JPS6250299A - ロケットにおける人工衛星支持方法 - Google Patents
ロケットにおける人工衛星支持方法Info
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- JPS6250299A JPS6250299A JP60187511A JP18751185A JPS6250299A JP S6250299 A JPS6250299 A JP S6250299A JP 60187511 A JP60187511 A JP 60187511A JP 18751185 A JP18751185 A JP 18751185A JP S6250299 A JPS6250299 A JP S6250299A
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- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims description 27
- 238000000034 method Methods 0.000 description 15
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 6
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 5
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 2
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 2
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 238000009987 spinning Methods 0.000 description 1
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/002—Launch systems
-
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- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
- B64G1/641—Interstage or payload connectors
- B64G1/643—Interstage or payload connectors for arranging multiple satellites in a single launcher
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- Engineering & Computer Science (AREA)
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- Physics & Mathematics (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Transition And Organic Metals Composition Catalysts For Addition Polymerization (AREA)
- Prostheses (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔発明の技術分野〕
この発明は、ロケット内に格納する人工衛星の支持方式
に関する。
に関する。
通信、実用観測、科学観測等に使用される人工衛星は、
ロケットによって目的軌道に向けて打ち上げられるが、
通常この人工衛星はロケットの先端部に配置され、第１
段の飛行中の音響、空力加熱などから保護するため、衛
星フェアリング内に格納されている。すなわち、第１図
に示すように、人工衛星本体１は最終段ロケット２上に
衛星分離部３を介して設置され、そしてアルミ合金等の
特殊構造のフェアリング４で覆われている。この衛星本
体１の支持方式は、Ｐ Ｕ Ｓ Ｈ方式と呼ばれ、ロケ
ットと一緒の飛翔中は、衛星本体は全体として圧縮荷重
を受けるようになっている。なお、５は衛星分離部３と
衛星本体ｌとの分離面で、６は衛星本体１上に取り付け
られているアンテナである。
ロケットによって目的軌道に向けて打ち上げられるが、
通常この人工衛星はロケットの先端部に配置され、第１
段の飛行中の音響、空力加熱などから保護するため、衛
星フェアリング内に格納されている。すなわち、第１図
に示すように、人工衛星本体１は最終段ロケット２上に
衛星分離部３を介して設置され、そしてアルミ合金等の
特殊構造のフェアリング４で覆われている。この衛星本
体１の支持方式は、Ｐ Ｕ Ｓ Ｈ方式と呼ばれ、ロケ
ットと一緒の飛翔中は、衛星本体は全体として圧縮荷重
を受けるようになっている。なお、５は衛星分離部３と
衛星本体ｌとの分離面で、６は衛星本体１上に取り付け
られているアンテナである。
ところで、衛星本体の構体には、衛星がロケットから分
離された後は、殆ど外力が加わらないが、ロケット打ち
」−げ時及びロケットと共に着用中においては、大きな
種々の外力を受ＬＪる。したがって、これらの諸外力に
十分耐え、しかも最小重量構造であることが要請されて
いる。例えば、衛星構体は衛星総重鼠のｉｉ１常５〜２
０％を占めるが、５％台の構造重量とするためには、非
常な努力が必要とされる。すなわち、衛星が打ち上げ時
に推進軸方向に約１２ｇの重力加ｉ＊度を受益」るとす
ると、例えば重量５００ｋｇの衛星構体に１ｍわる荷重
は約６トンにも達し、この荷重を僅か２５ｋｇの横体部
材で支持することになる。このような、打ち上げ時の外
力等の環境条件に十分耐えるように衛星構体を構成する
場合には、重量増加が避けられず、重い構体になり、最
小重量構造という要請には容易に対応できなくなってし
まうという問題点があった。
離された後は、殆ど外力が加わらないが、ロケット打ち
」−げ時及びロケットと共に着用中においては、大きな
種々の外力を受ＬＪる。したがって、これらの諸外力に
十分耐え、しかも最小重量構造であることが要請されて
いる。例えば、衛星構体は衛星総重鼠のｉｉ１常５〜２
０％を占めるが、５％台の構造重量とするためには、非
常な努力が必要とされる。すなわち、衛星が打ち上げ時
に推進軸方向に約１２ｇの重力加ｉ＊度を受益」るとす
ると、例えば重量５００ｋｇの衛星構体に１ｍわる荷重
は約６トンにも達し、この荷重を僅か２５ｋｇの横体部
材で支持することになる。このような、打ち上げ時の外
力等の環境条件に十分耐えるように衛星構体を構成する
場合には、重量増加が避けられず、重い構体になり、最
小重量構造という要請には容易に対応できなくなってし
まうという問題点があった。
本発明は、従来のＰ Ｕ Ｓ Ｈ方式を用いた衛星支持
方式における問題点を解決すべくなされたもので、衛星
構体の重量を増加−ロずに、打ち一１ｘげ時等において
印加される荷重に十分耐えられるようにしたロケットに
おける衛星支持方式を擢供することを目的とする。
方式における問題点を解決すべくなされたもので、衛星
構体の重量を増加−ロずに、打ち一１ｘげ時等において
印加される荷重に十分耐えられるようにしたロケットに
おける衛星支持方式を擢供することを目的とする。
本願第１発明は、最終段ロケソ［の上端にインターステ
ージを配置し、該インターステージの−上端に衛星本体
を吊り下げ支持し、インターステージ内に衛星本体を格
納することを特徴とし、本願第２発明は、ｌ−記インタ
ーステージに衛星分離部を取り付け、該衛星分離部の−
上端に第１の衛星を載置して取り付け、その下端には第
２の衛星を吊り下げ支持させることを特徴とし、吊り下
げ支持した衛星本体の構体に、打ち上げ時に引張荷重が
加わるようにして、構体重量の軽減化を計るものである
。
ージを配置し、該インターステージの−上端に衛星本体
を吊り下げ支持し、インターステージ内に衛星本体を格
納することを特徴とし、本願第２発明は、ｌ−記インタ
ーステージに衛星分離部を取り付け、該衛星分離部の−
上端に第１の衛星を載置して取り付け、その下端には第
２の衛星を吊り下げ支持させることを特徴とし、吊り下
げ支持した衛星本体の構体に、打ち上げ時に引張荷重が
加わるようにして、構体重量の軽減化を計るものである
。
以下本発明の実施例について説明する。第２図は、本願
第１発明に係るロケットにおける衛星支持方式の一実施
例を示す概略線図である。図において、１１は最終段ロ
ケットで、その上端部に衛星分離部を兼ねたインタース
テージ１２を接続配置し、該インターステージ１２の上
端には、内側に向けてテーパーをイ・１した環状の衛星
支持部材１３を下向きに取り付け、該支持部材１３の下
端部に衛星本体１４を吊り下げるように保持している。
第１発明に係るロケットにおける衛星支持方式の一実施
例を示す概略線図である。図において、１１は最終段ロ
ケットで、その上端部に衛星分離部を兼ねたインタース
テージ１２を接続配置し、該インターステージ１２の上
端には、内側に向けてテーパーをイ・１した環状の衛星
支持部材１３を下向きに取り付け、該支持部材１３の下
端部に衛星本体１４を吊り下げるように保持している。
１５は前記衛星支持部材１３の上端に取り付けられた衛
星フェアリングで、衛星本体１４を保護するためのもの
である。
星フェアリングで、衛星本体１４を保護するためのもの
である。
１６はインターステージ１２と衛星支持部材１３との間
の分離面である。
の分離面である。
以上のように、衛星本体１４を、吊り下げ方式で支持部
材１３に取り付け、インターステージ１２内に格納して
いるので、ロケット打ち上げ時には衛星本体１４には引
張荷重が印加されることになる。衛星本体の構体が引張
荷重を受けた場合は、圧縮荷重を受ける場合より、その
機械的強度は小さくても済む。このことは、例えばカー
テンはある程度の引張荷重を受けることが可能で、その
形状を保持できるのに対し、圧縮荷重は受けることがで
きず、すぐ座屈してその形状が保持できなくなる態様を
みると、直ちに理解できることである。
材１３に取り付け、インターステージ１２内に格納して
いるので、ロケット打ち上げ時には衛星本体１４には引
張荷重が印加されることになる。衛星本体の構体が引張
荷重を受けた場合は、圧縮荷重を受ける場合より、その
機械的強度は小さくても済む。このことは、例えばカー
テンはある程度の引張荷重を受けることが可能で、その
形状を保持できるのに対し、圧縮荷重は受けることがで
きず、すぐ座屈してその形状が保持できなくなる態様を
みると、直ちに理解できることである。
したがって、以上のように引張荷重が印加されるように
衛星本体を吊り下げ支持することにより、従来のＰ Ｉ
Ｊ Ｓ １１方式の如く、圧縮荷重が印加されるように
支持する場合に比べて、その構体強度を低減することが
でき、それにより構体重量を軽減することが可能になる
。
衛星本体を吊り下げ支持することにより、従来のＰ Ｉ
Ｊ Ｓ １１方式の如く、圧縮荷重が印加されるように
支持する場合に比べて、その構体強度を低減することが
でき、それにより構体重量を軽減することが可能になる
。
この場合、衛星フェアリングの一部を衛星を支持するた
めのインターステージとするため、ロケット側の重量が
増加するが、衛星構体の重量が軽減できるので、その軽
減分、衛星自体の重量を増加させ、ることができる。例
えば、現在開発中のＩＪ−ｎロケットの場合は、インタ
ーステージ（ロケット側重量に含まれる）の１．７ｋｇ
の重量増加が衛星重量１ ｋｇの増加と、ロケット能力
上回等になるといわれている。したがって、衛星構体重
量を極力ロケット側重量に移すことにより、全体として
衛星重量の増加が可能となるので、この点からもこの吊
り下げ支持方式は、有効なものである。例えば、吊り下
げ支持方式により衛星構体重量を１０Ｋｇ軽減し、その
結果インターステージの重量が１５Ｋｇになったとして
も、全体として２Ｋｇのペイロード追加が可能になる。
めのインターステージとするため、ロケット側の重量が
増加するが、衛星構体の重量が軽減できるので、その軽
減分、衛星自体の重量を増加させ、ることができる。例
えば、現在開発中のＩＪ−ｎロケットの場合は、インタ
ーステージ（ロケット側重量に含まれる）の１．７ｋｇ
の重量増加が衛星重量１ ｋｇの増加と、ロケット能力
上回等になるといわれている。したがって、衛星構体重
量を極力ロケット側重量に移すことにより、全体として
衛星重量の増加が可能となるので、この点からもこの吊
り下げ支持方式は、有効なものである。例えば、吊り下
げ支持方式により衛星構体重量を１０Ｋｇ軽減し、その
結果インターステージの重量が１５Ｋｇになったとして
も、全体として２Ｋｇのペイロード追加が可能になる。
なお、−１１記実施例において、吊り下げ支持されてい
る衛星本体１４の横ゆれが発生ずる可能＋＜ｔがある場
合には、その下端部１４′に適宜ス［ンパを設ければよ
い。
る衛星本体１４の横ゆれが発生ずる可能＋＜ｔがある場
合には、その下端部１４′に適宜ス［ンパを設ければよ
い。
この吊り下げ■Ｒ付による衛星支持方式は、以ｌ−ｊホ
ベた如く一個の衛星をロケット内に格納する場合だけで
ｔ「＜、次に述べる複数衛星、例えば２個の衛星を同一
のロケット内に搭載する場合において、その一方の衛星
の取付支持方式にも適用できるものである。すなわち、
従来、複数衛星搭載方式にｌｊ、アリアンロケットで採
用している衛星搭載方式があるが、この方式は、例えば
２個の衛星を単純に縦続接続して最終段ロケット−にに
配置し、第１段の衛星分離を行ったのち、第１段の衛星
と衝突を避けるため姿勢変更を行い、第２段の衛星分離
を行うもので、所定の時間間隔で２個の衛星をシリーズ
に分離するものである。
ベた如く一個の衛星をロケット内に格納する場合だけで
ｔ「＜、次に述べる複数衛星、例えば２個の衛星を同一
のロケット内に搭載する場合において、その一方の衛星
の取付支持方式にも適用できるものである。すなわち、
従来、複数衛星搭載方式にｌｊ、アリアンロケットで採
用している衛星搭載方式があるが、この方式は、例えば
２個の衛星を単純に縦続接続して最終段ロケット−にに
配置し、第１段の衛星分離を行ったのち、第１段の衛星
と衝突を避けるため姿勢変更を行い、第２段の衛星分離
を行うもので、所定の時間間隔で２個の衛星をシリーズ
に分離するものである。
この衛星搭載方式は、複数個の衛星をシリーズにしか分
離できないので、時間的制限の厳しい追跡等の運用が困
Ｈになるという問題点がある。本願第２発明は、ロケッ
ト内に格納する２個の衛星のうち、一方の衛星支持方式
に吊り下げ支持方式を適用することにより、衛星構体の
重量の軽減化を計ると共に、２個の衛星を同時にあるい
はシリーズにも分離可能にして、」１記問題点を解決す
るようにしたものである。
離できないので、時間的制限の厳しい追跡等の運用が困
Ｈになるという問題点がある。本願第２発明は、ロケッ
ト内に格納する２個の衛星のうち、一方の衛星支持方式
に吊り下げ支持方式を適用することにより、衛星構体の
重量の軽減化を計ると共に、２個の衛星を同時にあるい
はシリーズにも分離可能にして、」１記問題点を解決す
るようにしたものである。
すなわち、第３図は、２個の衛星搭載方式に吊り下げ支
持方式を適用した本願第２発明の実施例を示す概略線図
である。図において、２１は最終段ロケットで、該ロケ
ット２１の上端部には円筒状インターステージ２２が配
設されている。該インターステージ２２の」口端には、
集約型衛星分離部２３が取り付けられている。そして該
分離部２３の上端面には、第１の衛星２４が載置して取
り付けられており、また該分離部２３の下端面には、第
２の衛星２５が、アポジエンジンのノズル２６を」二向
きにして吊り下げ状態で取り付けられ、インターステー
ジ２２内に格納されている。２７は衛星２４．２５を保
護するための衛星フェアリングで、２８はインターステ
ージ２２と集約型衛星分離部２３との分離面である。
持方式を適用した本願第２発明の実施例を示す概略線図
である。図において、２１は最終段ロケットで、該ロケ
ット２１の上端部には円筒状インターステージ２２が配
設されている。該インターステージ２２の」口端には、
集約型衛星分離部２３が取り付けられている。そして該
分離部２３の上端面には、第１の衛星２４が載置して取
り付けられており、また該分離部２３の下端面には、第
２の衛星２５が、アポジエンジンのノズル２６を」二向
きにして吊り下げ状態で取り付けられ、インターステー
ジ２２内に格納されている。２７は衛星２４．２５を保
護するための衛星フェアリングで、２８はインターステ
ージ２２と集約型衛星分離部２３との分離面である。
このように２段目の衛星２５を分離部２３に吊り下げ支
持して設置することにより、第１発明の実施例と同様に
、ロケット打ち−１こげ時には、その第２衛星構体は全
体的に引張荷重を受けることになり、圧縮荷重を受ける
場合より構体重量を軽減することができ、特に座屈荷重
が問題となる大型衛星の場合、相当な重量軽減になるの
で、２段目の衛星として大型衛星を配置する場合には、
その効果が顕著になる。
持して設置することにより、第１発明の実施例と同様に
、ロケット打ち−１こげ時には、その第２衛星構体は全
体的に引張荷重を受けることになり、圧縮荷重を受ける
場合より構体重量を軽減することができ、特に座屈荷重
が問題となる大型衛星の場合、相当な重量軽減になるの
で、２段目の衛星として大型衛星を配置する場合には、
その効果が顕著になる。
次に、第３図に示した２個の衛星を搭載したロケットに
おける衛星分離方式を説明する。第４国人に示すように
、まず衛星フェアリングを投棄してフェアリング分離状
態とする。次にトランスファ軌道投入後、第４図＋０１
に示すように、インターステージ２２と集約型衛星分離
部２３とを分離して、２個の衛星２４．２５を同時にロ
ケット部から分離する。この際、必要ならば、２個の衛
星ともスピンさせる。このスピンは、衛星搭載のガスジ
ェット装置、又は衛星分離部２３に装備したガスジェッ
ト装置により行う。１個の衛星のみをスピンさせる場合
には、衛星分離部２３にスピンテーブルを取り付け、ス
ピンさせない衛星のガスジェット装置で全体の回転を防
くか、あるいは、衛星分離部２３に搭載したガスジェッ
ト装置で回転を防止する。次に第４図（Ｃ１に示すよう
に、第１段の衛星２４を衛星分離部２３から分離し、更
に第４図＋０１に示すように、必要あれば、第２衛星２
５を衛星分離部２３から分離して、２段の衛星分離動作
を完了する。
おける衛星分離方式を説明する。第４国人に示すように
、まず衛星フェアリングを投棄してフェアリング分離状
態とする。次にトランスファ軌道投入後、第４図＋０１
に示すように、インターステージ２２と集約型衛星分離
部２３とを分離して、２個の衛星２４．２５を同時にロ
ケット部から分離する。この際、必要ならば、２個の衛
星ともスピンさせる。このスピンは、衛星搭載のガスジ
ェット装置、又は衛星分離部２３に装備したガスジェッ
ト装置により行う。１個の衛星のみをスピンさせる場合
には、衛星分離部２３にスピンテーブルを取り付け、ス
ピンさせない衛星のガスジェット装置で全体の回転を防
くか、あるいは、衛星分離部２３に搭載したガスジェッ
ト装置で回転を防止する。次に第４図（Ｃ１に示すよう
に、第１段の衛星２４を衛星分離部２３から分離し、更
に第４図＋０１に示すように、必要あれば、第２衛星２
５を衛星分離部２３から分離して、２段の衛星分離動作
を完了する。
また、この集約衛星分離部を用いて一方の衛星を載置し
、他方の衛星を吊り下げにより支持した衛星支持方式は
、２個の衛星をシリーズにも分離することが可能である
。
、他方の衛星を吊り下げにより支持した衛星支持方式は
、２個の衛星をシリーズにも分離することが可能である
。
以上実施例に基づいて説明したように、本願各発明は、
少なくとも１個の衛星本体を吊り下げにより保持してロ
ケット内に配設し、ロケット打ち上げ時には、衛星本体
に引張荷重が印加されるように構成したので、衛星構体
の重量を著しく軽減することが可能になり、衛星重量の
増加を計ることができる等の効果が得られる。また、本
願第２発明は、上記効果と共に、２個の衛星の同時分離
が可能となるので、時間的制約が厳しい追跡等の運用に
大幅な自由度を与えることが可能になり、また衛星分離
部が一つに集約されているので、ロケット部とのインタ
ーフェースが容易になる等の効果が得られる。
少なくとも１個の衛星本体を吊り下げにより保持してロ
ケット内に配設し、ロケット打ち上げ時には、衛星本体
に引張荷重が印加されるように構成したので、衛星構体
の重量を著しく軽減することが可能になり、衛星重量の
増加を計ることができる等の効果が得られる。また、本
願第２発明は、上記効果と共に、２個の衛星の同時分離
が可能となるので、時間的制約が厳しい追跡等の運用に
大幅な自由度を与えることが可能になり、また衛星分離
部が一つに集約されているので、ロケット部とのインタ
ーフェースが容易になる等の効果が得られる。
第１図は、ロケットにおける従来の衛星支持方式を示す
環路線図、第２図は、本願第１発明の一実施例を示す環
路線図、第３図は、本願第２発明の一実施例を示す環路
線図、第４図（８）〜ｆｒｌｌは、第３図に示した方式
を適用したロケットにおける衛星分離態様を示す図であ
る。 図において、１１は最終段ロケット、１２はインタース
テージ、１３は衛星支持部材、１４は衛星本体、１５は
衛星フェアリング、１６は分離面、２１は最終段ロケッ
ト、２２はインターステージ、２３は集約型衛星分離部
、２４は第１衛星、２５は第２衛星、２６はノズル、２
７は衛星フェアリング、２８は分離面を示す。 第１図 第２図 第４ （Ｂ） （Ｃ）
環路線図、第２図は、本願第１発明の一実施例を示す環
路線図、第３図は、本願第２発明の一実施例を示す環路
線図、第４図（８）〜ｆｒｌｌは、第３図に示した方式
を適用したロケットにおける衛星分離態様を示す図であ
る。 図において、１１は最終段ロケット、１２はインタース
テージ、１３は衛星支持部材、１４は衛星本体、１５は
衛星フェアリング、１６は分離面、２１は最終段ロケッ
ト、２２はインターステージ、２３は集約型衛星分離部
、２４は第１衛星、２５は第２衛星、２６はノズル、２
７は衛星フェアリング、２８は分離面を示す。 第１図 第２図 第４ （Ｂ） （Ｃ）
Claims (2)
- （１）最終段ロケットの上端に円筒状インターステージ
を配置し、該インターステージの上端に衛星本体を吊り
下げるように支持して、該衛星本体を前記インターステ
ージ内に格納するように配設したことを特徴とするロケ
ットにおける人工衛星支持方式。 - （２）最終段ロケットの上端に円筒状インターステージ
を配置し、該インターステージの上端に衛星分離部を取
り付け、該分離部の上端に第１の衛星を載置して配設す
ると共に、該分離部の下端には、第２の衛星を吊り下げ
支持して、該第２衛星を前記インターステージ内に格納
するように配設したことを特徴とするロケットにおける
衛星支持方式。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP60187511A JPS6250299A (ja) | 1985-08-28 | 1985-08-28 | ロケットにおける人工衛星支持方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP60187511A JPS6250299A (ja) | 1985-08-28 | 1985-08-28 | ロケットにおける人工衛星支持方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6250299A true JPS6250299A (ja) | 1987-03-04 |
| JPH0563360B2 JPH0563360B2 (ja) | 1993-09-10 |
Family
ID=16207345
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP60187511A Granted JPS6250299A (ja) | 1985-08-28 | 1985-08-28 | ロケットにおける人工衛星支持方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS6250299A (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH11301599A (ja) * | 1998-04-22 | 1999-11-02 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | ペイロード緩衝支持機構 |
| JPH11348899A (ja) * | 1998-06-10 | 1999-12-21 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | ペイロードの防振装置 |
| JP2019089543A (ja) * | 2012-12-04 | 2019-06-13 | ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ | 電気推進システムを使用して推進動作を実行するための方法および機器 |
| US10689132B2 (en) | 2012-05-11 | 2020-06-23 | The Boeing Company | Methods and apparatus for performing propulsion operations using electric propulsion systems |
| US11286066B2 (en) | 2012-05-11 | 2022-03-29 | The Boeing Company | Multiple space vehicle launch system |
-
1985
- 1985-08-28 JP JP60187511A patent/JPS6250299A/ja active Granted
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Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0563360B2 (ja) | 1993-09-10 |
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