JPS5943905A - 軸流タ−ビンの動翼先端すきま調整装置 - Google Patents
軸流タ−ビンの動翼先端すきま調整装置Info
- Publication number
- JPS5943905A JPS5943905A JP15392382A JP15392382A JPS5943905A JP S5943905 A JPS5943905 A JP S5943905A JP 15392382 A JP15392382 A JP 15392382A JP 15392382 A JP15392382 A JP 15392382A JP S5943905 A JPS5943905 A JP S5943905A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- rotor blade
- turbine
- segment
- tip
- end wall
- 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.)
- Pending
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Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (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】
本発明は、軸流タービンの両温先端とシュラウド間の流
体洩れに起因する洩れ損失を低減するのに適した軸流タ
ービンの動翼先端すきま調整装置に関するものである。
体洩れに起因する洩れ損失を低減するのに適した軸流タ
ービンの動翼先端すきま調整装置に関するものである。
軸流タービンとは、ガスタービン及びスチームタービン
等の・軸流式タービンであり、以下ガスタービンを以っ
て説明する。
等の・軸流式タービンであり、以下ガスタービンを以っ
て説明する。
ガスタービンの熱効率向上の一手段として、タービン動
翼の先端とシュラウド間の間隙からのガス洩れを小さく
することが注目されている。即ち、先端から洩れたガス
は動痙に対して仕事に寄与しないため、先端の間隙を小
さくし洩れ損失を小さくすることが重要となる。
翼の先端とシュラウド間の間隙からのガス洩れを小さく
することが注目されている。即ち、先端から洩れたガス
は動痙に対して仕事に寄与しないため、先端の間隙を小
さくし洩れ損失を小さくすることが重要となる。
第１図は、横軸に動Ｘ７ｔ一端すきま、縦軸にガスター
ビンの熱効率の低下率をとって両者の関係を、示したも
のである。例えば、動４先端すきまが３０％増加すると
、ガスタービンの熱効率が０．５％程度低下し動翼先端
すきまの形管が大きいことが夷、検で確認されている。
ビンの熱効率の低下率をとって両者の関係を、示したも
のである。例えば、動４先端すきまが３０％増加すると
、ガスタービンの熱効率が０．５％程度低下し動翼先端
すきまの形管が大きいことが夷、検で確認されている。
更に、ガスタービンのｍＪ貞先端すきまの調整の必要曲
を第２図を用いて、詳、洲に説明するっ第２図は、ガス
タービン動翼の先端すきまと運転時間との関係を示した
ものである。Ａ点は、ガスタービンの起動前の状態であ
り、ｃｏは動翼先端とシュラウド間の間隙である。ガス
タービンを起動すると、各部を通過するガスの温度上昇
に、より、動翼、静翼組立体又シュラウドを固定してい
る外側ケーシング等の、椿１彫張が始まる。しかし、外
側ケーシングの熱１影辰は、ロータに比し熱谷破が大き
く、動、１４の熱膨浪より遅れる傾向にある。すなわち
、動翼先端とシーラウド間の同一は保々に小さくな＃）
（ｃｏ −ＣＩ ＞、Ｂ点で最小すきまｃｌとなる。
を第２図を用いて、詳、洲に説明するっ第２図は、ガス
タービン動翼の先端すきまと運転時間との関係を示した
ものである。Ａ点は、ガスタービンの起動前の状態であ
り、ｃｏは動翼先端とシュラウド間の間隙である。ガス
タービンを起動すると、各部を通過するガスの温度上昇
に、より、動翼、静翼組立体又シュラウドを固定してい
る外側ケーシング等の、椿１彫張が始まる。しかし、外
側ケーシングの熱１影辰は、ロータに比し熱谷破が大き
く、動、１４の熱膨浪より遅れる傾向にある。すなわち
、動翼先端とシーラウド間の同一は保々に小さくな＃）
（ｃｏ −ＣＩ ＞、Ｂ点で最小すきまｃｌとなる。
更に、運転時間が経過しＢ点を過ぎるとロータのＭ膨張
は平衡に達して、それ以上の変化はないが、外側ケーシ
ングの熱膨張は未だ平衡に達してないだめ、呆々に＠翼
の元端すきまは犬きくなシ乎衡状嫌に、イする。つまり
、２１点において動翼光＋ｆａすきまは一定１直（Ｃ２
）となる。
は平衡に達して、それ以上の変化はないが、外側ケーシ
ングの熱膨張は未だ平衡に達してないだめ、呆々に＠翼
の元端すきまは犬きくなシ乎衡状嫌に、イする。つまり
、２１点において動翼光＋ｆａすきまは一定１直（Ｃ２
）となる。
又、外側ケーシングの翼形はケーシングの剛Ｉ生が周方
向に一様でないことや外側ケーシング外側の熱伝達条件
が一様でないため、真円状の変形をせず、周方向に間隙
分布が生じる。
向に一様でないことや外側ケーシング外側の熱伝達条件
が一様でないため、真円状の変形をせず、周方向に間隙
分布が生じる。
タービン起動時の動翼先端すきまの初期設定値Ｃｏは、
運転時の相対熱膨張差による両者間の接触による損傷を
防止するために、外側ケーシングの周方向の不均一な変
形や間隙設計の予測誤差を考慮した実用上安全な間隙値
Ｃ！を基準に設定する必要がある。すなわち、タービン
の定格運転状態では、安全上採り得る最小すきまＣＩに
対し、更にΔＣ＝Ｃ２Ｃｔだけ、すきまが大きい状態で
＋ｆｆ１ｔｋしていることになる。以上のように先端す
き１…の設定に対しては余裕をもった間隙設計が必要と
なシ、すき間を極力小さく保持した状態で運転するのは
技術的には難しい。
運転時の相対熱膨張差による両者間の接触による損傷を
防止するために、外側ケーシングの周方向の不均一な変
形や間隙設計の予測誤差を考慮した実用上安全な間隙値
Ｃ！を基準に設定する必要がある。すなわち、タービン
の定格運転状態では、安全上採り得る最小すきまＣＩに
対し、更にΔＣ＝Ｃ２Ｃｔだけ、すきまが大きい状態で
＋ｆｆ１ｔｋしていることになる。以上のように先端す
き１…の設定に対しては余裕をもった間隙設計が必要と
なシ、すき間を極力小さく保持した状態で運転するのは
技術的には難しい。
従来、このように過渡的に変化する動翼先端とシュラウ
ド間の間隙を制岬するため、いくつかの方法が従系され
ている。しかし、これらの方法は大部分が外側ケーシン
グや、イユラウド等に圧縮機から油気した冷却空気を吹
付けたシ、逆に加熱したシすることによシ熱彬張を強制
的にコノトロールする方法であるだめ、間隙測足センサ
や弁制御装置等を必要とし、制御システムが複雑となり
信頼性が問題となる。
ド間の間隙を制岬するため、いくつかの方法が従系され
ている。しかし、これらの方法は大部分が外側ケーシン
グや、イユラウド等に圧縮機から油気した冷却空気を吹
付けたシ、逆に加熱したシすることによシ熱彬張を強制
的にコノトロールする方法であるだめ、間隙測足センサ
や弁制御装置等を必要とし、制御システムが複雑となり
信頼性が問題となる。
本発明の目的は、静翼の熱１彫張を半面方向に逃す機構
で消夏良くタービン動翼先端とシュラウド間の間隙を極
力小さい状態に自動調整することを可能とすることによ
って洩れ損失の小さい高性能の軸流機械を提供すること
にある。
で消夏良くタービン動翼先端とシュラウド間の間隙を極
力小さい状態に自動調整することを可能とすることによ
って洩れ損失の小さい高性能の軸流機械を提供すること
にある。
本発明は、かかる目的を達成するために、静翼セグメン
トの内径位置を固定し外匣側工／ドウオールと、動翼光
・瑞と対向している７ユラウドとを一体構債とし、シュ
ラウドが＃典セグメントの外径１則エンドウオールの変
１立と連動するようにした。
トの内径位置を固定し外匣側工／ドウオールと、動翼光
・瑞と対向している７ユラウドとを一体構債とし、シュ
ラウドが＃典セグメントの外径１則エンドウオールの変
１立と連動するようにした。
このｒ；与、’責を採用すればタービン運転時における
動翼と静４組立体の相対熱膨張差はほとんど無くなり、
シュラウドと動翼先端の間隙は常に一定の直となる。虻
って、タービン組立時に予め動翼の先端すきまを、惧力
小さい間隙に設定しておけば、運転時も自動的にほぼこ
の間隙を保持することができる。
動翼と静４組立体の相対熱膨張差はほとんど無くなり、
シュラウドと動翼先端の間隙は常に一定の直となる。虻
って、タービン組立時に予め動翼の先端すきまを、惧力
小さい間隙に設定しておけば、運転時も自動的にほぼこ
の間隙を保持することができる。
以［、本発明の一実施例を第３図、第４− ａ図。
第４−ｂ図及び第５図により説明するっ第３図は、ガス
タービンの一部を示す断面図で、燃焼器出口Ａすなわち
タービン入口から第１段動翼出口Ｂまでの部分図である
。同図において、タービン動姐１は４濱ダプテイルによ
って環状タービンデーイスク１３に保持されている。
タービンの一部を示す断面図で、燃焼器出口Ａすなわち
タービン入口から第１段動翼出口Ｂまでの部分図である
。同図において、タービン動姐１は４濱ダプテイルによ
って環状タービンデーイスク１３に保持されている。
タービン動翼ｌと燃焼器出口Ａの間に静ジ（２が位置す
る。この静翼２は、セグメント溝層であシ複数個で環状
の静Ａ組立体４を溝成しでいる。静翼セグメント３には
半径方向外しＩＯに外函側エンドウオール５ａを、半玉
方向内側に内径側エンドウオール５ｂをＵ眉えている。
る。この静翼２は、セグメント溝層であシ複数個で環状
の静Ａ組立体４を溝成しでいる。静翼セグメント３には
半径方向外しＩＯに外函側エンドウオール５ａを、半玉
方向内側に内径側エンドウオール５ｂをＵ眉えている。
外匣側エンドウオール５ａは、タービン動翼１の先端と
対向する位置まで延びており、タービン動翼１のツユラ
ウドを兼ねてＧる。
対向する位置まで延びており、タービン動翼１のツユラ
ウドを兼ねてＧる。
更に、静翼セグメント３は静止体である軸受ハウジング
１１またはケーシングから延びている部材（図示してい
ない）と半玉方向内側が固定されるように支持すること
を特徴としている。従って、静翼セグメント３は内径側
の固定位１ｄを基準として半径方向に熱膨張することに
なる。
１１またはケーシングから延びている部材（図示してい
ない）と半玉方向内側が固定されるように支持すること
を特徴としている。従って、静翼セグメント３は内径側
の固定位１ｄを基準として半径方向に熱膨張することに
なる。
次に、周方向に相互に離間されて配置する静翼セグメン
ト３の軸方向及び半一方向のシール構造を、第４−ａ図
と第４−ｂ図を用いて説明する。
ト３の軸方向及び半一方向のシール構造を、第４−ａ図
と第４−ｂ図を用いて説明する。
第４− ａ図は第３図の静翼セグメント３を牛径方向外
側から見た図でア９、静翼セグメント３の外洋側エンド
ウオール５ａの周方向４部１８ａ。
側から見た図でア９、静翼セグメント３の外洋側エンド
ウオール５ａの周方向４部１８ａ。
１８ｂは平行ネジ歯状に成形され、軸方向に対するシー
ル作用を持つ。第４−ｂ図は、’Ｘｄａ図のＸ−Ｘ断１
出図であり、外径側エンドウオール５ａの周方向ン調部
１８ａ、１８ｂには溝１７が設けられ、この溝１７には
シール片１９が挿入され半径方向のシール作用を持つ。
ル作用を持つ。第４−ｂ図は、’Ｘｄａ図のＸ−Ｘ断１
出図であり、外径側エンドウオール５ａの周方向ン調部
１８ａ、１８ｂには溝１７が設けられ、この溝１７には
シール片１９が挿入され半径方向のシール作用を持つ。
図示はしていないが、第３図のＷＬＡセグメント３の内
匝四エンドウオール５ａのＩＮ方向端部にも、第４−ｂ
図と同様の溝と／−ル片から成るシール１−（ｑ遺が採
用されている。
匝四エンドウオール５ａのＩＮ方向端部にも、第４−ｂ
図と同様の溝と／−ル片から成るシール１−（ｑ遺が採
用されている。
次に、本尾明の、ｈ作について第３図及び第５図ケ用い
て説明する。
て説明する。
ガスタービンの起り助に伴ない、高はガスにさらされる
静ダ・ベセグ７／ト３とタービン動翼１が熱膨張し始め
る。
静ダ・ベセグ７／ト３とタービン動翼１が熱膨張し始め
る。
静翼セグメント３は、環状部材９を介してタービンロー
タ１２を支持する油受の軸受）−ウジング１１に１ｌｂ
ｌ定されている。しかも、静翼セグメント３は半径方向
に移動できるように、外側ケーシング６とは接触しない
ようにする。その為、静翼セグメント３は軸受ノ・ウジ
ング１１を半径方向への基準位置として、半径方向外側
に熱膨張する。環状部材９の中心は、軸受中心とτ致す
るように軸受・・ウジング１１に固定する。従って、静
翼セグメント３は軸受中心を中心として半径方向に熱膨
張し、外側ケーシング６の熱変形に全く依存しない。
タ１２を支持する油受の軸受）−ウジング１１に１ｌｂ
ｌ定されている。しかも、静翼セグメント３は半径方向
に移動できるように、外側ケーシング６とは接触しない
ようにする。その為、静翼セグメント３は軸受ノ・ウジ
ング１１を半径方向への基準位置として、半径方向外側
に熱膨張する。環状部材９の中心は、軸受中心とτ致す
るように軸受・・ウジング１１に固定する。従って、静
翼セグメント３は軸受中心を中心として半径方向に熱膨
張し、外側ケーシング６の熱変形に全く依存しない。
一方タービン動翼１は、タービンディスク１３を介して
タービンロータ１２に接続している。その為、タービン
動Ｒ１は回転中心である軸受中心を基準位置として、静
翼セグメント３と同様に半径方向外側へ熱膨張する。
タービンロータ１２に接続している。その為、タービン
動Ｒ１は回転中心である軸受中心を基準位置として、静
翼セグメント３と同様に半径方向外側へ熱膨張する。
ここで、静翼セグメント３とタービン動翼１の熱膨張差
を考えると、ガスバス部以外の環状部材９やタービンデ
ィスク１３は、はぼ同一温度であシ熱膨張差は小さいと
考えられ、熱膨張差は静翼２とタービン動翼１のガスパ
ス部の温度差によって決定される。ガスバス部の温度は
、静翼２の方がタービン動翼１よシ高いので、静翼セグ
メント３の方がタービン動翼１より、熱伸びが大きいが
、その差は僅少で同程度と考えられる。
を考えると、ガスバス部以外の環状部材９やタービンデ
ィスク１３は、はぼ同一温度であシ熱膨張差は小さいと
考えられ、熱膨張差は静翼２とタービン動翼１のガスパ
ス部の温度差によって決定される。ガスバス部の温度は
、静翼２の方がタービン動翼１よシ高いので、静翼セグ
メント３の方がタービン動翼１より、熱伸びが大きいが
、その差は僅少で同程度と考えられる。
以上、説明したように静翼セグメント３とタービン動４
１の熱膨張は、はぼ同程度となるので、タービン動翼１
の先端とタービン動翼１の先端と対向している静翼セグ
メント３の外側エンドウォール５ａ間の間隙は、起動陵
も常にほぼ一定となる。また、外側ケーシングのように
非対称性がないので、周方向にもほぼ一様な間隙値とな
る。即ち、このタービン動Ｒ１の先端すきまは、運転中
も組立前に設定した１直とほぼ同じ間隙値に保持される
。この先端すきまの変化を、第２図及び第５図を対比さ
せて、更に詳細に説明する。第５図は、本構造による運
転時間と動翼先端すきまとの関係を示しだものである。
１の熱膨張は、はぼ同程度となるので、タービン動翼１
の先端とタービン動翼１の先端と対向している静翼セグ
メント３の外側エンドウォール５ａ間の間隙は、起動陵
も常にほぼ一定となる。また、外側ケーシングのように
非対称性がないので、周方向にもほぼ一様な間隙値とな
る。即ち、このタービン動Ｒ１の先端すきまは、運転中
も組立前に設定した１直とほぼ同じ間隙値に保持される
。この先端すきまの変化を、第２図及び第５図を対比さ
せて、更に詳細に説明する。第５図は、本構造による運
転時間と動翼先端すきまとの関係を示しだものである。
従来タービンの起動前の状態Ａ点におけるすきまＣｏは
、第２図に示したように過渡状態でも、実用上、安全な
限り小さなすきまＣ１に設定される。しかし、本構造に
よれば第５図に示しだように、タービンの起動前の状態
Ａ′点におけるすきまＣ１′は、実用上安全な限り小さ
な間隙値に設定できる。
、第２図に示したように過渡状態でも、実用上、安全な
限り小さなすきまＣ１に設定される。しかし、本構造に
よれば第５図に示しだように、タービンの起動前の状態
Ａ′点におけるすきまＣ１′は、実用上安全な限り小さ
な間隙値に設定できる。
更に、タービン起動から定格運転に至る迄の動翼先端す
きまは、既に述べたように静翼セグメント３とタービン
動翼１の熱膨辰が、はぼ同じになることから第５図に示
すように、はぼ一定となり、周方向のばらつきも小さい
。即ち、起動前に設定した最小すきま０１′を運転時に
保持することができる。従って、シュラウドと動虞先端
の間隙設計の精度が高く、実用上問題のない程度に小さ
く設計できる。この結果、起動、定格運転、減速等のあ
らゆる運転モードに適応して自動的に動翼先端のすきま
を小さくできるので、ガスタービンの効率の高い作動が
実現できる。又、特別な伺属装置あるいは（１１′を危
を必要としないので、信頼性が高い。
きまは、既に述べたように静翼セグメント３とタービン
動翼１の熱膨辰が、はぼ同じになることから第５図に示
すように、はぼ一定となり、周方向のばらつきも小さい
。即ち、起動前に設定した最小すきま０１′を運転時に
保持することができる。従って、シュラウドと動虞先端
の間隙設計の精度が高く、実用上問題のない程度に小さ
く設計できる。この結果、起動、定格運転、減速等のあ
らゆる運転モードに適応して自動的に動翼先端のすきま
を小さくできるので、ガスタービンの効率の高い作動が
実現できる。又、特別な伺属装置あるいは（１１′を危
を必要としないので、信頼性が高い。
以上説明したように、本発明によれば、強制的に熱伸び
をコントロールする手段を用いることなく、タービン動
翼の先端すきまを小さく自動的に調整することが可能で
あり、動翼先端からのガス洩れ量を最小限に抑止するこ
とができるので、ガスタービンの熱効率向上の効果があ
る。
をコントロールする手段を用いることなく、タービン動
翼の先端すきまを小さく自動的に調整することが可能で
あり、動翼先端からのガス洩れ量を最小限に抑止するこ
とができるので、ガスタービンの熱効率向上の効果があ
る。
尚、上記実施列では、０濾セグメント３の外洋側エンド
ウオール５ａをタービンＩＩＪＪＩψぺ１の先端に対向
する位置迄、延ばした一体構造となっているが、他実施
例として、図示はしていないが、外径側エンドウオール
５ａとシュラウドを単体とし、この両者を成域的に接合
する手段を用いて一体構造とした構成りすでも動翼先端
すきまｉｌ＋１１ ｒｎ装置装として有効である。
ウオール５ａをタービンＩＩＪＪＩψぺ１の先端に対向
する位置迄、延ばした一体構造となっているが、他実施
例として、図示はしていないが、外径側エンドウオール
５ａとシュラウドを単体とし、この両者を成域的に接合
する手段を用いて一体構造とした構成りすでも動翼先端
すきまｉｌ＋１１ ｒｎ装置装として有効である。
＠１図は動翼の先端すきまとガスタービンの熱効率の低
下率の関係を示す図、第２図は産業用ガスタービンの運
転時間に伴なう！ｌｌｂ 、Ｍの先端すきまの変化を示
す図、第３図は不発明の一実悔例を示すガスタービンの
部分断面図、第゛４−ａ図は静翼セグメント間の軸方向
シール構造図、第４−ｂ図は静翼セグメント間の半径方
向ゾール構造図で、第４− ａ図のＸＸ断面図、第５図
は本発明の一実鵬例の効果を説明するだめの図である。 ｌ・・・タービン動翼、３・・・静翼セグメント、４・
・・静翼組立体、５・・・エンドウオール、９・・・板
状部材、１１・・・軸受” ’） ／ング、１２・・・
タービンロータ。 第 ５図 １転合内
下率の関係を示す図、第２図は産業用ガスタービンの運
転時間に伴なう！ｌｌｂ 、Ｍの先端すきまの変化を示
す図、第３図は不発明の一実悔例を示すガスタービンの
部分断面図、第゛４−ａ図は静翼セグメント間の軸方向
シール構造図、第４−ｂ図は静翼セグメント間の半径方
向ゾール構造図で、第４− ａ図のＸＸ断面図、第５図
は本発明の一実鵬例の効果を説明するだめの図である。 ｌ・・・タービン動翼、３・・・静翼セグメント、４・
・・静翼組立体、５・・・エンドウオール、９・・・板
状部材、１１・・・軸受” ’） ／ング、１２・・・
タービンロータ。 第 ５図 １転合内
Claims (1)
- １．０夙と勅）鷹とを有する軸流タービンにおいて、１
袖受ハウジングまたは内ケーゾングから延びた部４Ａに
より第１段静真の内径側の半値方向ご置を固定するよう
に吏持し、該第１段静Ａの外面側エンドウオールはＦυ
１ｆ、側に延びる１段・ｔｊｎの７ユラウドと一体比或
いは固ン〆すると共に、外ケーシングの内周側と摺！１
１１ＩＩｊｆ能なガスタービンの静翼溝遺としたことを
Ｉ特徴とする軸流ターピ／の動翼先端すきま調整装置。
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15392382A JPS5943905A (ja) | 1982-09-06 | 1982-09-06 | 軸流タ−ビンの動翼先端すきま調整装置 |
| EP83108779A EP0103260A3 (en) | 1982-09-06 | 1983-09-06 | Clearance control for turbine blade tips |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15392382A JPS5943905A (ja) | 1982-09-06 | 1982-09-06 | 軸流タ−ビンの動翼先端すきま調整装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5943905A true JPS5943905A (ja) | 1984-03-12 |
Family
ID=15573040
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP15392382A Pending JPS5943905A (ja) | 1982-09-06 | 1982-09-06 | 軸流タ−ビンの動翼先端すきま調整装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5943905A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS62290365A (ja) * | 1986-06-04 | 1987-12-17 | Mitsubishi Electric Corp | パルス駆動回路 |
-
1982
- 1982-09-06 JP JP15392382A patent/JPS5943905A/ja active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS62290365A (ja) * | 1986-06-04 | 1987-12-17 | Mitsubishi Electric Corp | パルス駆動回路 |
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