JPS6325323A - 荷重伝達構造 - Google Patents
荷重伝達構造Info
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- JPS6325323A JPS6325323A JP62166240A JP16624087A JPS6325323A JP S6325323 A JPS6325323 A JP S6325323A JP 62166240 A JP62166240 A JP 62166240A JP 16624087 A JP16624087 A JP 16624087A JP S6325323 A JPS6325323 A JP S6325323A
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- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 10
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 18
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 5
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 3
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 2
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 230000001141 propulsive effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
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)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Glass Compositions (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】
本発明は荷重伝達構造、殊にガスタービンエンジンに適
した荷重伝達構造に関る、。
した荷重伝達構造に関る、。
航空機の推進のためのガスタービンエンジンの一つの特
定な形は、下流端にパワータービンを有して、該パワー
タービンが１組以上のプロペラ状ファン推進翼を駆動る
、ようにされている従来のガスタービン・コアエンジン
を含む。もしもプロはう状推進翼がパワータービンのタ
ービン動翼列の半径方向外方限界に直接に取付けられる
ならば、それらとそれらを従来のように取り囲むカウリ
ングとは必然的にエンジンの下流端に在る。この型式の
配置において、エンジンを航空機に据付けるだめの構造
をパワータービンの近辺に位置付ける、ことが必要であ
る。その結果、コアエンジンは航空機に直接に取付けら
れず、代シにパワータービンに取付けられる。
定な形は、下流端にパワータービンを有して、該パワー
タービンが１組以上のプロペラ状ファン推進翼を駆動る
、ようにされている従来のガスタービン・コアエンジン
を含む。もしもプロはう状推進翼がパワータービンのタ
ービン動翼列の半径方向外方限界に直接に取付けられる
ならば、それらとそれらを従来のように取り囲むカウリ
ングとは必然的にエンジンの下流端に在る。この型式の
配置において、エンジンを航空機に据付けるだめの構造
をパワータービンの近辺に位置付ける、ことが必要であ
る。その結果、コアエンジンは航空機に直接に取付けら
れず、代シにパワータービンに取付けられる。
コアエンジンを据付けなければならないパワータービン
の中の主要支持構造はパワータービンを通るガス通路の
半径方向内方に置かれる。しかしコアエンジンは通常、
その外側ケーゾングの下流端から据付けられるので、コ
アエンジンとパワータービンを連結る、荷重伝達構造は
運転中にコアエンジンからパワータービンに排出される
高温ガス流の中を通過しなければならない。
の中の主要支持構造はパワータービンを通るガス通路の
半径方向内方に置かれる。しかしコアエンジンは通常、
その外側ケーゾングの下流端から据付けられるので、コ
アエンジンとパワータービンを連結る、荷重伝達構造は
運転中にコアエンジンからパワータービンに排出される
高温ガス流の中を通過しなければならない。
前記高温ガス流のために生ずる温度勾配の影響を最少限
にる、、コアエンジンとパワータービンの間の荷重伝達
構造を与えることが本発明の一目的である。
にる、、コアエンジンとパワータービンの間の荷重伝達
構造を与えることが本発明の一目的である。
本発明によれば、第１および第２のほぼ円形の、同心で
半径方向に隔置される部材の間で荷重を伝達る、ための
構造は、前記第１および第２の部材を連結る、、複数の
円周方向に隔置されて半径方向に延在る、スポーク部材
を含み、各スポーク部材は、第１部材に、実質的に半径
方向の相対運動のみが両者間に許されるよって取付けら
れ、第２部材に、少なくとも２つの軸方向に整合し軸方
向に隔置された位置にて固定取付けされ、前記第２部材
に近い位置にあって各スポーク部材とその隣りのスポー
ク部材の円周方向延在部との間に円周方向荷重の伝達は
許さず半径方向荷重の伝達を許すように、円周方向の隣
りのスポーク部材と協働る、ようにされた円周方向延在
部が前記スポーク部材の各々に設けられる。
半径方向に隔置される部材の間で荷重を伝達る、ための
構造は、前記第１および第２の部材を連結る、、複数の
円周方向に隔置されて半径方向に延在る、スポーク部材
を含み、各スポーク部材は、第１部材に、実質的に半径
方向の相対運動のみが両者間に許されるよって取付けら
れ、第２部材に、少なくとも２つの軸方向に整合し軸方
向に隔置された位置にて固定取付けされ、前記第２部材
に近い位置にあって各スポーク部材とその隣りのスポー
ク部材の円周方向延在部との間に円周方向荷重の伝達は
許さず半径方向荷重の伝達を許すように、円周方向の隣
りのスポーク部材と協働る、ようにされた円周方向延在
部が前記スポーク部材の各々に設けられる。
以下に添付図面を参照しつつ、例示によυ本発明を記載
る、。
る、。
第１図を参照して、ダクテッドファン・ガスタービンエ
ンジン１０は下流端にパワータービン１２を有る、コア
エンジン１１を含む。コアエンジン１１は、空気取入口
１３、圧縮機部１４、燃焼装置１５、およびタービン１
６を含むという点で、従来構造のものである。コアエン
ジン１１０機能は従来通シの態様であり、空気取入口１
３を通して取入口た空気が圧縮機部１４により圧縮され
た後、燃料と混合され、その混合機が燃焼装置１５の中
で燃焼し、その時生じた燃焼生成物がタービン１６を通
って膨張した後、パワータービン１２の中に排出される
。
ンジン１０は下流端にパワータービン１２を有る、コア
エンジン１１を含む。コアエンジン１１は、空気取入口
１３、圧縮機部１４、燃焼装置１５、およびタービン１
６を含むという点で、従来構造のものである。コアエン
ジン１１０機能は従来通シの態様であり、空気取入口１
３を通して取入口た空気が圧縮機部１４により圧縮され
た後、燃料と混合され、その混合機が燃焼装置１５の中
で燃焼し、その時生じた燃焼生成物がタービン１６を通
って膨張した後、パワータービン１２の中に排出される
。
パワータービン１２は、数段の反転タービン動翼を含み
、そのうちの２段はその半径方向外方端にそれぞれファ
ン動翼１７．１８が取付けられているという点で、従来
構造のものと異なる。ファン動翼１７．１８は反転し、
ファンカウリング１９に囲まれる。
、そのうちの２段はその半径方向外方端にそれぞれファ
ン動翼１７．１８が取付けられているという点で、従来
構造のものと異なる。ファン動翼１７．１８は反転し、
ファンカウリング１９に囲まれる。
運転中、コアエンジンから排出された高温ガスはパワー
タービン１２に向けられてタービン動翼を反転させ、ひ
いてはプロはう状推進翼１７．１８の反転を生ずる。成
る量の推力は環状出口ダクト２０を通ってパワータービ
ン１２から排出されるガスによって与えられる。しかし
ガスタービンエンジン１０の推力の大部分は、ファンダ
クト１９の上流端２１にて引き込まれ、反転る、プロは
う状推進翼１７．１８により加速されてファンカウリン
グ１９の下流端２２から排出される空気によって与えら
れる。
タービン１２に向けられてタービン動翼を反転させ、ひ
いてはプロはう状推進翼１７．１８の反転を生ずる。成
る量の推力は環状出口ダクト２０を通ってパワータービ
ン１２から排出されるガスによって与えられる。しかし
ガスタービンエンジン１０の推力の大部分は、ファンダ
クト１９の上流端２１にて引き込まれ、反転る、プロは
う状推進翼１７．１８により加速されてファンカウリン
グ１９の下流端２２から排出される空気によって与えら
れる。
ファンカウリング１９とコアエンジン１１はほぼ半径方
向に延在る、複数の前部ストラット２３により連結され
るが、ほぼ半径方向に延在る、複数の後部ストラット２
４がファンカウリング１９をパワータービン１２の残シ
の部分に連結る、。後部ストラット２４はエンジン１０
とエンジンが運用中に搭載される航空機との間の荷重伝
達の大部分を分担し、パワータービン１２内のほぼ円筒
形の支持部材２５の軸方向下流端にその半径方向内方端
が取付けられる。円筒形支持部材２５はパワータービン
１２の反転る、要素の全部を担持し、その上流端は、第
２図に、より詳しく示される荷重伝達構造２７によって
コアエンジン１１のケーシング２６の下流端に取付けら
れる。
向に延在る、複数の前部ストラット２３により連結され
るが、ほぼ半径方向に延在る、複数の後部ストラット２
４がファンカウリング１９をパワータービン１２の残シ
の部分に連結る、。後部ストラット２４はエンジン１０
とエンジンが運用中に搭載される航空機との間の荷重伝
達の大部分を分担し、パワータービン１２内のほぼ円筒
形の支持部材２５の軸方向下流端にその半径方向内方端
が取付けられる。円筒形支持部材２５はパワータービン
１２の反転る、要素の全部を担持し、その上流端は、第
２図に、より詳しく示される荷重伝達構造２７によって
コアエンジン１１のケーシング２６の下流端に取付けら
れる。
第２図を参照して１．Ｃツータービン１２の回転部分の
上流端３０を支承る、軸受２９を担持る、環状軸受ハウ
ジング２８を荷重伝達構造が含む。
上流端３０を支承る、軸受２９を担持る、環状軸受ハウ
ジング２８を荷重伝達構造が含む。
軸受ハウジング２８は円筒形支持部材２５の上流端に固
定取付けされ、その上流端に半径方向に延在る、環状パ
ネル３１が、また下流端にほぼ截頭円錐形のパネル３２
が設けられる。パネル３１．３２にはそれぞれリム３３
．３４が設けられ、ガス通路４０を横切って半径方向に
延在してコアエンジン１１をパワータービン１２に連結
る、複数のスポーク部材３５の半径方向内方限界をこれ
らのリムが支持る、。
定取付けされ、その上流端に半径方向に延在る、環状パ
ネル３１が、また下流端にほぼ截頭円錐形のパネル３２
が設けられる。パネル３１．３２にはそれぞれリム３３
．３４が設けられ、ガス通路４０を横切って半径方向に
延在してコアエンジン１１をパワータービン１２に連結
る、複数のスポーク部材３５の半径方向内方限界をこれ
らのリムが支持る、。
各スポーク部材はコアエンジン１１とパワータービン１
２の間のガス流の乱を最少にる、ために空力形状の中央
部を有し、コアエンジンに設けられた対応る、形状のブ
ッシ３８の中におさまる円形断面の栓（スピゴット）３
７が半径方向外方限界に設けられる。しかし、軸方向の
相対運動は許さずに半径方向の相対運動を許す限シ、代
シの連結構造をスポーク部材３５とコアエンジン・ケー
シング２６の間に用いることもできるであろう。
２の間のガス流の乱を最少にる、ために空力形状の中央
部を有し、コアエンジンに設けられた対応る、形状のブ
ッシ３８の中におさまる円形断面の栓（スピゴット）３
７が半径方向外方限界に設けられる。しかし、軸方向の
相対運動は許さずに半径方向の相対運動を許す限シ、代
シの連結構造をスポーク部材３５とコアエンジン・ケー
シング２６の間に用いることもできるであろう。
スポーク部材３５は第３図に見られるように円周方向に
隔置され、各々の半径方向外方限界に、円周方向に延在
る、プラットホーム３８．３９が設けられ、これらは協
働してスポーク部材３５を含むガス通路４０の半径方向
外方限界の一部を画成る、、プラットホーム３８．３９
の縁は円周方向の隙間５４を設けられてプラットホーム
３８．３９の熱膨張を許している。この熱膨張を吸収る
、従来構造のシール４１が隣合せのプラットホーム３８
．３９の間に設けられる。
隔置され、各々の半径方向外方限界に、円周方向に延在
る、プラットホーム３８．３９が設けられ、これらは協
働してスポーク部材３５を含むガス通路４０の半径方向
外方限界の一部を画成る、、プラットホーム３８．３９
の縁は円周方向の隙間５４を設けられてプラットホーム
３８．３９の熱膨張を許している。この熱膨張を吸収る
、従来構造のシール４１が隣合せのプラットホーム３８
．３９の間に設けられる。
ガス通路４０の半径方向内方限界は複数の円周方向に延
在る、プラットホーム４２．４３により画成され、各ス
ポーク部材３５は円周方向に延在る、プラットホーム４
２．４３の各１個をその半径方向内方限界に設けられる
。円周方向に延在る、プラットホーム４２の円周方向長
さは円周方向に延在る、プラットホーム４３のそれより
も長く、各々が隣りのプラットホーム４３に係合る、段
付き部４４を設けられていて、両プラットホームの間に
円周方向の荷重伝達は行われずに半径方向の荷重伝達が
行われるようになっている。つまり隣接プラットホーム
４２．４３の間に円周方向隙間４５が画成されて円周方
向の相対運動が両者間に許される。
在る、プラットホーム４２．４３により画成され、各ス
ポーク部材３５は円周方向に延在る、プラットホーム４
２．４３の各１個をその半径方向内方限界に設けられる
。円周方向に延在る、プラットホーム４２の円周方向長
さは円周方向に延在る、プラットホーム４３のそれより
も長く、各々が隣りのプラットホーム４３に係合る、段
付き部４４を設けられていて、両プラットホームの間に
円周方向の荷重伝達は行われずに半径方向の荷重伝達が
行われるようになっている。つまり隣接プラットホーム
４２．４３の間に円周方向隙間４５が画成されて円周方
向の相対運動が両者間に許される。
第２図に見られるように、環状パネル３１０半径方向外
方限界に設けられたリム３３ば、半径方向に延在る、孔
明きフランジ４６と軸方向に延在る、支持表面４７とを
画成る、ようにほぼＬ形断面形を有る、。截頭円錐形パ
ネル３２の半径方向限界のリム３４は、半径方向に延在
る、孔明きフランジ４８と軸方向に延在る、支持表面４
９とを画成る、ように同様なＬ形断面形を有る、。スポ
ーク部材３５の各々の半径方向内方限界には、それぞれ
リム３３．３４に係合る、孔明きラグ５０．５１が設け
られる。ラグ５０とフランジ４６、そしてラグ５１とフ
ランジ４８は中空ボルト形ダウェル５２によって相互に
固定取付けされる。第３図に見られるように、ダウェル
５２はスポーク部材３５の中央部３６に整合し、相互に
軸方に整合る、。
方限界に設けられたリム３３ば、半径方向に延在る、孔
明きフランジ４６と軸方向に延在る、支持表面４７とを
画成る、ようにほぼＬ形断面形を有る、。截頭円錐形パ
ネル３２の半径方向限界のリム３４は、半径方向に延在
る、孔明きフランジ４８と軸方向に延在る、支持表面４
９とを画成る、ように同様なＬ形断面形を有る、。スポ
ーク部材３５の各々の半径方向内方限界には、それぞれ
リム３３．３４に係合る、孔明きラグ５０．５１が設け
られる。ラグ５０とフランジ４６、そしてラグ５１とフ
ランジ４８は中空ボルト形ダウェル５２によって相互に
固定取付けされる。第３図に見られるように、ダウェル
５２はスポーク部材３５の中央部３６に整合し、相互に
軸方に整合る、。
円周方向に延在る、、半径方向内方プラットホーム４２
の各々は、リム３３．３４にそれぞれ設けられた軸方向
に延在る、支持表面４７．４９から半径方向に隔置され
るが、例外は協働る、隣りのプラットホーム４３０半径
方向内方にある部分５３である。
の各々は、リム３３．３４にそれぞれ設けられた軸方向
に延在る、支持表面４７．４９から半径方向に隔置され
るが、例外は協働る、隣りのプラットホーム４３０半径
方向内方にある部分５３である。
運転中にコアエンジ／１１から排出されて極く高い温度
にある排気ガスはスポーク部材３５の上を通過して、荷
重伝達構造２７の様々の部品の間に、５（１０℃にもな
シ得る大きな温度差を生ずる。
にある排気ガスはスポーク部材３５の上を通過して、荷
重伝達構造２７の様々の部品の間に、５（１０℃にもな
シ得る大きな温度差を生ずる。
殊にスポーク部材３５はそれが取付けられるリム３３．
３４よりも大きな割合で熱膨張る、。この熱膨張の違い
は円周方向隙間４５．５４の変化を生ずるけれども、ス
ポーク部材３５をその等角度隔置関係から外すことはな
い。同様に荷重伝達機構２７の半径方向の膨張は各栓３
７とそれが入るブツ７３８の間の半径方向の相対運動を
生じて、半径方向の荷重がコアエンジン・ケーシング２
６にかからないようにる、。しかし、栓３７とブクシ３
８の協働は、円筒形支持部材２５とコアエンジン・ケー
シング２６が荷重伝達構造２７によって同軸関係に維持
されることを保証る、。
３４よりも大きな割合で熱膨張る、。この熱膨張の違い
は円周方向隙間４５．５４の変化を生ずるけれども、ス
ポーク部材３５をその等角度隔置関係から外すことはな
い。同様に荷重伝達機構２７の半径方向の膨張は各栓３
７とそれが入るブツ７３８の間の半径方向の相対運動を
生じて、半径方向の荷重がコアエンジン・ケーシング２
６にかからないようにる、。しかし、栓３７とブクシ３
８の協働は、円筒形支持部材２５とコアエンジン・ケー
シング２６が荷重伝達構造２７によって同軸関係に維持
されることを保証る、。
ダクテッドファンを設けられたガスタービンエンジンを
引用して本発明を記載したけれども、例えばダクトのな
いプロペラ状推進翼を設けられたような他の形のガスタ
ービンエンジンにも等しく適用されることは当然である
。
引用して本発明を記載したけれども、例えばダクトのな
いプロペラ状推進翼を設けられたような他の形のガスタ
ービンエンジンにも等しく適用されることは当然である
。
第１図は本発明による荷重伝達構造を組込むダクテッド
ファン・ガスタービン推進エンジンの部分断面側面図、 第２図は本発明による荷重伝達構造の一部分の側断面図
、 第３図は第２図のＡ−Ａ線にそう断面図である。 ２７・・・荷重伝達構造
ファン・ガスタービン推進エンジンの部分断面側面図、 第２図は本発明による荷重伝達構造の一部分の側断面図
、 第３図は第２図のＡ−Ａ線にそう断面図である。 ２７・・・荷重伝達構造
Claims (12)
- （１）第１および第２の、ほぼ円形の、同心で半径方向
に隔置される部材の間の荷重伝達のための構造であって
： 前記第１および第２の部材を連結する、円周方向に隔置
されて半径方向に延在する複数のスポーク部材を含み；
前記各スポーク部材は、前記第１の部材に、実質的に半
径方向の相対運動のみが両部材間に許されるように、取
付けられ、また前記第２の部材に、少なくとも２つの軸
方向に整合して軸方向に隔置された位置にて固定的に取
付けられ；前記各スポーク部材には、前記第２の部材に
隣接する位置にあって、前記各スポーク部材とその隣り
のスポーク部材の円周方向延在部との間に円周方向荷重
の伝達は許さずに半径方向荷重の伝達を許すように、円
周方向の隣りのスポーク部材と協働するようにされた、
円周方向延在部が設けられている、荷重伝達のための構
造。 - （２）前記第１および第２の部材はガスタービンエンジ
ンのコアエンジンおよびパワータービンの部分を含み、
前記コアエンジンおよびパワータービンは環状ガス通路
により連結され、前記スポーク部材は前記コアエンジン
およびパワータービンを連結する前記ガス通路を横切っ
て半径方向に延在する、特許請求の範囲第（１）項に記
載の荷重伝達のための構造。 - （３）前記スポーク部材が取付けられる前記コアエンジ
ンの部分はその外側ケーシングであり、前記各スポーク
部材の半径方向外方の限界が前記外側ケーシングに取付
けられている、特許請求の範囲第（２）項に記載の荷重
伝達のための構造。 - （４）前記各スポーク部材にはその半径方向外方の限界
に半径方向に延在する栓（突起）が設けられ、前記栓は
前記コアエンジン・ケーシングに設けられた対応するブ
ッシに半径方向に滑動係合してはめ込まれる、特許請求
の範囲第（３）項に記載の荷重伝達のための構造。 - （５）前記各スポーク部材にはその半径方向外方の限界
に円周方向に延在するプラットホーム部分が設けられ、
隣接する前記スポーク部材のプラットホーム部分の円周
方向の限界が協働して密封係合するので、前記プラット
ホーム部分は前記コアエンジンおよびパワータービンを
連結する前記環状ガス通路の半径方向外方の限界の一部
分を画成する、特許請求の範囲第（３）項に記載の荷重
伝達のための構造。 - （６）前記各スポーク部材の半径方向内方の限界は前記
パワータービン部分に取付けられている特許請求の範囲
第（２）項に記載の荷重伝達のための構造。 - （７）前記各スポーク部材の半径方向内方の限界が前記
軸方向に整合し軸方向に隔置された位置にて固定的に取
付けられるリム部分を、それぞれ画成する２個の軸方向
に隔置された環状パネル部材を、前記パワータービン部
分が含む、特許請求の範囲第（６）項に記載の荷重伝達
のための構造。 - （８）前記パネル部材の少なくとも１個が截頭円錐形を
有する、特許請求の範囲第（７）項に記載の荷重伝達の
ための構造。 - （９）前記リム部分の各々は半径方向に延在するフラン
ジと軸方向に延在する支持表面とを有し、前記各スポー
ク部材の前記半径方向内方の限界の、前記スポーク部材
の前記円周方向に延在する部分との結合部が前記フラン
ジに固定的に取付けられて前記軸方向に延在する支持表
面から半径方向に隔置されており、前記円周方向に延在
するスポーク部材の部分の各々の自由端が前記軸方向に
延在する支持表面の上に乗っている、特許請求の範囲第
（７）項に記載の荷重伝達のための構造。 - （１０）前記円周方向に延在するスポーク部材の部分の
各々の自由端は隣りのスポーク部材の半径方向内方の限
界に設けられた対応する形状特性によって半径方向に係
合される、特許請求の範囲第（９）項に記載の荷重伝達
のための構造。 - （１１）前記円周方向に延在するスポーク部材の部分は
前記ガス通路の半径方向内方の限界の部分を構成する、
特許請求の範囲第（１０）項に記載の荷重伝達のための
構造。 - （１２）前記第２の部材がさらに前記パワータービン内
の軸受の支持部を与えている、特許請求の範囲第（２）
項に記載の荷重伝達のための構造。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB8616151A GB2192233B (en) | 1986-07-02 | 1986-07-02 | A gas turbine engine load transfer structure |
| GB8616151 | 1986-07-02 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6325323A true JPS6325323A (ja) | 1988-02-02 |
| JPH0672571B2 JPH0672571B2 (ja) | 1994-09-14 |
Family
ID=10600454
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP62166240A Expired - Lifetime JPH0672571B2 (ja) | 1986-07-02 | 1987-07-02 | 荷重伝達構造 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4756153A (ja) |
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