JPH09256998A - 圧縮機の翼 - Google Patents
圧縮機の翼Info
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- JPH09256998A JPH09256998A JP6884796A JP6884796A JPH09256998A JP H09256998 A JPH09256998 A JP H09256998A JP 6884796 A JP6884796 A JP 6884796A JP 6884796 A JP6884796 A JP 6884796A JP H09256998 A JPH09256998 A JP H09256998A
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- Japan
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- surface side
- leading edge
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- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 翼の前縁部における流れの急加減速を低減
し、境界層の剥離現象を防止して高性能化を図るととも
に、前縁部の厚みを保持して耐衝撃性、耐摩耗性を保
つ。 【解決手段】 圧縮機の翼１２の空気流入側の前縁部１
２ａを、ミーンキャンバーラインＬを中心として、負圧
面側が薄く正圧面側が厚くなるように非対称形状に形成
される構成を採用する。
し、境界層の剥離現象を防止して高性能化を図るととも
に、前縁部の厚みを保持して耐衝撃性、耐摩耗性を保
つ。 【解決手段】 圧縮機の翼１２の空気流入側の前縁部１
２ａを、ミーンキャンバーラインＬを中心として、負圧
面側が薄く正圧面側が厚くなるように非対称形状に形成
される構成を採用する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、圧縮機の翼に係
り、前縁部での流れの急激な変化を減少させて圧縮効率
を高める技術に関するものである。
り、前縁部での流れの急激な変化を減少させて圧縮効率
を高める技術に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】図４は、航空機に使用されるガスタービ
ンエンジン（ターボファンエンジン）の構造例を示すも
のである。図中符号１は空気取入口、２はファン・低圧
圧縮機、３はファン空気排出ダクト、４は高圧圧縮機、
５は燃焼室、６は高圧タービン、６ａはタービン軸、７
は低圧タービン、８は排気ダクト、９はディスク、１０
は動翼、１１はケーシング、２１は静翼である。
ンエンジン（ターボファンエンジン）の構造例を示すも
のである。図中符号１は空気取入口、２はファン・低圧
圧縮機、３はファン空気排出ダクト、４は高圧圧縮機、
５は燃焼室、６は高圧タービン、６ａはタービン軸、７
は低圧タービン、８は排気ダクト、９はディスク、１０
は動翼、１１はケーシング、２１は静翼である。
【０００３】このようなガスタービンエンジンにおける
ファン・低圧圧縮機２及び高圧圧縮機４等の軸流圧縮機
の部分では、ディスク９によって動翼１０が回転させら
れることにより、空気を圧縮して後方に送り出すように
している。
ファン・低圧圧縮機２及び高圧圧縮機４等の軸流圧縮機
の部分では、ディスク９によって動翼１０が回転させら
れることにより、空気を圧縮して後方に送り出すように
している。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】ファンおよび両圧縮機
のディスク９とケーシング１１との間（流路）に動翼１
０の回転により空気流が送り込まれ、静翼１２の凹面側
が正圧面１２Ｂとなり静翼１２の凸面側が負圧面１２Ａ
となるが、前縁部では翼先端に当たった流れが加速さ
れ、図６に示す翼形マッハ数でわかるように、流れの急
激な加減速が発生する。ガスタービンエンジンの圧縮機
やその他の軸流圧縮機にあっては、翼列内で流れの急減
速が発生した場合には、静翼１２の負圧面１２Ａで境界
層の剥離現象を誘発して、圧縮効率を低下させるという
課題がある。この翼の前縁部での流れの急加減速を押さ
える方法として、一般には前縁部の厚みを薄くする方法
が採られる。しかし、前縁部を薄くすると、空気流に混
入した異物が翼前縁部に衝突した場合の耐衝撃性や、空
気流中の砂、酸化物等に対する耐摩耗性が低下するとい
う課題が残る。
のディスク９とケーシング１１との間（流路）に動翼１
０の回転により空気流が送り込まれ、静翼１２の凹面側
が正圧面１２Ｂとなり静翼１２の凸面側が負圧面１２Ａ
となるが、前縁部では翼先端に当たった流れが加速さ
れ、図６に示す翼形マッハ数でわかるように、流れの急
激な加減速が発生する。ガスタービンエンジンの圧縮機
やその他の軸流圧縮機にあっては、翼列内で流れの急減
速が発生した場合には、静翼１２の負圧面１２Ａで境界
層の剥離現象を誘発して、圧縮効率を低下させるという
課題がある。この翼の前縁部での流れの急加減速を押さ
える方法として、一般には前縁部の厚みを薄くする方法
が採られる。しかし、前縁部を薄くすると、空気流に混
入した異物が翼前縁部に衝突した場合の耐衝撃性や、空
気流中の砂、酸化物等に対する耐摩耗性が低下するとい
う課題が残る。
【０００５】本発明は、これらの課題に鑑みてなされた
もので、翼の前縁部での流れの急加減速を減少させて、
境界層の剥離現象を防止することにより高性能化を図
り、かつ翼の前縁部の厚みを保持して耐衝撃性、耐摩耗
性を保つことを目的としている。
もので、翼の前縁部での流れの急加減速を減少させて、
境界層の剥離現象を防止することにより高性能化を図
り、かつ翼の前縁部の厚みを保持して耐衝撃性、耐摩耗
性を保つことを目的としている。
【０００６】
【課題を解決するための手段】圧縮機の翼の空気流入側
の前縁部を、ミーンキャンバーラインを中心として、負
圧面側が薄く正圧面側が厚くなるように非対称形状に形
成される。翼の前縁部の非対称部分の長さＭは、該翼の
コード長Ｃに対して、 ０．０１＜（Ｍ／Ｃ）＜０．０５ の範囲に設定される。また、翼の前縁部の非対称部分に
おいて、前端からＭ×１／５の距離だけ後方へ入った位
置の、前記ミーンキャバーラインを境とした負圧面側の
半翼部の厚さｔａと正圧面側の半翼部の厚さｔｂが、 ０．１＜（ｔａ／ｔｂ）＜０．９ の範囲に設定され、かつ、負圧面側の半翼部の曲率半径
Ｒａと正圧面側の半翼部の曲率半径Ｒｂとが Ｒｂ＜Ｒａ の関係となる。
の前縁部を、ミーンキャンバーラインを中心として、負
圧面側が薄く正圧面側が厚くなるように非対称形状に形
成される。翼の前縁部の非対称部分の長さＭは、該翼の
コード長Ｃに対して、 ０．０１＜（Ｍ／Ｃ）＜０．０５ の範囲に設定される。また、翼の前縁部の非対称部分に
おいて、前端からＭ×１／５の距離だけ後方へ入った位
置の、前記ミーンキャバーラインを境とした負圧面側の
半翼部の厚さｔａと正圧面側の半翼部の厚さｔｂが、 ０．１＜（ｔａ／ｔｂ）＜０．９ の範囲に設定され、かつ、負圧面側の半翼部の曲率半径
Ｒａと正圧面側の半翼部の曲率半径Ｒｂとが Ｒｂ＜Ｒａ の関係となる。
【０００７】
【作用】前縁部を負圧面側が薄く正圧面側が厚くなるよ
うに非対称形状に形成していると、対称形状とした従来
のものに比べて負圧面側の空気のスムーズな流れが確保
できることとなり、これにより、該負圧面側の前縁部で
の流れの急加減速が減少する。このとき、翼の前縁部の
厚みは、正圧面を厚くすることで、従来のものと同程度
となり、耐衝撃性、耐摩耗性は低下しない。このように
特に負圧面側の流れの急加減速が減少することにより、
翼における背面の剥離現象の発生が抑制されるととも
に、翼の前縁部の厚みが保持され、耐衝撃性、耐摩耗性
は保たれる。
うに非対称形状に形成していると、対称形状とした従来
のものに比べて負圧面側の空気のスムーズな流れが確保
できることとなり、これにより、該負圧面側の前縁部で
の流れの急加減速が減少する。このとき、翼の前縁部の
厚みは、正圧面を厚くすることで、従来のものと同程度
となり、耐衝撃性、耐摩耗性は低下しない。このように
特に負圧面側の流れの急加減速が減少することにより、
翼における背面の剥離現象の発生が抑制されるととも
に、翼の前縁部の厚みが保持され、耐衝撃性、耐摩耗性
は保たれる。
【０００８】
【発明の実施の形態】以下、本発明に係る圧縮機の翼
を、ガスタービンエンジンの圧縮機の静翼に適用した場
合の実施の形態について、図１ないし図３に基づいて説
明する。
を、ガスタービンエンジンの圧縮機の静翼に適用した場
合の実施の形態について、図１ないし図３に基づいて説
明する。
【０００９】図１に示すように、静翼１２の横断面形状
は、前縁部１２ａと後縁部１２ｂとを結ぶ腹面（正圧
面）１２Ｂ及び背面（負圧面）１２Ａの横断曲線の組み
合わせにより設定される。静翼１２の前縁部１２ａは、
従来一般的には、図２中２点鎖線で示すように、ミーン
キャンバーラインＬを中心として負圧面側及び正圧面側
が共に同形状の、いわゆる左右対称形状に設定されてい
るが、本発明では、この前縁部１２ａを、ミーンキャン
バーラインＬを中心として、負圧面側が薄く正圧面側が
厚くなるように非対称形状に形成している。
は、前縁部１２ａと後縁部１２ｂとを結ぶ腹面（正圧
面）１２Ｂ及び背面（負圧面）１２Ａの横断曲線の組み
合わせにより設定される。静翼１２の前縁部１２ａは、
従来一般的には、図２中２点鎖線で示すように、ミーン
キャンバーラインＬを中心として負圧面側及び正圧面側
が共に同形状の、いわゆる左右対称形状に設定されてい
るが、本発明では、この前縁部１２ａを、ミーンキャン
バーラインＬを中心として、負圧面側が薄く正圧面側が
厚くなるように非対称形状に形成している。
【００１０】具体的には、静翼１２の前縁部１２ａの非
対称部分２０の長さＭは、該静翼のコード長Ｃに対し
て、下記の関係を有するように設定される。 ０．０１＜（Ｍ／Ｃ）＜０．０５ ここで、非対称部分の長さＭとコード長Ｃとの比を０．
０１以下にすると、後述するように、前縁部での流れの
急加減速を減少させるという、非対称形状とする本来の
機能が薄れる点で好ましくなく、また逆に、非対称部分
の長さＭとコード長Ｃとの比を０．０５以上に設定する
と、静翼１２の形状が初期の設計した形状と大きく異な
ることとなり、空気の圧縮性能が低下する点で好ましく
ない。なお、この非対称部分２０の全体厚さｔは、従来
のものとほぼ同一である。従って、空気流に混入した異
物が翼前縁部に衝突した場合の耐衝撃性や、空気中の
砂、酸化物等に対する耐摩耗性は低下しない。
対称部分２０の長さＭは、該静翼のコード長Ｃに対し
て、下記の関係を有するように設定される。 ０．０１＜（Ｍ／Ｃ）＜０．０５ ここで、非対称部分の長さＭとコード長Ｃとの比を０．
０１以下にすると、後述するように、前縁部での流れの
急加減速を減少させるという、非対称形状とする本来の
機能が薄れる点で好ましくなく、また逆に、非対称部分
の長さＭとコード長Ｃとの比を０．０５以上に設定する
と、静翼１２の形状が初期の設計した形状と大きく異な
ることとなり、空気の圧縮性能が低下する点で好ましく
ない。なお、この非対称部分２０の全体厚さｔは、従来
のものとほぼ同一である。従って、空気流に混入した異
物が翼前縁部に衝突した場合の耐衝撃性や、空気中の
砂、酸化物等に対する耐摩耗性は低下しない。
【００１１】また、静翼１２の前縁部１２ａの非対称部
分２０において、前端からＭ×１／５の距離Ｎだけ奥方
へ入った位置の、ミーンキャバーラインＬを境とした負
圧面側の半翼部２１Ａの厚さｔａと正圧面側の半翼部２
１Ｂの厚さｔｂが、下記の関係を有するように設定され
る。 ０．１＜（ｔａ／ｔｂ）＜０．９ ここで、負圧面側の半翼部２１Ａの厚さｔａと正圧面側
の半翼部２１Ｂの厚さｔｂとの比を０．１以下に設定す
ると、静翼１２の前縁部１２ａの先端形状が初期の設計
形状と大きく異なり、空気の圧縮性能が低下するおそれ
がある点で好ましくなく、また逆に、負圧面側の半翼部
２１Ａの厚さｔａと正圧面側の半翼部２１Ｂの厚さｔｂ
との比を０．９以上に設定すると、従来のものと差がな
くなり、前縁部のピークマッハ数を減少させるという本
来の機能を果たさなくなる点で好ましくない。
分２０において、前端からＭ×１／５の距離Ｎだけ奥方
へ入った位置の、ミーンキャバーラインＬを境とした負
圧面側の半翼部２１Ａの厚さｔａと正圧面側の半翼部２
１Ｂの厚さｔｂが、下記の関係を有するように設定され
る。 ０．１＜（ｔａ／ｔｂ）＜０．９ ここで、負圧面側の半翼部２１Ａの厚さｔａと正圧面側
の半翼部２１Ｂの厚さｔｂとの比を０．１以下に設定す
ると、静翼１２の前縁部１２ａの先端形状が初期の設計
形状と大きく異なり、空気の圧縮性能が低下するおそれ
がある点で好ましくなく、また逆に、負圧面側の半翼部
２１Ａの厚さｔａと正圧面側の半翼部２１Ｂの厚さｔｂ
との比を０．９以上に設定すると、従来のものと差がな
くなり、前縁部のピークマッハ数を減少させるという本
来の機能を果たさなくなる点で好ましくない。
【００１２】また、非対称部分２０の負圧面側の半翼部
２１Ａの曲率半径Ｒａと正圧面側の半翼部１２Ｂの曲率
半径Ｒｂとが、下記の関係を有するように設定される。 Ｒｂ＜Ｒａ
２１Ａの曲率半径Ｒａと正圧面側の半翼部１２Ｂの曲率
半径Ｒｂとが、下記の関係を有するように設定される。 Ｒｂ＜Ｒａ
【００１３】図３は、上述条件の実施の形態における静
翼１２のコード長Ｃと翼面のマッハ数との関係の解析例
を示している。この図から明らかなように、負圧面側の
前縁部のピークマッハ数が従来のものに比べて大きく減
少している。すなわち、従来の負圧面側の衝撃波前のピ
ークマッハ数は１．１程度にあったが、本実施の形態で
はそれが０．９７程度まで低下している。このように前
縁部のピークマッハ数が大きく減少していることから、
前縁部の前後の速度変化が低減し、もって、圧力損失を
低下させるとともに、円滑かつ効果的な減速により空気
が圧縮され、静翼１２の負圧面（背面）１２Ａにおける
空気流の剥離現象の発生が抑止されていると推定され
る。
翼１２のコード長Ｃと翼面のマッハ数との関係の解析例
を示している。この図から明らかなように、負圧面側の
前縁部のピークマッハ数が従来のものに比べて大きく減
少している。すなわち、従来の負圧面側の衝撃波前のピ
ークマッハ数は１．１程度にあったが、本実施の形態で
はそれが０．９７程度まで低下している。このように前
縁部のピークマッハ数が大きく減少していることから、
前縁部の前後の速度変化が低減し、もって、圧力損失を
低下させるとともに、円滑かつ効果的な減速により空気
が圧縮され、静翼１２の負圧面（背面）１２Ａにおける
空気流の剥離現象の発生が抑止されていると推定され
る。
【００１４】なお、上記した実施の形態では、本発明に
係る圧縮機の翼を、ガスタービンエンジンの圧縮機の静
翼に適用した場合について説明しているが、本発明はこ
れに限られることなく、動翼にも適用できるのは言うま
でもない。
係る圧縮機の翼を、ガスタービンエンジンの圧縮機の静
翼に適用した場合について説明しているが、本発明はこ
れに限られることなく、動翼にも適用できるのは言うま
でもない。
【００１５】
【発明の効果】本発明に係る軸流圧縮機の翼によれば、
以下のような効果を奏する。 （１） 圧縮機の翼の空気流入側の前縁部を、ミーンキ
ャンバーラインを中心として、負圧面側が薄く正圧面側
が厚くなるように非対称形状に形成することにより、前
縁部での翼の厚みを保持したまま負圧面での急加減速が
減少し、もって耐衝撃性、耐摩耗性を低下させることな
く圧縮効率向上を図ることができる。 （２） 翼の前縁部の非対称部分の長さを、翼のコード
長に対して、 ０．０１＜（Ｍ／Ｃ）＜０．０５ の範囲に設定することにより、翼の性能を低下させるこ
となく、前縁部の急加減速を低減し、背面における境界
層の剥離現象を防止して、圧縮効率向上による高性能化
を図ることができる。 （３） 翼の前縁部の非対称部分において前端からＭ×
１／５の距離だけ後方へ入った位置の、ミーンキャバー
ラインを境とした負圧面側の半翼部の厚さと正圧面側の
半翼部の厚さを、 ０．１＜（ｔａ／ｔｂ）＜０．９ の範囲に設定し、かつ、負圧面側の半翼部の曲率半径と
正圧面側の半翼部の曲率半径とを Ｒｂ＜Ｒａ の関係に設定することにより、翼の性能を低下させるこ
となく、前縁部のピークマッハ数をより一層減少させる
ことができ、もって、圧縮機の構成材に対する過度な衝
撃の付与を抑制することができる。
以下のような効果を奏する。 （１） 圧縮機の翼の空気流入側の前縁部を、ミーンキ
ャンバーラインを中心として、負圧面側が薄く正圧面側
が厚くなるように非対称形状に形成することにより、前
縁部での翼の厚みを保持したまま負圧面での急加減速が
減少し、もって耐衝撃性、耐摩耗性を低下させることな
く圧縮効率向上を図ることができる。 （２） 翼の前縁部の非対称部分の長さを、翼のコード
長に対して、 ０．０１＜（Ｍ／Ｃ）＜０．０５ の範囲に設定することにより、翼の性能を低下させるこ
となく、前縁部の急加減速を低減し、背面における境界
層の剥離現象を防止して、圧縮効率向上による高性能化
を図ることができる。 （３） 翼の前縁部の非対称部分において前端からＭ×
１／５の距離だけ後方へ入った位置の、ミーンキャバー
ラインを境とした負圧面側の半翼部の厚さと正圧面側の
半翼部の厚さを、 ０．１＜（ｔａ／ｔｂ）＜０．９ の範囲に設定し、かつ、負圧面側の半翼部の曲率半径と
正圧面側の半翼部の曲率半径とを Ｒｂ＜Ｒａ の関係に設定することにより、翼の性能を低下させるこ
となく、前縁部のピークマッハ数をより一層減少させる
ことができ、もって、圧縮機の構成材に対する過度な衝
撃の付与を抑制することができる。
【図１】本発明に係る軸流圧縮機の静翼の実施の形態を
示す横断面図である。
示す横断面図である。
【図２】図１におけるＸ部分の拡大図である。
【図３】図１例の翼におけるコード方向位置と翼面マッ
ハ数との関係曲線図である。
ハ数との関係曲線図である。
【図４】ガスタービンエンジンの構造例を示す正断面図
である。
である。
【図５】図４例における基本形の静翼の横断面図であ
る。
る。
【図６】図４例の静翼におけるコード方向位置と翼面マ
ッハ数との関係曲線図である。
ッハ数との関係曲線図である。
２ ファン・低圧圧縮機 ４ 高圧圧縮機 ９ ディスク（ハブ） １０ 動翼 １２Ａ 背面（負圧面） １２Ｂ 腹面（正圧面） ２０ 非対称部分 ２１Ａ 負圧面側の半翼部 ２１Ｂ 正圧面側の半翼部 Ｃ コード長
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 千葉 薫 東京都西多摩郡瑞穂町殿ケ谷229番地 石 川島播磨重工業株式会社瑞穂工場内株式会 社先進材料利用ガスジェネレータ研究所瑞 穂分室内
Claims (3)
- 【請求項１】 圧縮機の翼（１０，１２）の空気流入側
の前縁部（１０ａ，１２ａ）を、ミーンキャンバーライ
ン（Ｌ）を中心として、負圧面側が薄く正圧面側が厚く
なるように非対称形状に形成したことを特徴とする圧縮
機の翼。 - 【請求項２】 前記翼の前縁部の非対称部分（２０）の
長さ（Ｍ）は、該翼のコード長（Ｃ）に対して、 ０．０１＜（Ｍ／Ｃ）＜０．０５ の範囲に設定されていることを特徴とする圧縮機の翼。 - 【請求項３】 前記翼の前縁部の非対称部分において、
前端からＭ×１／５の距離だけ後方へ入った位置の、前
記ミーンキャバーラインを境とした負圧面側の半翼部
（１２Ａ）の厚さ（ｔａ）と正圧面側の半翼部（２１
Ｂ）の厚さ（ｔｂ）が、 ０．１＜（ｔａ／ｔｂ）＜０．９ の範囲に設定され、かつ、 負圧面側の半翼部の曲率半径（Ｒａ）と正圧面側の半翼
部の曲率半径（Ｒｂ）とが Ｒｂ＜Ｒａ の関係にあることを特徴とする請求項２記載の圧縮機の
翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6884796A JPH09256998A (ja) | 1996-03-25 | 1996-03-25 | 圧縮機の翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6884796A JPH09256998A (ja) | 1996-03-25 | 1996-03-25 | 圧縮機の翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09256998A true JPH09256998A (ja) | 1997-09-30 |
Family
ID=13385493
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6884796A Withdrawn JPH09256998A (ja) | 1996-03-25 | 1996-03-25 | 圧縮機の翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH09256998A (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7056089B2 (en) | 2003-03-25 | 2006-06-06 | Honda Motor Co., Ltd. | High-turning and high-transonic blade |
| JP2007298025A (ja) * | 2006-04-28 | 2007-11-15 | Honda Motor Co Ltd | 低レイノルズ数領域で低損失を可能とする軸流型圧縮機用翼型 |
| JP2010203456A (ja) * | 2010-06-21 | 2010-09-16 | Honda Motor Co Ltd | 高転向・高遷音速翼 |
| JP2012510018A (ja) * | 2008-11-24 | 2012-04-26 | ロールス・ロイス・ピーエルシー | 翼の形状および対応する翼を最適化する方法 |
| CN112576546A (zh) * | 2020-12-15 | 2021-03-30 | 华中科技大学 | 一种非等厚翼型轴流叶片的优化方法 |
-
1996
- 1996-03-25 JP JP6884796A patent/JPH09256998A/ja not_active Withdrawn
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7056089B2 (en) | 2003-03-25 | 2006-06-06 | Honda Motor Co., Ltd. | High-turning and high-transonic blade |
| DE102004013645B4 (de) * | 2003-03-25 | 2016-05-12 | Honda Motor Co., Ltd. | Stark umlenkende und hochtranssonische Schaufel |
| JP2007298025A (ja) * | 2006-04-28 | 2007-11-15 | Honda Motor Co Ltd | 低レイノルズ数領域で低損失を可能とする軸流型圧縮機用翼型 |
| US8152459B2 (en) | 2006-04-28 | 2012-04-10 | Honda Motor Co., Ltd. | Airfoil for axial-flow compressor capable of lowering loss in low Reynolds number region |
| JP2012510018A (ja) * | 2008-11-24 | 2012-04-26 | ロールス・ロイス・ピーエルシー | 翼の形状および対応する翼を最適化する方法 |
| JP2010203456A (ja) * | 2010-06-21 | 2010-09-16 | Honda Motor Co Ltd | 高転向・高遷音速翼 |
| CN112576546A (zh) * | 2020-12-15 | 2021-03-30 | 华中科技大学 | 一种非等厚翼型轴流叶片的优化方法 |
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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: 20030603 |