JPH08135503A - 航空機エンジンの流体混合器 - Google Patents
航空機エンジンの流体混合器Info
- Publication number
- JPH08135503A JPH08135503A JP27813294A JP27813294A JPH08135503A JP H08135503 A JPH08135503 A JP H08135503A JP 27813294 A JP27813294 A JP 27813294A JP 27813294 A JP27813294 A JP 27813294A JP H08135503 A JPH08135503 A JP H08135503A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- flow
- guide wall
- fluid mixer
- fluid
- wing tips
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Withdrawn
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/46—Nozzles having means for adding air to the jet or for augmenting the mixing region between the jet and the ambient air, e.g. for silencing
- F02K1/48—Corrugated nozzles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 航空機エンジンの流体混合器に係り、大型化
による重量の増加を抑制するとともに、流体の剥離現象
の発生を防止し、混合促進により燃焼効率の向上を図
る。 【構成】 ファン流とコア流とを周方向に交互に内側及
び外側に導いて、二つの流体の混合化を図る流体混合器
において、二つの流体を導く案内壁の横断面形状が波形
形状に形成され、該波形形状が下流ほど漸次大きくなる
設定がなされるとともに、案内壁に、流体の案内方向に
沿うとともに、周方向に突出状態のウイングチップが形
成される構成を採用する。
による重量の増加を抑制するとともに、流体の剥離現象
の発生を防止し、混合促進により燃焼効率の向上を図
る。 【構成】 ファン流とコア流とを周方向に交互に内側及
び外側に導いて、二つの流体の混合化を図る流体混合器
において、二つの流体を導く案内壁の横断面形状が波形
形状に形成され、該波形形状が下流ほど漸次大きくなる
設定がなされるとともに、案内壁に、流体の案内方向に
沿うとともに、周方向に突出状態のウイングチップが形
成される構成を採用する。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、航空機エンジンの流体
混合器に係り、特に、アフタバーナ等のファン流及びコ
ア流の２層流の混合性を高める技術に関するものであ
る。
混合器に係り、特に、アフタバーナ等のファン流及びコ
ア流の２層流の混合性を高める技術に関するものであ
る。
【０００２】
【従来の技術】図３は、アフタバーナを有する航空機エ
ンジン（ガスタービンエンジン）の構造例を示してい
る。
ンジン（ガスタービンエンジン）の構造例を示してい
る。
【０００３】該航空機エンジン１にあっては、空気を取
り入れるファン２と、取り入れた空気を圧縮する圧縮機
３と、圧縮した空気に燃料を混合して燃焼させる燃焼器
４と、該燃焼器４の燃焼ガスによりファン２及び圧縮機
３を駆動するタービン５と、新たに付加した燃料の再燃
焼を行なうアフタバーナ６とを具備している。
り入れるファン２と、取り入れた空気を圧縮する圧縮機
３と、圧縮した空気に燃料を混合して燃焼させる燃焼器
４と、該燃焼器４の燃焼ガスによりファン２及び圧縮機
３を駆動するタービン５と、新たに付加した燃料の再燃
焼を行なうアフタバーナ６とを具備している。
【０００４】そして、アフタバーナ６の部分には、三角
形断面等を有し下流に乱流域Ｘを形成して保炎を行なう
保炎器７と、燃料を噴出させるための燃料ノズル８と、
点火栓９とが配され、アフタバーナ６による燃焼ガス
を、アウターダクト１０の内側の燃焼器ライナ１１内部
を経由して排気ノズル１２から噴出させることにより、
推力の増加を図るようにしている。
形断面等を有し下流に乱流域Ｘを形成して保炎を行なう
保炎器７と、燃料を噴出させるための燃料ノズル８と、
点火栓９とが配され、アフタバーナ６による燃焼ガス
を、アウターダクト１０の内側の燃焼器ライナ１１内部
を経由して排気ノズル１２から噴出させることにより、
推力の増加を図るようにしている。
【０００５】また、ファン２から分岐させたファン流
（バイパス流）１３と、圧縮機３、燃焼器４及びタービ
ン５から排出されるコア流１４とは、図４に示す混合器
１５を経由させることにより、混合促進が図られるよう
にしている。つまり、図４に実線及び破線の矢印で示す
ファン流１３及びコア流１４を、内側及び外側に交互に
導くことにより混合性を高めるものである。
（バイパス流）１３と、圧縮機３、燃焼器４及びタービ
ン５から排出されるコア流１４とは、図４に示す混合器
１５を経由させることにより、混合促進が図られるよう
にしている。つまり、図４に実線及び破線の矢印で示す
ファン流１３及びコア流１４を、内側及び外側に交互に
導くことにより混合性を高めるものである。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】しかし、図４に示す混
合器１５にあっては、例えば図５に示すように、二つの
流体の拡がり角度を小さくして混合距離を大きくする
と、混合性が確保されるものの、全体的に長くかつ重量
増加が著しくなり、図６に示すように、混合距離を小さ
くして二つの流体の拡がり角度を大きくすると、斜線で
示す部分で流体が剥離して、十分な混合性が得られなく
なる等の不具合が生じる。
合器１５にあっては、例えば図５に示すように、二つの
流体の拡がり角度を小さくして混合距離を大きくする
と、混合性が確保されるものの、全体的に長くかつ重量
増加が著しくなり、図６に示すように、混合距離を小さ
くして二つの流体の拡がり角度を大きくすると、斜線で
示す部分で流体が剥離して、十分な混合性が得られなく
なる等の不具合が生じる。
【０００７】本発明は、これらの課題に鑑みてなされた
もので、大型化による重量の増加を抑制するとともに、
流体の剥離現象の発生を防止することを目的としてい
る。
もので、大型化による重量の増加を抑制するとともに、
流体の剥離現象の発生を防止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】円環状のファン流とその
内側のコア流とを周方向に交互に内側及び外側に導い
て、二つの流体の混合化を図る流体混合器において、二
つの流体を導く案内壁の横断面形状が波形形状に形成さ
れ、該波形形状が下流ほど漸次大きくなる設定がなされ
るとともに、案内壁に、流体の案内方向に沿うととも
に、周方向に突出状態のウイングチップが形成される構
成を採用している。ウイングチップが、ファン流を内側
に導く流路とコア流を外側に導く流路との双方に配され
る技術、ウイングチップが、案内壁に周方向に対向状態
にかつ間隔を空けて配される技術、ウイングチップにお
ける前縁部がファン流またはコア流の延長方向と交差状
態に配される技術が付加される。
内側のコア流とを周方向に交互に内側及び外側に導い
て、二つの流体の混合化を図る流体混合器において、二
つの流体を導く案内壁の横断面形状が波形形状に形成さ
れ、該波形形状が下流ほど漸次大きくなる設定がなされ
るとともに、案内壁に、流体の案内方向に沿うととも
に、周方向に突出状態のウイングチップが形成される構
成を採用している。ウイングチップが、ファン流を内側
に導く流路とコア流を外側に導く流路との双方に配され
る技術、ウイングチップが、案内壁に周方向に対向状態
にかつ間隔を空けて配される技術、ウイングチップにお
ける前縁部がファン流またはコア流の延長方向と交差状
態に配される技術が付加される。
【０００９】
【作用】流体混合器には、外側からのファン流と内側か
らのコア流が流入し、これら二つの流体は、案内壁によ
り周方向に交互に内側及び外側に導かれる。二つの流体
が、ウイングチップに交差すると、その突出部分で内側
及び外側に整流されて、流れの方向が強制的に修正され
ることにより、流体混合器から二つの流体の間に大きな
角度が付与された状態で送り出され、広い範囲で二つの
流体の混合化が図られる。ウイングチップによる流体の
方向の整流は、ファン流及びコア流の双方、一方の流路
の範囲で対向する案内壁の壁面近傍で行なわれる。ウイ
ングチップの対向部分に、間隔が空けられていると、そ
の部分を流体が挿通することにより、流体挿通時の抵抗
が低減する。ウイングチップにおける前縁部が、ファン
流またはコア流と交差状態であると、流体の整流性が向
上して、剥離現象の発生が抑制される。
らのコア流が流入し、これら二つの流体は、案内壁によ
り周方向に交互に内側及び外側に導かれる。二つの流体
が、ウイングチップに交差すると、その突出部分で内側
及び外側に整流されて、流れの方向が強制的に修正され
ることにより、流体混合器から二つの流体の間に大きな
角度が付与された状態で送り出され、広い範囲で二つの
流体の混合化が図られる。ウイングチップによる流体の
方向の整流は、ファン流及びコア流の双方、一方の流路
の範囲で対向する案内壁の壁面近傍で行なわれる。ウイ
ングチップの対向部分に、間隔が空けられていると、そ
の部分を流体が挿通することにより、流体挿通時の抵抗
が低減する。ウイングチップにおける前縁部が、ファン
流またはコア流と交差状態であると、流体の整流性が向
上して、剥離現象の発生が抑制される。
【００１０】
【実施例】以下、図１及び図２に基づいて、本発明に係
る航空機エンジンの流体混合器の一実施例について説明
する。図１及び図２に示す航空機エンジンの流体混合器
にあって、図３及び図４に示す従来例と共通する箇所に
は、同一符号を付して説明を簡略化する。
る航空機エンジンの流体混合器の一実施例について説明
する。図１及び図２に示す航空機エンジンの流体混合器
にあって、図３及び図４に示す従来例と共通する箇所に
は、同一符号を付して説明を簡略化する。
【００１１】該一実施例にあって、流体混合器２０に
は、概略円環状をなすファン流１３とその内側のコア流
１４とを周方向に交互に内側及び外側に導くための案内
壁２１と、該案内壁２１に一体でかつ周方向に突出状態
のウイングチップ２２Ａ，２２Ｂとが配される。
は、概略円環状をなすファン流１３とその内側のコア流
１４とを周方向に交互に内側及び外側に導くための案内
壁２１と、該案内壁２１に一体でかつ周方向に突出状態
のウイングチップ２２Ａ，２２Ｂとが配される。
【００１２】前記案内壁２１は、横断面形状が波形形状
をなすとともに、該波形形状が下流ほど漸次大きくなる
設定と、小さな距離範囲で拡がり角度が大きくなる設定
とがなされる。
をなすとともに、該波形形状が下流ほど漸次大きくなる
設定と、小さな距離範囲で拡がり角度が大きくなる設定
とがなされる。
【００１３】前記ウイングチップ２２Ａ，２２Ｂは、図
１及び図２に示すように、ファン流１３とその内側のコ
ア流１４との方向に対して、傾斜した状態に配される。
つまり、ファン流１３の通路となる箇所のウイングチッ
プ２２Ａにあっては、図１に実線で示すように、下流が
内側方向に傾斜した状態となる設定がなされ、コア流１
４の通路となる箇所のウイングチップ２２Ｂにあって
は、図１に破線で示すように、下流が外側方向に傾斜し
た状態となる設定がなされる。
１及び図２に示すように、ファン流１３とその内側のコ
ア流１４との方向に対して、傾斜した状態に配される。
つまり、ファン流１３の通路となる箇所のウイングチッ
プ２２Ａにあっては、図１に実線で示すように、下流が
内側方向に傾斜した状態となる設定がなされ、コア流１
４の通路となる箇所のウイングチップ２２Ｂにあって
は、図１に破線で示すように、下流が外側方向に傾斜し
た状態となる設定がなされる。
【００１４】また、ウイングチップ２２Ａ，２２Ｂは、
図２に示すように、例えば対をなす部分が対向した状態
となるように案内壁２１の表面に一体に取り付けられ、
対をなすウイングチップ２２Ａ，２２Ｂが、間隔を空け
て配される。
図２に示すように、例えば対をなす部分が対向した状態
となるように案内壁２１の表面に一体に取り付けられ、
対をなすウイングチップ２２Ａ，２２Ｂが、間隔を空け
て配される。
【００１５】さらに、ウイングチップ２２Ａ，２２Ｂに
おける前縁部２３Ａ，２３Ｂは、図１に示すように、フ
ァン流１３またはコア流１４の延長方向と交差状態とな
るように設定される。
おける前縁部２３Ａ，２３Ｂは、図１に示すように、フ
ァン流１３またはコア流１４の延長方向と交差状態とな
るように設定される。
【００１６】このように構成されている流体混合器２０
であると、外側からのファン流１３と、内側からのコア
流１４とが同時に流入し、これら二つの流体は、案内壁
２１の波形形状に基づいて、半径両方向に広げられなが
ら下流に送り出されるのであるが、その際に、ウイング
チップ２２Ａ，２２Ｂが流路の途中に介在していること
により、その近傍では、ウイングチップ２２Ａ，２２Ｂ
の配置方向にそれぞれの流体が導かれる。
であると、外側からのファン流１３と、内側からのコア
流１４とが同時に流入し、これら二つの流体は、案内壁
２１の波形形状に基づいて、半径両方向に広げられなが
ら下流に送り出されるのであるが、その際に、ウイング
チップ２２Ａ，２２Ｂが流路の途中に介在していること
により、その近傍では、ウイングチップ２２Ａ，２２Ｂ
の配置方向にそれぞれの流体が導かれる。
【００１７】つまり、二つの流体が、ウイングチップ２
２Ａ，２２Ｂの前縁部２３Ａ，２３Ｂに交差すると、フ
ァン流１３及びコア流１４の一部が、ウイングチップ２
２Ａ，２２Ｂの配置方向及び案内壁２１の方向に沿っ
て、強制的に向きを変えさせられる整流が行なわれる。
小さな距離範囲で拡がり角度が大きくなる設定を行なう
場合、ウイングチップ２２Ａ，２２Ｂの数や角度の選定
によって、流体の剥離現象が生じ易い部分に対しても、
整流作用を効果的に付与することができる。なお、ウイ
ングチップ２２Ａ，２２Ｂの対向部分に、図２に示すよ
うに、間隔が空けられていると、その部分を流体が挿通
し易くなって、流体挿通時の抵抗が低減すると考えられ
る。
２Ａ，２２Ｂの前縁部２３Ａ，２３Ｂに交差すると、フ
ァン流１３及びコア流１４の一部が、ウイングチップ２
２Ａ，２２Ｂの配置方向及び案内壁２１の方向に沿っ
て、強制的に向きを変えさせられる整流が行なわれる。
小さな距離範囲で拡がり角度が大きくなる設定を行なう
場合、ウイングチップ２２Ａ，２２Ｂの数や角度の選定
によって、流体の剥離現象が生じ易い部分に対しても、
整流作用を効果的に付与することができる。なお、ウイ
ングチップ２２Ａ，２２Ｂの対向部分に、図２に示すよ
うに、間隔が空けられていると、その部分を流体が挿通
し易くなって、流体挿通時の抵抗が低減すると考えられ
る。
【００１８】このように、ウイングチップ２２Ａ，２２
Ｂが突出している部分の近傍で、ファン流１３及びコア
流１４が分割されるとともに、強制的に大きく角度を広
げられる整流がなされて、流体混合器２０から送り出さ
れると、図１実線及び破線の矢印で示すように、広い範
囲でファン流１３及びコア流１４の混合化が図られ、か
つ方向の異なる二つの流体が隣合わせ状態で送り出され
ることにより、その間にそれぞれ渦が発生して混合性が
著しく向上するものとなり、例えばアフタバーナにあっ
ては、燃焼効率向上を図ることができる。
Ｂが突出している部分の近傍で、ファン流１３及びコア
流１４が分割されるとともに、強制的に大きく角度を広
げられる整流がなされて、流体混合器２０から送り出さ
れると、図１実線及び破線の矢印で示すように、広い範
囲でファン流１３及びコア流１４の混合化が図られ、か
つ方向の異なる二つの流体が隣合わせ状態で送り出され
ることにより、その間にそれぞれ渦が発生して混合性が
著しく向上するものとなり、例えばアフタバーナにあっ
ては、燃焼効率向上を図ることができる。
【００１９】〔他の実施態様〕本発明の流体混合器２０
にあっては、次の技術を採用することができる。 ａ）ファン流１３またはコア流１４の一方のみに、ウイ
ングチップ２２Ａ，２２Ｂを配すること。 ｂ）案内壁２１の対向面の一方のみに、ウイングチップ
２２Ａ，２２Ｂを配すること。 ｃ）案内壁２１が周方向に捻られること。 ｄ）対向状態のウイングチップ２２Ａ，２２Ｂの大き
さ、数、形状が相違するように設定されること。 ｅ）アフタバーナ６以外の目的の混合器、例えばコンバ
インドサイクルエンジンに適用すること。
にあっては、次の技術を採用することができる。 ａ）ファン流１３またはコア流１４の一方のみに、ウイ
ングチップ２２Ａ，２２Ｂを配すること。 ｂ）案内壁２１の対向面の一方のみに、ウイングチップ
２２Ａ，２２Ｂを配すること。 ｃ）案内壁２１が周方向に捻られること。 ｄ）対向状態のウイングチップ２２Ａ，２２Ｂの大き
さ、数、形状が相違するように設定されること。 ｅ）アフタバーナ６以外の目的の混合器、例えばコンバ
インドサイクルエンジンに適用すること。
【００２０】
【発明の効果】本発明に係る航空機エンジンの流体混合
器によれば、以下のような優れた効果を奏する。 （１） 案内壁に、流体の案内方向に沿うとともに、周
方向に突出状態のウイングチップが形成されることによ
り、ファン流及びコア流を所望の方向に導いて、短い距
離で流体を広げて混合促進を図り、アフタバーナ等の燃
焼効率の向上を図ることができる。 （２） ウイングチップで流体を整流することにより、
流体の剥離現象の発生を防止して混合性を高め、全体の
寸法を短くして重量の増加を抑制し小型化を図ることが
できる。 （３） ウイングチップが、周方向に対向状態にかつ間
隔を空けて配されることにより、流体の挿通性を確保し
て挿通時の損失発生を低減することができる。 （４） ウイングチップにおける前縁部を、ファン流ま
たはコア流と交差状態とすることにより、流体の整流性
を向上させ、流体の挿通方向の設定を容易にすることが
できる。
器によれば、以下のような優れた効果を奏する。 （１） 案内壁に、流体の案内方向に沿うとともに、周
方向に突出状態のウイングチップが形成されることによ
り、ファン流及びコア流を所望の方向に導いて、短い距
離で流体を広げて混合促進を図り、アフタバーナ等の燃
焼効率の向上を図ることができる。 （２） ウイングチップで流体を整流することにより、
流体の剥離現象の発生を防止して混合性を高め、全体の
寸法を短くして重量の増加を抑制し小型化を図ることが
できる。 （３） ウイングチップが、周方向に対向状態にかつ間
隔を空けて配されることにより、流体の挿通性を確保し
て挿通時の損失発生を低減することができる。 （４） ウイングチップにおける前縁部を、ファン流ま
たはコア流と交差状態とすることにより、流体の整流性
を向上させ、流体の挿通方向の設定を容易にすることが
できる。
【図１】本発明に係る航空機エンジンの流体混合器の一
実施例を示す要部の正断面図である。
実施例を示す要部の正断面図である。
【図２】本発明に係る航空機エンジンの流体混合器の一
実施例を示す一部の記載を省略した斜視図である。
実施例を示す一部の記載を省略した斜視図である。
【図３】アフタバーナを有する航空機エンジン（ガスタ
ービンエンジン）の構造例を示す正断面図である。
ービンエンジン）の構造例を示す正断面図である。
【図４】図３における混合器の一部の記載を省略した拡
大斜視図である。
大斜視図である。
【図５】図３における混合器が長い場合の流体混合状況
のモデル図である。
のモデル図である。
【図６】図３における混合器が短い場合の流体混合状況
のモデル図である。
のモデル図である。
７ 保炎器 １０ アウターダクト １１ 燃焼器ライナ １３ ファン流（バイパス流） １４ コア流 ２０ 流体混合器 ２１ 案内壁 ２２Ａ，２２Ｂ ウイングチップ ２３Ａ，２３Ｂ 前縁部 Ｘ 乱流域
Claims (4)
- 【請求項１】 円環状のファン流（１３）とその内側の
コア流（１４）とを周方向に交互に内側及び外側に導い
て、二つの流体の混合化を図る流体混合器（２０）であ
って、二つの流体を導く案内壁（２１）の横断面形状が
波形形状に形成され、該波形形状が下流ほど漸次大きく
なる設定がなされるとともに、案内壁に、流体の案内方
向に沿うとともに周方向に突出状態のウイングチップ
（２２Ａ，２２Ｂ）が形成されることを特徴とする航空
機エンジンの流体混合器。 - 【請求項２】 ウイングチップ（２２Ａ，２２Ｂ）が、
ファン流（１３）を内側に導く流路とコア流（１４）を
外側に導く流路との双方に配されることを特徴とする請
求項１記載の航空機エンジンの流体混合器。 - 【請求項３】 ウイングチップ（２２Ａ，２２Ｂ）が、
案内壁（２１）に周方向に対向状態にかつ間隔を空けて
配されることを特徴とする請求項１または２記載の航空
機エンジンの流体混合器。 - 【請求項４】 ウイングチップ（２２Ａ，２２Ｂ）にお
ける前縁部（２３Ａ，２３Ｂ）が、ファン流（１３）ま
たはコア流（１４）の延長方向と交差状態に配されるこ
とを特徴とする請求項１、２または３記載の航空機エン
ジンの流体混合器。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP27813294A JPH08135503A (ja) | 1994-11-11 | 1994-11-11 | 航空機エンジンの流体混合器 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP27813294A JPH08135503A (ja) | 1994-11-11 | 1994-11-11 | 航空機エンジンの流体混合器 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08135503A true JPH08135503A (ja) | 1996-05-28 |
Family
ID=17593048
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP27813294A Withdrawn JPH08135503A (ja) | 1994-11-11 | 1994-11-11 | 航空機エンジンの流体混合器 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH08135503A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2014517194A (ja) * | 2011-05-16 | 2014-07-17 | エムベーデーアー フランス | デトネーションチャンバを備えるターボ機関と、ターボ機関を装備した飛行車両 |
| CN104019465A (zh) * | 2014-05-29 | 2014-09-03 | 南京航空航天大学 | 涡轮基组合循环发动机超级燃烧室 |
| US10168050B2 (en) | 2014-04-30 | 2019-01-01 | Ihi Corporation | Afterburner and aircraft engine |
-
1994
- 1994-11-11 JP JP27813294A patent/JPH08135503A/ja not_active Withdrawn
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2014517194A (ja) * | 2011-05-16 | 2014-07-17 | エムベーデーアー フランス | デトネーションチャンバを備えるターボ機関と、ターボ機関を装備した飛行車両 |
| US10168050B2 (en) | 2014-04-30 | 2019-01-01 | Ihi Corporation | Afterburner and aircraft engine |
| CN104019465A (zh) * | 2014-05-29 | 2014-09-03 | 南京航空航天大学 | 涡轮基组合循环发动机超级燃烧室 |
| CN104019465B (zh) * | 2014-05-29 | 2016-04-13 | 南京航空航天大学 | 涡轮基组合循环发动机超级燃烧室 |
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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: 20020115 |