JPH0719119A - エアターボラムジェットエンジンの金属燃料燃焼方法 - Google Patents
エアターボラムジェットエンジンの金属燃料燃焼方法Info
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- JPH0719119A JPH0719119A JP16295093A JP16295093A JPH0719119A JP H0719119 A JPH0719119 A JP H0719119A JP 16295093 A JP16295093 A JP 16295093A JP 16295093 A JP16295093 A JP 16295093A JP H0719119 A JPH0719119 A JP H0719119A
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- metal fuel
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Abstract
(57)【要約】
【目的】エアターボラムジェットエンジンの推力を大幅
に向上させる。 【構成】ボロンを数ミクロンから１０ミクロン程度の微
細粒子とした金属燃料２２は、供給装置２０から送出さ
れ、ストラット１４およびノーズコーン２内の管路を経
て、金属燃料噴出管２７の噴出孔２７ａから、圧縮空気
と燃料ガスとを互いに混合するミキサー７の下流に噴出
される。噴出された金属燃料２２は圧縮空気と燃料ガス
との混合流に乗って拡散されて燃焼室内で燃焼し、１ｋ
ｇあたり１４，０００キロカロリーもの熱量を発生す
る。これにより、燃焼ガスはさらに加熱されて膨張し、
より高速のジェット噴流となって噴出するから極めて大
きな推力を得ることができる。
に向上させる。 【構成】ボロンを数ミクロンから１０ミクロン程度の微
細粒子とした金属燃料２２は、供給装置２０から送出さ
れ、ストラット１４およびノーズコーン２内の管路を経
て、金属燃料噴出管２７の噴出孔２７ａから、圧縮空気
と燃料ガスとを互いに混合するミキサー７の下流に噴出
される。噴出された金属燃料２２は圧縮空気と燃料ガス
との混合流に乗って拡散されて燃焼室内で燃焼し、１ｋ
ｇあたり１４，０００キロカロリーもの熱量を発生す
る。これにより、燃焼ガスはさらに加熱されて膨張し、
より高速のジェット噴流となって噴出するから極めて大
きな推力を得ることができる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、エアターボラムジェッ
トエンジンに関し、より詳しくはその推力を向上させる
技術の改良に関する。
トエンジンに関し、より詳しくはその推力を向上させる
技術の改良に関する。
【０００２】
【従来の技術】ターボジェットとラムジェットのコンバ
インドサイクルとして、低亜音速から高マッハ数、低空
から高空までと幅広い飛行範囲で運用可能なエアターボ
ラムジェットエンジンが知られている。図４に模式的に
示すように、従来のエアターボラムジェットエンジン９
０は、円筒状のシュラウド１と、このシュラウド１の内
部に同軸に設けられた流線型状のセンタボディ２を有し
ている。そして、図示左側の空気取り入れ口３から吸い
込んだ空気を、低速時には圧縮機４により、また高速時
にはラム圧により圧縮するとともに、この圧縮された吸
い込み空気の流れＡと、燃料ガス発生器２０で発生した
燃料ガスの流れＢとを、ミキサー９により混合し、燃焼
室１１で燃焼させて図示右側の噴出孔１２から噴出する
ようにされている。
インドサイクルとして、低亜音速から高マッハ数、低空
から高空までと幅広い飛行範囲で運用可能なエアターボ
ラムジェットエンジンが知られている。図４に模式的に
示すように、従来のエアターボラムジェットエンジン９
０は、円筒状のシュラウド１と、このシュラウド１の内
部に同軸に設けられた流線型状のセンタボディ２を有し
ている。そして、図示左側の空気取り入れ口３から吸い
込んだ空気を、低速時には圧縮機４により、また高速時
にはラム圧により圧縮するとともに、この圧縮された吸
い込み空気の流れＡと、燃料ガス発生器２０で発生した
燃料ガスの流れＢとを、ミキサー９により混合し、燃焼
室１１で燃焼させて図示右側の噴出孔１２から噴出する
ようにされている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】したがって、従来のエ
アターボラムジェットエンジン９０の推力を向上させる
ためには、より多量の燃料ガスをより高温で燃焼させる
必要があるが、従来から用いられているヒドラジンや液
体水素等の燃料ではその単位重量あたりの発熱量が高く
ないこともあり、その推力を大きく向上させることがで
きなかった。
アターボラムジェットエンジン９０の推力を向上させる
ためには、より多量の燃料ガスをより高温で燃焼させる
必要があるが、従来から用いられているヒドラジンや液
体水素等の燃料ではその単位重量あたりの発熱量が高く
ないこともあり、その推力を大きく向上させることがで
きなかった。
【０００４】そこで、本発明は上記のような現状に着眼
してなされたものであって、その推力を大幅に向上させ
ることができるエアターボラムジェットエンジンを提供
することを目的とする。
してなされたものであって、その推力を大幅に向上させ
ることができるエアターボラムジェットエンジンを提供
することを目的とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】前記の課題は、本発明
の、金属燃料を、燃料ガスと吸い込み空気とを混合する
ミキサーの下流に拡散し、前記燃料ガスとともに燃焼室
内で燃焼させることを特徴とするエアターボラムジェッ
トエンジンの金属燃料燃焼方法によって達成される。
の、金属燃料を、燃料ガスと吸い込み空気とを混合する
ミキサーの下流に拡散し、前記燃料ガスとともに燃焼室
内で燃焼させることを特徴とするエアターボラムジェッ
トエンジンの金属燃料燃焼方法によって達成される。
【０００６】
【作用】金属燃料の単位重量あたり発熱量は、従来から
用いられているヒドラジン等の燃料に比較して大幅に高
いので、この金属燃料を燃焼させることにより燃焼温度
を向上させて高い推力を得ることができる。
用いられているヒドラジン等の燃料に比較して大幅に高
いので、この金属燃料を燃焼させることにより燃焼温度
を向上させて高い推力を得ることができる。
【０００７】
【実施例】本発明のエアターボラムジェットエンジンの
金属燃料燃焼方法を適用したエアターボラムジェットエ
ンジンの実施例について、図面に基づいて詳細に説明す
る。
金属燃料燃焼方法を適用したエアターボラムジェットエ
ンジンの実施例について、図面に基づいて詳細に説明す
る。
【０００８】実施例１ 図１に示すように、本実施例１のエアターボラムジェッ
トエンジン１００は、円筒状のシュラウド１と、このシ
ュラウド１の内側にストラット１４・１５により固定さ
れた流線型のセンタボディ２を有している。そして、こ
のセンタボディ２の内部には、圧縮機のロータ翼３を駆
動回転させる主軸１６がベアリング１１・１２により前
記センタボディ２に対して回転自在に支持されている。
そして、この主軸１６の内部には金属燃料噴出管２７が
挿通されている。
トエンジン１００は、円筒状のシュラウド１と、このシ
ュラウド１の内側にストラット１４・１５により固定さ
れた流線型のセンタボディ２を有している。そして、こ
のセンタボディ２の内部には、圧縮機のロータ翼３を駆
動回転させる主軸１６がベアリング１１・１２により前
記センタボディ２に対して回転自在に支持されている。
そして、この主軸１６の内部には金属燃料噴出管２７が
挿通されている。
【０００９】また、前記シュラウド１の外部に設けられ
た燃料ガス発生器１０から供給される燃料ガスが、前記
ストラット１５の内部に設けられた燃料ガス通路１５ａ
を通った後、マニホールド６の噴出孔６ａから後方に噴
出するようにされている。
た燃料ガス発生器１０から供給される燃料ガスが、前記
ストラット１５の内部に設けられた燃料ガス通路１５ａ
を通った後、マニホールド６の噴出孔６ａから後方に噴
出するようにされている。
【００１０】前記主軸１６の大径部の外周にはタービン
翼５が設けられており、前記マニホールド６から噴出さ
れる燃料ガスの噴流を受けて主軸１６を回転するように
されている。前記主軸１６が回転すると、この主軸１６
の先端に取り付けられた圧縮機のロータ翼３が回転さ
れ、前記シュラウド１に固定されたステータ翼４ととも
に吸い込み空気を圧縮する。そして、圧縮された吸い込
み空気と前記燃料ガスは、ミキサー７により互いに混合
された後、図示されない点火栓により着火されて燃焼室
９内で燃焼するようにされている。
翼５が設けられており、前記マニホールド６から噴出さ
れる燃料ガスの噴流を受けて主軸１６を回転するように
されている。前記主軸１６が回転すると、この主軸１６
の先端に取り付けられた圧縮機のロータ翼３が回転さ
れ、前記シュラウド１に固定されたステータ翼４ととも
に吸い込み空気を圧縮する。そして、圧縮された吸い込
み空気と前記燃料ガスは、ミキサー７により互いに混合
された後、図示されない点火栓により着火されて燃焼室
９内で燃焼するようにされている。
【００１１】次に、前記ミキサー７の下流に金属燃料粒
子を噴出させる金属燃料供給装置２０について説明す
る。前記シュラウド１の外部に設けられた貯蔵タンク２
１には金属燃料２２が蓄えられており、この金属燃料２
２は定量供給装置２３により燃料配管２６に送出される
ようになっている。また、この定量供給装置２３の下流
には、金属燃料２２と、加圧ガスタンク２５から供給さ
れる燃料圧送用の高圧ガスとを混合するミキサー２４が
設けられている。これにより、金属燃料２２は高圧ガス
の流れに乗って燃料配管２６から前記ストラット１４お
よびノーズコーン２ａ内に設けられた燃料通路を通り、
前記金属燃料噴出管２７に送られる。この金属燃料噴出
管２７の後部端末には半径方向外側に向かって延びる複
数の分岐が設けられ、その先端に設けられた噴出孔２７
ａから金属燃料２２を、前記ミキサー７の下流に噴出す
るようにされている。これにより、金属燃料２２は、吸
い込み空気と燃料ガスとの混合気の流れに乗って燃焼室
に向かって拡散される。
子を噴出させる金属燃料供給装置２０について説明す
る。前記シュラウド１の外部に設けられた貯蔵タンク２
１には金属燃料２２が蓄えられており、この金属燃料２
２は定量供給装置２３により燃料配管２６に送出される
ようになっている。また、この定量供給装置２３の下流
には、金属燃料２２と、加圧ガスタンク２５から供給さ
れる燃料圧送用の高圧ガスとを混合するミキサー２４が
設けられている。これにより、金属燃料２２は高圧ガス
の流れに乗って燃料配管２６から前記ストラット１４お
よびノーズコーン２ａ内に設けられた燃料通路を通り、
前記金属燃料噴出管２７に送られる。この金属燃料噴出
管２７の後部端末には半径方向外側に向かって延びる複
数の分岐が設けられ、その先端に設けられた噴出孔２７
ａから金属燃料２２を、前記ミキサー７の下流に噴出す
るようにされている。これにより、金属燃料２２は、吸
い込み空気と燃料ガスとの混合気の流れに乗って燃焼室
に向かって拡散される。
【００１２】前記金属燃料２２は、本実施例１において
はボロンを数ミクロンから最大１０ミクロン程度の大き
さの微細粒子としたものである。そして、このボロン燃
料は、従来燃料のヒドラジンが燃焼して発生する１ｋｇ
あたり約４，７００キロカロリーの発熱量に対して、約
１８００℃で燃焼して１ｋｇあたり約１４，０００キロ
カロリーの発熱量を発生する。なお、本実施例１では、
金属燃料としてボロンを用いることとしたが、これに代
えて、例えばアルミニウム（同発熱量９，０００キロカ
ロリー／ｋｇ）やベリリウム（同１６，０００キロカロ
リー／ｋｇ）等の金属を燃料として用いることとしても
良い。
はボロンを数ミクロンから最大１０ミクロン程度の大き
さの微細粒子としたものである。そして、このボロン燃
料は、従来燃料のヒドラジンが燃焼して発生する１ｋｇ
あたり約４，７００キロカロリーの発熱量に対して、約
１８００℃で燃焼して１ｋｇあたり約１４，０００キロ
カロリーの発熱量を発生する。なお、本実施例１では、
金属燃料としてボロンを用いることとしたが、これに代
えて、例えばアルミニウム（同発熱量９，０００キロカ
ロリー／ｋｇ）やベリリウム（同１６，０００キロカロ
リー／ｋｇ）等の金属を燃料として用いることとしても
良い。
【００１３】前記ミキサー７の下流に噴出された金属燃
料２２は、吸い込み空気と燃料ガスとの混合流に乗って
拡散され燃焼室９に向かう。この燃焼室９においては燃
料ガスが燃焼してその内部温度は最高２０００℃にも達
するので、本実施例１で金属燃料として用いられている
ボロンは完全に燃焼し大量の熱量を発生する。これによ
り、燃焼ガスはさらに加熱されて膨張し、高速のジェッ
ト噴流となって後方に噴出するから極めて大きな推力を
得ることができる。
料２２は、吸い込み空気と燃料ガスとの混合流に乗って
拡散され燃焼室９に向かう。この燃焼室９においては燃
料ガスが燃焼してその内部温度は最高２０００℃にも達
するので、本実施例１で金属燃料として用いられている
ボロンは完全に燃焼し大量の熱量を発生する。これによ
り、燃焼ガスはさらに加熱されて膨張し、高速のジェッ
ト噴流となって後方に噴出するから極めて大きな推力を
得ることができる。
【００１４】すなわち、本実施例１のエアターボラムジ
ェットエンジン１００においては、燃焼して極めて高い
熱量を発生するボロンを微細粒子としたものを金属燃料
として用い、かつ圧縮された吸い込み空気と燃料ガスと
を互いに混合するミキサー７の下流に噴出し、この混合
ガスの流れに乗せて拡散するようにしたので、燃焼室９
内で確実に燃焼させて大きな推力を得ることができる。
また、金属燃料２２を前記ミキサー７の下流に噴出させ
ることとしたので、圧縮機のロータ３やステータ４、も
しくはタービン５と接触してこれらを損傷させることが
ない。
ェットエンジン１００においては、燃焼して極めて高い
熱量を発生するボロンを微細粒子としたものを金属燃料
として用い、かつ圧縮された吸い込み空気と燃料ガスと
を互いに混合するミキサー７の下流に噴出し、この混合
ガスの流れに乗せて拡散するようにしたので、燃焼室９
内で確実に燃焼させて大きな推力を得ることができる。
また、金属燃料２２を前記ミキサー７の下流に噴出させ
ることとしたので、圧縮機のロータ３やステータ４、も
しくはタービン５と接触してこれらを損傷させることが
ない。
【００１５】実施例２ 本発明の請求項２に記載した、金属燃料粒子を火炎保持
器の下流に拡散させることを特徴とするエアターボラム
ジェットエンジンの１実施例について、図２および図３
を用いて説明する。ここで、図２は、このエアターボラ
ムジェットエンジンを模式的に示す全体断面図、図３は
火炎保持器をその軸線に対して垂直に切断した断面図で
ある。
器の下流に拡散させることを特徴とするエアターボラム
ジェットエンジンの１実施例について、図２および図３
を用いて説明する。ここで、図２は、このエアターボラ
ムジェットエンジンを模式的に示す全体断面図、図３は
火炎保持器をその軸線に対して垂直に切断した断面図で
ある。
【００１６】図２に示すように、本実施例２のエアター
ボラムジェットエンジン２００においては、燃焼室９の
内部に設けられる複数の火炎保持器８が、シュラウド１
の内面から半径方向内側に向かって延びるように設けら
れている。そして、この火炎保持器８の下流側には、金
属燃料噴出管３７がこの火炎保持器８と平行に設けられ
ており、その側部には噴出孔３８が設けられている。さ
らに、この金属燃料噴出管３７には、上述の実施例１で
用いた燃料供給装置２０と同一の構造を有する燃料供給
装置３０が接続されて、前記噴出孔３８から金属燃料２
２を燃焼室９内に噴出するようにされている。これによ
り、前記燃料噴出孔３８から噴出された金属燃料２２
は、前記火炎保持器８によって生成される吸い込み空気
と燃料ガスとの混合流の乱流によって燃焼室９内に拡散
されて燃焼する。
ボラムジェットエンジン２００においては、燃焼室９の
内部に設けられる複数の火炎保持器８が、シュラウド１
の内面から半径方向内側に向かって延びるように設けら
れている。そして、この火炎保持器８の下流側には、金
属燃料噴出管３７がこの火炎保持器８と平行に設けられ
ており、その側部には噴出孔３８が設けられている。さ
らに、この金属燃料噴出管３７には、上述の実施例１で
用いた燃料供給装置２０と同一の構造を有する燃料供給
装置３０が接続されて、前記噴出孔３８から金属燃料２
２を燃焼室９内に噴出するようにされている。これによ
り、前記燃料噴出孔３８から噴出された金属燃料２２
は、前記火炎保持器８によって生成される吸い込み空気
と燃料ガスとの混合流の乱流によって燃焼室９内に拡散
されて燃焼する。
【００１７】すなわち、本実施例２のエアターボラムジ
ェットエンジン２００においては、燃焼室９内に設けら
れる火炎保持器８を、シュラウド１の内面から半径方向
内側に向かって延びるようにするとともに、金属燃料噴
出管３７を、この火炎保持器８の下流側に沿うように設
けた。これにより、金属燃料供給装置３０からこの金属
燃料噴出管３７に到る燃料の経路が短縮されて、このエ
アターボラムジェットエンジン２００の構造を簡単にす
ることができるとともに、より一層重量を軽減すること
ができた。また、金属燃料２２を火炎保持器８の下流に
噴出させることとしたので、金属燃料が火炎保持器８に
接触することがなく、したがって、火炎保持器８の耐久
性を向上させることができた。
ェットエンジン２００においては、燃焼室９内に設けら
れる火炎保持器８を、シュラウド１の内面から半径方向
内側に向かって延びるようにするとともに、金属燃料噴
出管３７を、この火炎保持器８の下流側に沿うように設
けた。これにより、金属燃料供給装置３０からこの金属
燃料噴出管３７に到る燃料の経路が短縮されて、このエ
アターボラムジェットエンジン２００の構造を簡単にす
ることができるとともに、より一層重量を軽減すること
ができた。また、金属燃料２２を火炎保持器８の下流に
噴出させることとしたので、金属燃料が火炎保持器８に
接触することがなく、したがって、火炎保持器８の耐久
性を向上させることができた。
【００１８】
【発明の効果】本発明のエアターボラムジェットエンジ
ンは、燃料ガスと吸い込み空気とを混合するミキサーの
下流に拡散した金属燃料を、前記燃料ガスとともに燃焼
室内で燃焼させることとしたので、以下のような優れた
効果が得られた。すなわち、金属燃料は燃焼すると従来
のヒドラジン等の燃料に比較して大幅に高い熱量を発生
するから、燃焼ガスは加熱されて膨張し、より高速のジ
ェット噴流となって後方に噴出して極めて大きな推力を
得ることができる。したがって、本発明の金属燃料の燃
焼方法を適用したエアターボラムジェットエンジンは、
小型軽量でありながら高い推力を得ることができ、例え
ば無人偵察機や標的機のような高速飛翔体、もしくは宇
宙往還機等に最適なエンジンとすることができる。
ンは、燃料ガスと吸い込み空気とを混合するミキサーの
下流に拡散した金属燃料を、前記燃料ガスとともに燃焼
室内で燃焼させることとしたので、以下のような優れた
効果が得られた。すなわち、金属燃料は燃焼すると従来
のヒドラジン等の燃料に比較して大幅に高い熱量を発生
するから、燃焼ガスは加熱されて膨張し、より高速のジ
ェット噴流となって後方に噴出して極めて大きな推力を
得ることができる。したがって、本発明の金属燃料の燃
焼方法を適用したエアターボラムジェットエンジンは、
小型軽量でありながら高い推力を得ることができ、例え
ば無人偵察機や標的機のような高速飛翔体、もしくは宇
宙往還機等に最適なエンジンとすることができる。
【図１】本発明に係る実施例１のエアターボラムジェッ
トエンジンを示す全体断面図である。
トエンジンを示す全体断面図である。
【図２】本発明に係る実施例２のエアターボラムジェッ
トエンジンを模式的に示す全体断面図である。
トエンジンを模式的に示す全体断面図である。
【図３】実施例２の金属燃料噴出管から噴出されて拡散
する金属燃料を示す説明図である。
する金属燃料を示す説明図である。
【図４】従来のエアターボラムジェットエンジンを模式
的に示す全体断面図である。
的に示す全体断面図である。
１ シュラウド ２ センタボディ ２ａ ノーズコーン ３ ロータ翼 ４ ステータ翼 ５ タービン ６ 燃料ガスマニホールド ７ ミキサー ８ 保炎器 ９ 燃焼室 １０ 燃料ガス発生器 １１ ベアリング １２ ベアリング １３ ハウジング １４ ストラット １４ａ 金属燃料供給通路 １５ ストラット １６ 主軸 ２０ 金属燃料供給装置 ２１ 金属燃料貯蔵タンク ２２ 金属燃料 ２３ 定量供給装置 ２４ ミキサー ２５ 加圧流体タンク ２６ 金属燃料配管 ２７ 金属燃料配管 ２８ 金属燃料噴出孔 ３０ 金属燃料供給装置 ３１ 金属燃料貯蔵タンク ３２ 金属燃料 ３３ 定量供給装置 ３４ ミキサー ３５ 加圧流体タンク ３６ 金属燃料配管 ３７ 金属燃料噴出管 ３８ 金属燃料噴出孔 ９０ 従来のエアターボラムジェットエンジン １００ 実施例１のエアターボラムジェットエンジン ２００ 実施例２のエアターボラムジェットエンジン
Claims (2)
- 【請求項１】金属燃料を、燃料ガスと吸い込み空気とを
混合するミキサーの下流に拡散し、前記燃料ガスととも
に燃焼室内で燃焼させることを特徴とするエアターボラ
ムジェットエンジンの金属燃料燃焼方法。 - 【請求項２】前記金属燃料を火炎保持器の下流に拡散す
ることを特徴とする請求項１に記載のエアターボラムジ
ェットエンジンにおける金属燃料燃焼方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP16295093A JPH0719119A (ja) | 1993-06-30 | 1993-06-30 | エアターボラムジェットエンジンの金属燃料燃焼方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP16295093A JPH0719119A (ja) | 1993-06-30 | 1993-06-30 | エアターボラムジェットエンジンの金属燃料燃焼方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0719119A true JPH0719119A (ja) | 1995-01-20 |
Family
ID=15764350
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP16295093A Withdrawn JPH0719119A (ja) | 1993-06-30 | 1993-06-30 | エアターボラムジェットエンジンの金属燃料燃焼方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0719119A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104863751A (zh) * | 2015-03-27 | 2015-08-26 | 冯志新 | 环形喷气式双转子涡扇航空发动机 |
| WO2017075717A1 (en) * | 2015-11-04 | 2017-05-11 | 1589549 Alberta Ltd. | Precooled air breathing engine |
| CN108791792A (zh) * | 2018-06-15 | 2018-11-13 | 西南科技大学 | 一种水反应金属燃料旋流冲压船舶推进系统 |
| CN114109651A (zh) * | 2021-11-09 | 2022-03-01 | 宁波天擎航天科技有限公司 | 一种固态燃料火箭组合冲压发动机 |
-
1993
- 1993-06-30 JP JP16295093A patent/JPH0719119A/ja not_active Withdrawn
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104863751A (zh) * | 2015-03-27 | 2015-08-26 | 冯志新 | 环形喷气式双转子涡扇航空发动机 |
| WO2017075717A1 (en) * | 2015-11-04 | 2017-05-11 | 1589549 Alberta Ltd. | Precooled air breathing engine |
| CN108791792A (zh) * | 2018-06-15 | 2018-11-13 | 西南科技大学 | 一种水反应金属燃料旋流冲压船舶推进系统 |
| CN114109651A (zh) * | 2021-11-09 | 2022-03-01 | 宁波天擎航天科技有限公司 | 一种固态燃料火箭组合冲压发动机 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20000905 |