネルを組合せて燃焼室を
作製した。図７に模擬スクラムジェットエンジン燃焼室
の製造プロセスの簡略図を示す。
エンジン用燃焼室を作製した。スクラムジェットエンジ
ン用燃焼室では基材としてＮｉ基超合金を用い、ＦＧＭ
層のメタル成分としてＮｉ−２０ｗｔ％Ｃｒ合金、セラ
ミックス成分としてＺｒＯ2−５．４ｗｔ％Ｙ2Ｏ3を用
いた。ところでスペースプレーンでは、スクラムジェッ
トエンジンを胴体下面に装着するが、この際空気力学的
な要求からエンジンの断面形状は図２に示すような矩形
となると考えられる。そこで、冷却構造（冷却剤通路）
を有するＮｉ基超合金のパネルを作製し、その表面にコ
ーティングを行ない、４枚のパネルを組合せて燃焼室を
作製した。図７に模擬スクラムジェットエンジン燃焼室
の製造プロセスの簡略図を示す。
【００２６】コーティングは実施例１と同様に、まず熱
負荷の厳しいスロート部分以外をマスクし、ダイナミッ
クミキシング法によりスロート部分にＮｉ−２０ｗｔ％
Ｃｒ合金からＺｒＯ2−５．４ｗｔ％Ｙ2Ｏ3へと連続的
に組成が変化するＦＧＭ層を形成し、次いで最表面のＺ
ｒＯ2−５．４ｗｔ％Ｙ2Ｏ3層をコーティングした。次
にマスクをはがして、ＴＢＣを作製した部分にカバーを
かけ、プラズマ溶射法によってその他の部分にスロート
部分同様ＦＧＭ層を形成したのちセラミックス層をコー
ティングした。以上のようにしてＴＢＣを施した矩形の
燃焼室を構成する４枚のパネルを最後に接合して、スク
ラムジェットエンジン用燃焼室を作製した。
負荷の厳しいスロート部分以外をマスクし、ダイナミッ
クミキシング法によりスロート部分にＮｉ−２０ｗｔ％
Ｃｒ合金からＺｒＯ2−５．４ｗｔ％Ｙ2Ｏ3へと連続的
に組成が変化するＦＧＭ層を形成し、次いで最表面のＺ
ｒＯ2−５．４ｗｔ％Ｙ2Ｏ3層をコーティングした。次
にマスクをはがして、ＴＢＣを作製した部分にカバーを
かけ、プラズマ溶射法によってその他の部分にスロート
部分同様ＦＧＭ層を形成したのちセラミックス層をコー
ティングした。以上のようにしてＴＢＣを施した矩形の
燃焼室を構成する４枚のパネルを最後に接合して、スク
ラムジェットエンジン用燃焼室を作製した。
【００２７】以上のようにして作製したスクラムジェッ
トエンジン燃焼室を、実機条件を模擬した燃焼試験を行
なったところ本実施例のスクラムジェットエンジン燃焼
室も試験後に何ら損傷はなかった。
トエンジン燃焼室を、実機条件を模擬した燃焼試験を行
なったところ本実施例のスクラムジェットエンジン燃焼
室も試験後に何ら損傷はなかった。
【００２８】さらにＮｉ−２０ｗｔ％Ｃｒ合金に代え
て、Ｎｉ−１５ｗｔ％Ｃｒ合金、、Ｎｉ−２５ｗｔ％Ｃ
ｒ合金を用いて同様の燃焼室を作成し、燃焼試験を行っ
た結果、Ｎｉ−２０ｗｔ％Ｃｒ合金を用いた場合と同様
の結果を得た。
て、Ｎｉ−１５ｗｔ％Ｃｒ合金、、Ｎｉ−２５ｗｔ％Ｃ
ｒ合金を用いて同様の燃焼室を作成し、燃焼試験を行っ
た結果、Ｎｉ−２０ｗｔ％Ｃｒ合金を用いた場合と同様
の結果を得た。
【００２９】
【発明の効果】本発明によれば、エンジンの再生冷却燃
焼室の内壁面への遮熱コーティングの厚さを連続的に変
化させることが可能となり、場所によってかかる熱負荷
が異なっても前記内壁面を熱負荷から保護することがで
きる。
焼室の内壁面への遮熱コーティングの厚さを連続的に変
化させることが可能となり、場所によってかかる熱負荷
が異なっても前記内壁面を熱負荷から保護することがで
きる。
【００３０】また、遮熱コーティング層として遮熱性に
優れたセラミックス層を設け、さらに基材と前記セラミ
ックス層の間に、基材と最表面のセラミックスの両成分
の組成を連続的に変化させる傾斜層を設けることによ
り、基材とセラミックス層の熱膨張率の違いから生じる
熱応力の発生を防ぐことができる。
優れたセラミックス層を設け、さらに基材と前記セラミ
ックス層の間に、基材と最表面のセラミックスの両成分
の組成を連続的に変化させる傾斜層を設けることによ
り、基材とセラミックス層の熱膨張率の違いから生じる
熱応力の発生を防ぐことができる。
【図１】本発明をロケットエンジンに適用した実施例の
縦及び横断面模式図である。
縦及び横断面模式図である。
【図２】本発明をスクラムジェットエンジンに適用した
実施例の縦及び横断面模式図である。
実施例の縦及び横断面模式図である。
【図３】本発明の遮熱コーティングの例を示す断面模式
図である。
図である。
【図４】燃焼室内の熱流束及び最適膜厚分布の例を示す
グラフである。
グラフである。
【図５】本発明の遮熱コーティングを施した試験片の例
を示す断面模式図である。
を示す断面模式図である。
【図６】本発明の実施例である模擬ロケットエンジン燃
焼室の製造プロセスを示す部分断面図である。
焼室の製造プロセスを示す部分断面図である。
【図７】本発明の実施例である模擬スクラムジェットエ
ンジン燃焼室の製造プロセスを示す部分断面図である。
ンジン燃焼室の製造プロセスを示す部分断面図である。
【図８】本発明の実施例であるスペースプレーンのエン
ジンの一つである液体ロケットエンジンの概略図（一部
断面）である。
ジンの一つである液体ロケットエンジンの概略図（一部
断面）である。
１ 基材、 ２ ＦＧＭ層 ３ セラミックス層 ４ ダイナミックミキシング法により作製した遮熱コー
ティング ５ プラズマ溶射法により作製した遮熱コーティング ９ ＴＢＣ（遮熱コーティング） １０ 冷却剤通路 １００ インジェクタ ２００ 燃料・酸化剤配管 ３００ 再生冷却式燃焼室 ４００ ノズル
ティング ５ プラズマ溶射法により作製した遮熱コーティング ９ ＴＢＣ（遮熱コーティング） １０ 冷却剤通路 １００ インジェクタ ２００ 燃料・酸化剤配管 ３００ 再生冷却式燃焼室 ４００ ノズル
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 児島 慶享 茨城県日立市久慈町4026番地 株式会社 日立製作所 日立研究所内 (72)発明者 近崎 充夫 茨城県日立市久慈町4026番地 株式会社 日立製作所 日立研究所内 (72)発明者 有川 秀行 茨城県日立市久慈町4026番地 株式会社 日立製作所 日立研究所内 (56)参考文献 特開 昭62−211390（ＪＰ，Ａ) 特開 平１−110867（ＪＰ，Ａ) 特開 平１−184261（ＪＰ，Ａ) 特開 平４−126922（ＪＰ，Ａ) 特開 平５−209807（ＪＰ，Ａ) 実開 昭62−157968（ＪＰ，Ｕ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F02K 7/14 F02K 9/62 F23R 3/42 F02K 9/34 F16L 58/14
Claims (6)
- 【請求項１】 再生冷却式燃焼室と、該再生冷却式燃焼
室に燃料及び酸化剤を供給するインジェクタと、前記再
生冷却式燃焼室の冷却剤通路と前記インジェクタを接続
する燃料・酸化剤配管と、前記再生冷却式燃焼室に接続
され燃焼ガスを外部に放出する末広がりの構造からなる
ノズルとを含み、前記燃焼室はその軸方向の断面が前記
インジェクタ側から燃焼ガスの下流側に沿って前記燃焼
ガスを収縮させるようにスロット部を有し、該スロット
部から前記ノズルに沿って末広がりの構造を有し、前記
燃焼室がその軸方向に対して直角の断面が円形であるロ
ケットエンジンと、前記燃焼室がその軸方向に対して直
角の断面が四辺形であるスクラムジェットエンジンとを
備えたスペースプレーンにおいて、前記ロケットエンジ
ン及びスクラムジェットエンジンの各燃焼室の内壁基材
面に厚さ１０〜１５０μｍの遮熱コーティングを有し、
該遮熱コーティングの厚さが、熱負荷の度合いに応じ
て、該熱負荷の度合いが大きいほど薄くなるように、該
燃焼室軸方向に連続的に変化していることを特徴とする
スペースプレーン。 - 【請求項２】 遮熱コーティングが、金属とセラミック
スの混合層であり、かつその組成が膜厚方向に連続的に
変化する内層側の傾斜被覆層と外層側のセラミックス層
とからなることを特徴とする請求項１に記載のスペース
プレーン。 - 【請求項３】 遮熱コーティング内のセラミックス層が
完全安定化又は部分安定化ジルコニア系セラミックスよ
りなることを特徴とする請求項２に記載のスペースプレ
ーン。 - 【請求項４】 遮熱コーティング内の傾斜被覆層は、セ
ラミックス成分が完全安定化又は部分安定化ジルコニア
系セラミックス、メタル成分が基材と熱膨張率が実質的
に同一である合金からなることを特徴とする請求項２ま
たは３に記載のスペースプレーン。 - 【請求項５】 メタル成分がＮｉ、Ｃｏ、Ｆｅ、Ｃｕの
少なくとも一つを主成分とし、（６〜２０）ｗｔ％Ａｌ
を含む合金もしくはＮｉ−（１５〜２５）ｗｔ％Ｃｒ合
金からなることを特徴とする請求項４に記載のスペース
プレーン。 - 【請求項６】 再生冷却式燃焼室と、該再生冷却式燃焼
室に燃料及び酸化剤を供給するインジェクタと、前記再
生冷却式燃焼室の冷却剤通路と前記インジェクタを接続
する燃料・酸化剤配管と、前記再生冷却式燃焼室に接続
され燃焼ガスを外部に放出する末広がりの構造からなる
ノズルとを含み、前記燃焼室はその軸方向の断面が前記
インジェクタ側から燃焼ガスの下流側に沿って前記燃焼
ガスを収縮させるようにスロット部を有し、該スロット
部から前記ノズルに沿って末広がりの構造を有し、前記
燃焼室がその軸方向に対して直角の断面が円形であるロ
ケットエンジンと、前記燃焼室がその軸方向に対して直
角の断面が四辺形であるスクラムジェットエンジンとを
備え、前記ロケットエンジン及びスクラムジェットエン
ジンの各燃焼室の内壁に遮熱コーティングを形成するス
ペースプレーンの製造方法において、前記遮熱コーティ
ングの厚みが１０〜３０μｍである範囲をダイナミック
ミキシング法で形成し、３０μｍを越える厚みである範
囲の遮熱コーティングをプラズマ溶射法によって形成す
ることを特徴とするスペースプレーンの製造方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP04147394A JP3091892B2 (ja) | 1992-06-08 | 1992-06-08 | スペースプレーンとその製造方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP04147394A JP3091892B2 (ja) | 1992-06-08 | 1992-06-08 | スペースプレーンとその製造方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06167245A JPH06167245A (ja) | 1994-06-14 |
| JP3091892B2 true JP3091892B2 (ja) | 2000-09-25 |
Family
ID=15429284
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP04147394A Expired - Lifetime JP3091892B2 (ja) | 1992-06-08 | 1992-06-08 | スペースプレーンとその製造方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3091892B2 (ja) |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20010001558A (ko) * | 1999-06-05 | 2001-01-05 | 장근호 | 재생 냉각형 로켓 엔진 연소실 |
| JP5578801B2 (ja) * | 2009-03-31 | 2014-08-27 | 三菱重工業株式会社 | コーティング層の物性値測定方法 |
| FR2947871B1 (fr) * | 2009-07-09 | 2011-11-25 | Snecma | Barriere anti-condensation sur circuit regeneratif |
| FR2953907B1 (fr) | 2009-12-11 | 2012-11-02 | Snecma | Chambre de combustion pour turbomachine |
| DE102010004960A1 (de) * | 2010-01-20 | 2011-07-21 | J. Eberspächer GmbH & Co. KG, 73730 | Rohrkörper und Abgasanlage |
| JP6806618B2 (ja) | 2017-04-10 | 2021-01-06 | 三菱重工業株式会社 | ラムジェットエンジンの再生冷却器及びその製造方法 |
| CN113153574B (zh) * | 2021-04-22 | 2022-07-05 | 北京航天动力研究所 | 一种可重复使用的快捷连接夹层式燃烧室 |
-
1992
- 1992-06-08 JP JP04147394A patent/JP3091892B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH06167245A (ja) | 1994-06-14 |
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