DE1109057B - Raketengeschoss - Google Patents
RaketengeschossInfo
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Description
Die Erfindung bezieht sich auf Raketengeschosse, bei denen eine oder mehrere um die Längsachse des
Geschosses angeordnete Düsen den Schub für den Vortrieb erzeugen.
Die bekannten Raketengeschosse sind durch Stabilisierflossen
oder durch ihren Drall stabilisiert.
Im allgemeinen gibt man Raketengeschossen mit Stabilisierflossen eine sehr geringe Rotation von etwa
10 bis 15 Umdrehungen pro Sekunde, um die Wirkung einer Unsymmetrie des Aufbaues auszuschalten.
Durch sie allein wird keine ausreichende Stabilisierung erreicht. Die Stabilisierflossen haben den Zweck,
den aerodynamischen Mittelpunkt hinter den Schwerpunkt der gesamten Geschoßmasse zu legen. Der
aerodynamische Mittelpunkt ist der Angriffspunkt der aerodynamischen Resultierenden des auf das Geschoß
wirkenden Luftwiderstandes. Diese Resultierende hat einen schwachen Anstellwinkel gegenüber der Längsachse
des Geschosses. Das Gleichgewicht des Geschosses ist um so stabiler, je weiter der aerodynamische
Mittelpunkt hinter dem Schwerpunkt gelegen ist.
Im Gegensatz dazu liegt bei Raketengeschossen ohne Stabilisierungsfläche der aerodynamische Mittelpunkt
sehr weit vor dem Schwerpunkt und etwa im Abstand von zwei Drittel der Länge des spitzbogenförmigen
Vorderteils hinter der Spitze, während der Schwerpunkt viel weiter hinten liegt. Das Geschoß
hat dann ein unstabiles Gleichgewicht, und die Stabilität wird nur erhalten, wenn sich das Geschoß mit
großer Geschwindigkeit von mindestens 200 Umdrehungen pro Sekunde um seine Achse dreht. Eine
gyroskopische Stabilisierung ist aber bei erhöhter Geschwindigkeit mit gewissen Geschoßtypen nicht zu
erreichen.
Bei den bekannten Typen der Raketengeschosse und bei den klassischen Geschossen ohne eigenen
Antrieb befindet sich also der aerodynamische Mittelpunkt in einem erheblichen Abstand vom Schwerpunkt,
entweder hinter ihm oder vor ihm. Daraus entsteht die Schwierigkeit, die Geschosse auf ihrer
Flugbahn zu halten. Unter der Einwirkung einer seitlichen Windkomponente greift am Geschoß ein Drehmoment
an, das bestrebt ist, das Geschoß zu kippen. Dieses Kippmoment ist aber proportional der Länge
seines Hebelarmes, d. h. dem Abstand zwischen dem Schwerpunkt und dem aerodynamischen Mittelpunkt,
und tritt um so mehr in Erscheinung, je größer dieser Hebelarm ist.
Zwar ist die durch die aerodynamische Wirkung des seitlichen Windes verursachte Störung bei Geschossen
ohne eigenen Antrieb, z. B. bei einer aus Raketengeschoß
Anmelder:
Societe Nouvelle des Etablissements Brandt, Paris
Vertreter: Dipl.-Ing. R. Ohmstede, Patentanwalt,
Stuttgarts, Falbenhennenstr. 17
Beanspruchte Priorität:
Frankreich vom 2. März 1955
Frankreich vom 2. März 1955
einer Kanone abgeschosssenen Granate gering. Bei Raketengeschossen ist dies jedoch nicht der Fall. Bei
diesen neigt das vom seitlichen Wind verursachte Drehmoment die Achse des Geschosses, die mit der
Schubrichtung zusammenfällt, gegenüber der Flugbahntangente. Die dadurch entstehende quer zur
Flugbahn wirkende Komponente dieses Schubes gibt dem Geschoß eine um so größere transversale Geschwindigkeit,
je größer der Anteil des Impulses ist, der dem Geschoß außerhalb des Abschußgerätes
erteilt wird.
Für die beiden bekannten Arten von Raketengeschossen mit Stabilisierungsflosse einerseits oder
mit Drallstabilisierung andererseits wird die Abweichung durch die Einwirkung eines seitlichen Windes
sehr groß. Bei flossenstabilisierten Geschossen macht sie sich besonders in einer Richtungsänderung,
bei drallstabilisierten Geschossen in einer Änderung der Reichweite bemerkbar.
Außerdem ist bereits ein Geschoß, jedoch ohne eigenen Antrieb bekanntgeworden, welches als Bombe
mit Leitwerk ausgebildet ist und bei dem der aerodynamische Mittelpunkt etwa in einer Entfernung des
0,6fachen des Kalibers hinter dem Schwerpunkt angeordnet ist. Ein anderes ebenfalls bekanntes Geschoß
ist für Handfeuerwaffen kleinen Kalibers bestimmt und ist vorn kugelförmig ausgebildet. An das kugelmörmige
Vorderteil schließt sich gegebenenfalls noch
109 617/50
ein Leitwerk an. Bei dieser Ausführungsform liegt der Schwerpunkt vor dem aerodynamischen Mittelpunkt,
und zwar ziemlich nah an demselben. Die vorliegende Erfindung, die sich auf die obigen Betrachtungen
stützt, hat ein Raketengeschoß zum Ziel, das für das durch einen Seitenwind verursachte Kippmoment viel
weniger empfindlich ist und daher einen sehr präzisen Schuß erlaubt. Dies wird dadurch erreicht, daß die
Form seines Körpers und die Verteilung seiner Massen so gewählt ist, daß der Abstand des aerodynamischen
Mittelpunktes vom Schwerpunkt in einem Bereich zwischen + und —0,3 mal dem Kaliber des
Geschosses beträgt, wobei ein geringer Abstand zwischen den beiden Punkten an sich bereits bekannt ist,
und daß Mittel vorgesehen sind, die dem Geschoß auf seiner Flugbahn einen kleinen, stabilisierenden Drall
von etwa 40 bis 120 Umdrehungen pro Sekunde geben. Dieser Drall hängt jedoch von den aerodynamischen
Kennzeichen des Geschosses ab.
Dank der Tatsache, daß der aerodynamische Mittelpunkt ziemlich nahe an dem Schwerpunkt liegt, ist
der Arm des durch die aerodynamischen Kräfte verursachten, störenden Drehmomentes sehr klein, und,
im Grenzfall, wenn der aerodynamische Mittelpunkt genau mit dem Schwerpunkt zusammenfällt, ist das
störende Drehmoment gleich Null. Das Geschoß ist also der Konstruktion nach entweder im indifferenten
Gleichgewicht oder mindestens sehr nahe an diesem Gleichgewichtszustand. Wenn dieses indifferente
Gleichgewicht genau erreicht ist und über den ganzen Verlauf des Schusses aufrechterhalten ist, wird sich
das Geschoß auf seiner ganzen Bahn im Gleichgewicht befinden, aber man kann nicht immer absolut
sicher sein, daß der aerodynamische Mittelpunkt mit dem Schwerpunkt genau zusammenfällt, und überdies
kann diese Übereinstimmung, selbst wenn sie beim Abschuß des Geschosses sehr genau war, aufgehoben
werden, weil im Laufe des Fluges des Geschosses sich sein Schwerpunkt nach vorn verschiebt. Eine genaue
Übereinstimmung des aerodynamischen Mittelpunktes mit dem Schwerpunkt kann also nicht auf der ganzen
Flugbahn des Geschosses erhalten werden. Außerdem können andere Ursachen der Störung, wie z. B. der
Stoß beim Abschuß, eine Exzentrizität des Schubes durch die ausströmenden Treibgase oder eine Unsymmetrie
in der Fertigung, nicht gänzlich vermieden werden. Aus diesen Gründen ist vorgesehen, daß dem
Geschoß auf seiner Flugbahn eine geringe stabilisierende Rotation um seine Achse erteilt wird, die selbst
bei geringer Drehzahl ausreicht, weil ja bereits beim Entstehen der Störung das Geschoß in einem Zustand
nahe dem indifferenten Gleichgewicht ist und während des Fluges bleibt.
Weitere Merkmale ergeben sich aus der Beschreibung von Ausführungsformen der Erfindung.
Fig. 1 bis 5 zeigen Längsschnitte durch Ausführungsformen der Raketengeschosse gemäß der
Erfindung.
Bei der in Fig. 1 dargestellten Ausführungsform ist die Erfindung auf ein Raketengeschoß mit Stabilisierungsflossen
10 und einem in Züge eingreifenden Führungsring 12 angewendet.
Das Geschoß weist einen zylindrischen, spitz zulaufenden Körper 1 vom Kaliber b auf. Der Vorderteil
2 ist mit einem Zünder 3 versehen, der zur Zündung einer Ladung 4 bestimmt ist, die, wie dargestellt,
vorteilhaft aus einer Hohlraumladung bestehen kann.
Diese Ladung 4 stützt sich entweder direkt oder in bekannter Art über eine nicht dargestellte, zentrale
Hauptstütze auf einer Querwand 5 ab, die in dem hinteren Teil des Geschosses eine Kammer 6 abteilt,
in der die Treibladung 7 angeordnet ist.
Diese Ladung bekannter Art weist beispielsweise einen mittleren Kanal 8 auf, der als Verbrennungskammer
dient. Die Gase verlassen das Geschoß durch eine Düse 9 als axialen Strahl, der den Antriebsschub
erzeugt.
Der Körper 1 ist hinten mit einer Anzahl Stabilisierungsflossen 10 versehen, von denen im dargestellten
Beispiel je eine um eine längsverlaufende Achse 11 drehbar gelagert ist. Diese Achse 11 erlaubt, daß die
Stabilisierungsflossen 10 im Augenblick des Abschusses, wie an sich bekannt, an der Düse 9 angelegt
bleiben, so daß die Geschoßteile beim Abschuß innerhalb des Kalibers b des Geschosses Platz finden.
Die Achse der Düse 9 fällt im dargestellten Beispiel
genau mit der Längsachse X-X des Geschosses zusammen.
Das Geschoß weist noch einen Führungsring 12 auf, dessen Vorsprünge mit den Mantellinien des
zylindrischen Teiles des Körpers 1 einen bestimmten Winkel y bilden. Sie werden beim Abschuß in den
Zügen der Abschußvorrichtung geführt und geben dem Geschoß während des Abschusses einen Drall.
Das Geschoß, dessen soeben beschriebene Form und Anordnung bekannt sind, unterscheidet sich von
den bekannten Geschossen zunächst durch das wichtige Merkmal, daß der aerodynamische Mittelpunkt F,
d. h. der Punkt, durch welchen bei einem geringen Einfallswinkel des Windes von 10° die aerodynamische
Resultierende des Luftwiderstandes auf das Geschoß einschließlich der Flossen wirkt, sich in
einem sehr geringen Abstand χ vom Schwerpunkt G der gesamten Geschoßmasse befindet. Dieser Abstand
x, der im Grenzfall Null sein kann, liegt in einem Bereich zwischen + und — 0,3 b, wobei b das
Kaliber des Geschosses ist.
Der Punkt F kann daher, wenn er nicht genau mit dem Schwerpunkt G zusammenfällt, sowohl vor dem
Schwerpunkt als auch hinter ihm liegen.
Die Lage des Schwerpunktes G ist durch den konstruktiven Aufbau bestimmt, die Lage des aerodynamischen
Mittelpunktes F kann angenähert durch Rechnung bestimmt werden. Die genaue Bestimmung
wird experimentell durchgeführt.
Die Lage des aerodynamischen Mittelpunktes F ist mit guter Annäherung durch die folgende Formel (A)
gegeben:
3d
(A)
η ist die Zahl der Flossen 10, S die Oberfläche
einer Flosse, α der Abstand des Schwerpunktes G des Geschosses vom Druckzentrum jeder Flosse,
b das Kaliber des Geschosses, c der Abstand des Schwerpunktes G von der Spitze des Geschoßvorderteiles
2, d die Länge des spitzbogenförmig verlaufenden Teiles des Geschosses, e ein Koeffizient, welcher
der Änderung der senkrechten Komponente der aerodynamischen Rückwirkungen auf eine der
Stabilisierungsflossen 10 bei einer Änderung des Anstellwinkels, d. h. einer Änderung des Auftriebes,
entspricht, k ein Koeffizient oder Parameter, abhängig von d/b.
In der Praxis kann man k = 6 oder 6,5 oder 6,8 · 10-2 entsprechend d/b = 1,5 oder 2,5 setzen.
In der obenstehenden Formel (A) sind alle Werte der rechten Seite, einschließlich dem von der Form
der Flossen abhängenden e, durch die Konstruktion bekannt, und im linken Ausdruck ist a in gleicher
Weise bekannt. Die Formel erlaubt also bei gegebenem η S zu berechnen oder umgekehrt.
Um die Bestimmung der Oberfläche der Stabilisierflossen genau vorzunehmen, kann man den aerodynamischen
Mittelpunkt F des Geschosses im Windkanal bestimmen. Hierfür kann man die üblichen Modellversuche
mit variablen Größen der Stabiliserungsflossen vorsehen.
Man kann dann eine Kurve zeichnen, die für die verschiedenen, als Abszisse aufgetragenen Werte der
Oberfläche in der Ordinate die entsprechenden Lagen des aerodynamischen Mittelpunkts ergibt. Auf der
Ordinate für die Lage des Schwerpunktes ist am Schnittpunkt mit der gezeichneten Kurve jener bestimmte
Oberflächenwert zu erkennen, bei dem der aerodynamische Mittelpunkt mit dem Schwerpunkt
zusammenfällt.
Die gezeichnete Kurve ist außerdem eine Funktion der Windgeschwindigkeit im Windkanal. Man muß
daher für diese Untersuchung eine Windgeschwindigkeit wählen, die gleich der mittleren Geschwindigkeit
ist, die das Geschoß haben wird.
Durch die vorerwähnte Formel (A), vervollständigt durch das obenerwähnte empirische Vorgehen, ist es
also möglich, die Größe der Oberfläche der Flossen zu bestimmen. Im folgenden sollen noch die Mittel
angegeben werden, durch die die gewünschte Rotationsgeschwindigkeit erzielt wird. Diese Rotationsgeschwindigkeit wird durch den Drallwinkel der Vor-
Sprünge des Führungsringes 12 erreicht. Es sei y dieser Drallwinkel, der in der Fig. 1 der besseren
Darstellung wegen in die Schnittebene projiziert ist. Durch Rechnung kann bestätigt werden, daß bei eingehaltener
Bedingung der Formel (A) die Rotationsgeschwindigkeit günstig ist, wenn der Drallwinkel y
folgender Ungleichung genügt:
tg2J > -ν-'
J0 2
~2g
Qc-Id)
lld
(B)
45
Die Werte k, b, c, d sind die gleichen wie die in der Formel (A). g ist die Erdbeschleunigung; I1 ist das
Trägheitsmoment des Geschosses bezüglich einer Kippachse, d. h. bezüglich einer durch den Schwerpunkt
gehenden Achse senkrecht zu der Längsachse X-X; I0 ist der Trägheitsmoment des Geschosses
bezüglich der Längsachse X-X, d. h. bezüglich der Rotationsachse; D ist die Luftdichte in kg/m3.
Die obigen Formeln (A) und (B) sind in MKS-(Meter, Kilogramm, Sekunde) System aufgestellt.
Wenn die beiden obenerwähnten Bedingungen (A) und (B) bezüglich der Lage des aerodynamischen
Mittelpunkts F und der Neigung der Flossen erfüllt sind, ist das Geschoß auf dem ganzen angetriebenen
Teil seiner Flugbahn etwa im indifferenten aerodynamischen Gleichgewicht, und seine Rotationsgeschwindigkeit
genügt, das Geschoß vollständig zu stabilisieren. Dabei tritt die Stabilisierung sogar vor dem
Entfalten der Flossen ein, wie auch immer die Anstellung der Flossen bezüglich der Längsachse X-X des
Geschosses ist. Es ist jedoch nicht berücksichtigt, daß die Flossen die Rotation durch die Anstellung
bremsen.
Ein besonders günstiges Ergebnis wird erzielt, wenn der Anstellwinkel i, den die Stabilisierungsflossen mit der Längsachse X-X des Geschosses
bilden, genauso groß wie der Winkel ist, den die Resultierende einnimmt, die aus der Fluggeschwindigkeit
des Geschosses und dem Vektor, der der Rotationsgeschwindigkeit des Geschosses in drei Vierteln
der Verbrennungsperiode entspricht, zusammengesetzt ist. In der Figur ist der Winkel / wieder in die
Schnittebene projiziert.
Wenn diese Bedingung für den Anstellwinkel der Stabilisierungsflossen eingehalten ist, durchläuft die
Geschwindigkeit des zuerst gebremsten Geschosses ein Minimum und steigt dann leicht an. In der Fig. 2
ist eine andere Ausführungsform der Erfindung dargestellt, bei der, wie bei der vorhergehenden, ein
Führungsring 12 vorgesehen ist. Dieses Geschoß unterscheidet sich von dem vorhergehenden nur dadurch,
daß die Stabilisierungsflossen 10« innerhalb des Kalibers b liegen. Ihr Anstellwinkel kann vorteilhafterweise
in derselben Art wie beim Beispiel der Fig. 1 bestimmt werden. Es gelten auch hier die
Formeln (A) und (B).
Bei der in Fig. 3 dargestellten Ausführungsform der Erfindung ist die Sprengladung 4 b nicht als Hohlraumladung
ausgebildet. Bei dieser Ausführungsform liegt der Schwerpunkt G etwas vor dem aerodynamischen
Mittelpunkt F, aber auch in diesem Falle ist und bleibt der Abstand kleiner als 0,3 b. Dieses Geschoß
hat ausklappbare Stabilisierungsflossen 10 b. Die Rotation wird jedoch durch Düsen 9 b erreicht,
deren Längsachse Y-Y in einem Winkel ζ zu der Längsachse X-X des Geschosses liegt. Diese Achse
Y-Y ist der besseren Darstellung wegen in die Schnittebene der Zeichnung projiziert. Um eine geeignete
Rotationsgeschwindigkeit zu erhalten, ist es notwendig, daß der Winkel ζ folgender Ungleichung
genügt:
It D Qc-3d)
tg"Z>MV<
T? Td
(C>
in der M die Masse des Geschosses und r der Abstand der Düse von der Geschoßachse X-X ist.
In Fig. 4 ist eine Ausfürungsform eines erfindungsgemäßen Geschosses dargestellt, die überhaupt keine
Stabilisierungsflossen aufweist. Der Geschoßkörper hat praktisch die Form einer Spitze. Der Antrieb
erfolgt durch eine zentrale Düse 9 c. Das Geschoß wird durch einen Führungsring 12 c in Umdrehung
versetzt, wobei der Drallwinkel y der Ungleichung (B) genügt. Bei einem Geschoß dieser Form liegt die
Lage des aerodynamischen Mittelpunkts F endgültig fest; dieser befindet sich in einem Abstand von dem
vorderen Ende der Spitze, der zwei Drittel der Gesamtlänge entspricht. Die Lage des Schwerpunktes g
ist durch die Forderung bestimmt, daß sein Abstand von F kleiner als 0,3 b sein soll.
Bei der in Fig. 5 dargestellten, ähnlichen Ausführungsform wird die Rotation wie beim Beispiel nach
Fig. 3 durch Anstellung der Düsen 9 d erreicht, der Anstellwinkel genügt der obigen Ungleichung (C).
Claims (4)
1. Raketengeschoß, dadurch gekennzeichnet,
daß die Form seines Körpers und die Verteilung seiner Massen so gewählt sind, daß der Abstand
(x) des aerodynamischen Mittelpunktes (F) vom
Schwerpunkt (G) in einem Bereich zwischen + und — 0,3 mal dem Kaliber (b) des Geschosses
beträgt, wobei ein geringer Abstand zwischen den beiden Punkten an sich bereits bekannt ist, und
daß Mittel (12, 12 c, 9 b, 9d) vorgesehen sind,
die dem Geschoß auf seiner Flugbahn einen kleinen stabilisierenden Drall von etwa 40 bis
120 Umdrehungen pro Sekunde geben.
2. Geschoß nach Anspruch 1 mit einem einen spitzbogenförmigen Längsschnitt aufweisenden
Vorderteil, dadurch gekennzeichnet, daß das Geschoß Stabilisierungsflossen (10, 10 a, 10 b) aufweist,
deren Zahl und Oberfläche mindestens etwa der folgenden Gleichung (1) genügt:
-lSa =
kl? ^Z
2d)
15
3d
in der η die Zahl der Flossen, 5 die Oberfläche einer Flosse, α der Abstand des Schwerpunktes
(G) des Geschosses vom Druckzentrum jeder Flosse, b das Kaliber des Geschosses, c der Abstand
des Schwerpunktes (G) von der Spitze des Geschoßvorderteils (2), d die Länge des spitzbogenförmig verlaufenden Teiles des Geschosses,
e ein Koeffizient, welcher der Änderung der senkrechten Komponente der aerodynamischen Reaktionskräfte
auf eine der Stabilisierangsflossen bei einer Änderung der Anstellung des Geschosses
entspricht, und k ein Koeffizient oder Parameter, abhängig von d/b ist.
3. Geschoß nach Anspruch 1 mit dem Geschoß eine Rotation gebenden Vorsprüngen auf dem
Geschoßkörper, die in einem Winkel zu der Längsachse des Geschosses stehen, dadurch gekennzeichnet,
daß der Anstellwinkel dieser Vorsprünge (12, 12 c) der folgenden Ungleichung (2)
genügt:
in der g die Erdbeschleunigung, It das Trägheitsmoment
des Geschosses bezüglich einer Kippachse, d. h. bezüglich einer durch den Schwerpunkt
gehenden Achse senkrecht zu der Längsachse X-X, I0 das Trägheitsmoment des
Geschosses bezüglich der Längsachse X-X, d. h. bezüglich der Rotationsachse, und D die Luftdichte
in kg/m3 ist.
4. Geschoß nach Anspruch 1, das durch Anstellen von um die Längsachse des Geschosses
angeordneten Düsen eine Rotation erhält, dadurch gekennzeichnet, daß der Anstellwinkel (z)
folgender Ungleichung (3) genügt:
D , ,„ (3c -3d)
in der M die Masse des Geschosses und r der Abstand der Düse von der Geschoßachse X-X ist.
In Betracht gezogene Druckschriften:
Schweizerische Patentschriften Nr. 197 007,
567;
Schweizerische Patentschriften Nr. 197 007,
567;
französische Patentschriften Nr. 809 181, 816 083; britische Patentschrift Nr. 482546;
USA.-Patentschrift Nr. 1194363.
USA.-Patentschrift Nr. 1194363.
Hierzu 1 Blatt Zeichnungen
© 109 617/50 6.61
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR330530X | 1955-03-02 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE1109057B true DE1109057B (de) | 1961-06-15 |
Family
ID=8890873
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DES47748A Pending DE1109057B (de) | 1955-03-02 | 1956-03-01 | Raketengeschoss |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
BE (1) | BE545501A (de) |
CH (1) | CH330530A (de) |
DE (1) | DE1109057B (de) |
GB (1) | GB778618A (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2557293A1 (de) * | 1975-12-19 | 1977-06-30 | Dynamit Nobel Ag | Uebungsgeschoss |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US1194363A (en) * | 1916-08-15 | Baltasar fargas de casanovas and ramon rubio y roger | ||
FR809181A (fr) * | 1935-07-18 | 1937-02-25 | Projectile dont le centre de gravité est placé en avant du centre de résistance | |
FR816083A (fr) * | 1936-03-30 | 1937-07-29 | Perfectionnements aux projectiles | |
GB482546A (en) * | 1936-03-13 | 1938-03-31 | Sageb Sa | Improvements in or relating to a projectile for smooth bore weapons |
CH197007A (fr) * | 1937-01-04 | 1938-04-15 | Sageb Societe Anonyme De Gesti | Projectile empenné. |
CH208567A (fr) * | 1937-06-28 | 1940-02-15 | Sageb Societe Anonyme De Gesti | Projectile comportant un dispositif de propulsion à réaction. |
-
0
- BE BE545501D patent/BE545501A/xx unknown
-
1956
- 1956-02-24 CH CH330530D patent/CH330530A/fr unknown
- 1956-02-24 GB GB5768/56A patent/GB778618A/en not_active Expired
- 1956-03-01 DE DES47748A patent/DE1109057B/de active Pending
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US1194363A (en) * | 1916-08-15 | Baltasar fargas de casanovas and ramon rubio y roger | ||
FR809181A (fr) * | 1935-07-18 | 1937-02-25 | Projectile dont le centre de gravité est placé en avant du centre de résistance | |
GB482546A (en) * | 1936-03-13 | 1938-03-31 | Sageb Sa | Improvements in or relating to a projectile for smooth bore weapons |
FR816083A (fr) * | 1936-03-30 | 1937-07-29 | Perfectionnements aux projectiles | |
CH197007A (fr) * | 1937-01-04 | 1938-04-15 | Sageb Societe Anonyme De Gesti | Projectile empenné. |
CH208567A (fr) * | 1937-06-28 | 1940-02-15 | Sageb Societe Anonyme De Gesti | Projectile comportant un dispositif de propulsion à réaction. |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2557293A1 (de) * | 1975-12-19 | 1977-06-30 | Dynamit Nobel Ag | Uebungsgeschoss |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CH330530A (fr) | 1958-06-15 |
BE545501A (de) | |
GB778618A (en) | 1957-07-10 |
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