DE19813330A1 - Lateral thrust generating process for use with projectiles, e.g. satellites, guided missiles etc. - Google Patents

Lateral thrust generating process for use with projectiles, e.g. satellites, guided missiles etc.

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Abstract

The system has a propulsion unit that includes a decomposition chamber (1) into which a monergol propellant is tangentially introduced at high speed from an electromagnetic valve (4) so that it forms a film (5) on an adjacent surface (6). The film is heated by a pyrotechnic heat source (7) with the resulting gases forming a pressure of 500-800 bar that generates thrust via a supersonic nozzle (2). The process involves introducing a monergol propellant, e.g. hydrazine (N2H4), tangentially and at high speed into the decomposition chamber of a propulsion unit arranged transverse to the longitudinal axis of the projectile via an electromagnetic valve so that a propellant film is produced on the wall of the chamber that has a thickness which is a function of the shaping of the wall, the rate of introduction and the duration of the introduction. The propellant film is decomposed by a pyrotechnic heat source arranged in the wall of the decomposition chamber near the supersonic nozzle and hot gases resulting from the decomposition generate a pressure of between 500-800 bar in the chamber and a corresponding thrust in the supersonic nozzle of the propulsion unit. The inlet aperture for the monergol propellant is closed by a fluid non-return valve when pressure is present in the decomposition chamber and the pyrotechnic heat source generates heat continuously from the beginning to the end of the decomposition.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zur Erzeugung eines Querschubes in einem Flugkörper, bei dem in einem quer zur Längsachse des Flugkörpers angeordneten Triebwerk mit einer Zersetzungskammer und mit einer Überschalldüse eine definierte Menge eines Monergol-Treibstoffes eingebracht wird und durch eine Wärmequelle zersetzt wird, um so den gewünschten Querschub vorgegebener Dauer zu erzeugen.The present invention relates to a production method a transverse thrust in a missile, in which in a transverse to the longitudinal axis of the missile arranged engine with a Decomposition chamber and with a supersonic nozzle a defined Amount of a Monergol fuel is introduced and by a heat source is decomposed so as to achieve the desired transverse thrust to generate a predetermined duration.

Ein derartiges Verfahren dient insbesondere für die Lage- und Bahnkorrektur von Raumflugkörpern; dabei können ein oder mehrere quer zur Längsachse des Flugkörpers angeordnete Triebwerke vorgesehen sein, die zu vorgegebenen Zeitpunkten einzeln gezündet werden, um die gewünschte Bahnkorrektur durchführen zu können.Such a method is used in particular for the location and Orbital correction of spacecraft; one or several arranged transversely to the longitudinal axis of the missile Engines can be provided at predetermined times be fired individually to achieve the desired path correction to be able to perform.

Oftmals werden Feststofftriebwerke zur Bahnkorrektur verwendet, wobei für jeden der mehrfach abzugebenden Korrekturimpulse jeweils ein Triebwerk erforderlich ist, so dass im Flugkörper eine Vielzahl von Feststofftriebwerken vorzusehen sind, mit entsprechend grosser Masse und den entsprechend grossen Einbauvolumina. Zur eigentlichen Querschubsteuerung mit einem Feststoffgasgenerator muss der Gasstrom mit Heissgasventilen gesteuert werden, wozu aufwendige Betätigungseinrichtungen erforderlich sind.Solid engines are often used for path correction, where for each of the correction pulses to be delivered multiple times one engine is required so that in the missile a variety of solid-state engines are to be provided with correspondingly large mass and correspondingly large Installation volume. For the actual transverse thrust control with a Solid gas generator, the gas flow with hot gas valves can be controlled, including expensive actuators required are.

Aus der EP-A 522270 ist ein Triebwerk für die Bahnkorrektur von Raumflugkörpern bekannt, welches aus einem als Anode ausgebildeten Gehäuse besteht, das gleichzeitig die Expansionsdüse ist und aus einer darin zentrisch gehaltenen stabförmigen elektrisch isolierten Kathode. Die Kathode ist in einer Brennkammer angeordnet, in die Treibgase eingespritzt werden, wobei die Spitze der Kathode vom verengten Querschnitt des Düsenhalses mit kleinem Luftspalt beabstandet ist. Zwischen der Anode und der Kathode ist bei Gasströmung ein Lichtbogen gezündet, aus dem die Treibgase zusätzliche thermische Energie aufnehmen können. Ein Teil der Treibgase wird über eine in der Kathode angeordnete zentrische Bohrung in die Brennkammer eingespritzt. Die dem Düsenhals gegenüber liegende Kathodenspitze wird von einem Einsatzkörper aus Wolfram geformt. Das Treibgas ist in der Regel ein durch thermische und/oder katalytische Zersetzung von Hydrazin (N2H4) erzeugtes Gemisch aus Ammoniak, Stickstoffgas und Wasserstoffgas, welches bei seinem Eintritt in die Brennkammer zunächst eine Temperatur in der Grössenordnung von 500 bis 600°C aufweist und das sich im Lichtbogen auf Temperaturen von 10000 bis 15000°C aufheizt, bevor es die Expansionsdüse verlässt und dort den gewünschten Querschub erzeugt.From EP-A 522270 an engine for the orbit correction of spacecraft is known, which consists of a housing designed as an anode, which is also the expansion nozzle and a rod-shaped, electrically insulated cathode held therein. The cathode is arranged in a combustion chamber into which propellant gases are injected, the tip of the cathode being spaced apart from the narrowed cross section of the nozzle neck by a small air gap. When the gas flows, an arc is ignited between the anode and the cathode, from which the propellant gases can absorb additional thermal energy. Some of the propellant gases are injected into the combustion chamber via a central bore arranged in the cathode. The cathode tip opposite the nozzle neck is formed by an insert body made of tungsten. The propellant gas is generally a mixture of ammonia, nitrogen gas and hydrogen gas generated by thermal and / or catalytic decomposition of hydrazine (N 2 H 4 ), which initially has a temperature of the order of 500 to 600 ° C. when it enters the combustion chamber and which heats up in the arc to temperatures of 10,000 to 15,000 ° C before it leaves the expansion nozzle and generates the desired transverse thrust there.

Ein derartiges Triebwerk wird thermisch ausserordentlich stark beansprucht, insbesondere im Bereich der Kathode, aufgrund der Konzentration des Lichtbogenstromes auf einen vergleichsweise engen Bereich, insbesondere im Bereich der Kathodenspitze. Dies beeinträchtigt die Standzeit eines derartigen Triebwerkes.Such an engine is extremely strong thermally claimed, especially in the area of the cathode, due to the Concentration of the arc current on a comparatively narrow area, especially in the area of the cathode tip. This affects the service life of such an engine.

Die Verwendung von Monergolen, z. B. Hydrazin, als Treibstoff für einen Flugkörper und insbesondere einen Satelliten, ist aus der DE-A 25 37 543 bekannt. Unter Monergol wird dabei ein flüssiger Treibstoff verstanden, der durch Eigenumwandlung und ohne Zusatz eines weiteres Stoffes bei entsprechender Energiezufuhr ein Zersetzungsgas liefert, das z. B. dazu verwendet werden kann, den Treibstoff unter Druck zu setzen.The use of monergols, e.g. B. hydrazine, as a fuel for a missile and in particular a satellite, is off DE-A 25 37 543 known. Under Monergol it becomes a liquid fuel understood by self conversion and without the addition of another substance with the corresponding Energy supply provides a decomposition gas that z. B. to this can be used to pressurize the fuel.

Aus der DE-A 36 16 184 ist die Verwendung eines pyrotechnischen Gasgenerators zum Zweck der Lenkung von Flugkörpern oder endphasengelenkten Geschossen bekannt, wobei in einer Brennkammer eine Treibladung zu Gas umgesetzt wird, das im Falle einer erforderlichen Lenkkorrektur Steuerdüsen zugeleitet wird. Ein für Steuerzwecke brauchbarer Betrieb dieses bekannten Gasgenerators ist nur bei konstanten Druckverhältnissen innerhalb der Brennkammer möglich, so dass insbesondere Überdruckspitzen zu vermeiden sind. Dies kann durch mechanische Überdruckventile geschehen, die im wesentlichen aus einem Feder-Masse-System bestehen, die jedoch einen grossen Platzbedarf aufweisen, so dass sie insbesondere in endphasengelenkten Geschossen nicht mehr in unmittelbarer Nachbarschaft der Brennkammer angeordnet werden können. Ferner zeigen mechanische Überdruckventile wegen der relativ grossen Zeitkonstanten des Feder-Masse-Systems ein schlechtes Ansprechverhalten, das den Anforderungen der Praxis nicht gerecht wird. Auch ist das Öffnungs- und Schliessverhalten herkömmlicher mechanischer Überdruckventile mit zu hohen Toleranzen behaftet, die ihre Anwendung bei Präzisionslenkungsanordnungen ausschliessen. Um diese Nachteile zu vermeiden, wurde in dieser Vorveröffentlichung bereits vorgeschlagen, in der Brennkammer einen Drucksensor vorzusehen, der ausgangsseitig mit einer elektronischen Schaltung verbunden ist zur Ermittlung eines von der Temperatur und einer vorgegebenen Abbrandgeschwindigkeit des Treibsatzes abhängigen Sollwertdruckes, im Treibsatz einen Temperaturfühler vorzusehen, der mit der elektronischen Schaltung verbunden ist, sowie ein Stellglied einzubauen, das bei Feststellung eines den Sollwertdruck übersteigenden Drucks in der Brennkammer diese zur Ableitung der Druckspitze öffnet.DE-A 36 16 184 describes the use of a pyrotechnic Gas generator for the purpose of guiding missiles or phase-guided projectiles known, being in a Combustion chamber a propellant charge is converted to gas, which in the If a steering correction is required, control nozzles are supplied becomes. An operation of this known one useful for control purposes Gas generator is only at constant pressure conditions  possible within the combustion chamber, so that in particular Overpressure peaks are to be avoided. This can be done by mechanical Pressure relief valves happen, which essentially consist of one Spring-mass system exist, but a large one Have space requirements, so that they are particularly in End-phase guided projectiles no longer in immediate Neighborhood of the combustion chamber can be arranged. Further show mechanical pressure relief valves because of the relatively large Time constants of the spring-mass system a bad one Responsiveness that does not meet practical requirements justice. The opening and closing behavior is also conventional mechanical pressure relief valves with too high Tolerances affecting their application Exclude precision steering arrangements. To these disadvantages has already been avoided in this prior publication proposed to provide a pressure sensor in the combustion chamber, the output side connected to an electronic circuit is to determine one of the temperature and one predetermined burn rate of the propellant Setpoint pressure, a temperature sensor in the propellant charge to be provided, which is connected to the electronic circuit, as well as to install an actuator which, when a Setpoint pressure exceeding pressure in the combustion chamber opens to discharge the pressure peak.

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein besonders einfaches und schnell ansprechendes Verfahren zur Erzeugung eines Querschubes in einem Flugkörper vorzuschlagen, mit dem ein Schub hoher Impulsdichte in kurzer Zeit in einer definierten Richtung erzeugt werden kann.The object of the present invention is a particular simple and quick responsive generation process propose a transverse thrust in a missile with which a burst of high pulse density in a short time in one defined direction can be generated.

Ausgehend von einem Verfahren der eingangs näher genannten Art erfolgt die Lösung dieser Aufgabe mit den kennzeichnenden Teil des Anspruchs 1 angegebenen Merkmalen; vorteilhafte Ausgestaltungen des erfindungsgemässen Verfahrens sind in den Untersprüchen beschrieben. Based on a method of the type mentioned in the introduction this problem is solved with the characteristic part of the features specified in claim 1; beneficial Embodiments of the inventive method are in the Descriptions described.  

Im folgenden wird die Erfindung anhand der Zeichnung näher erläutert, in der die einzelnen Verfahrensschritte anhand eines den Querschub erzeugenden Triebwerkes dargestellt sind. Es zeigenIn the following the invention with reference to the drawing explained in which the individual process steps using a the transverse thrust generating engine are shown. It demonstrate

Fig. 1 einen Schnitt durch ein erfindungsgemäss ansteuerbares Querschubtriebwerk, Fig. 1 shows a section through a controllable according to the invention transverse thrust engine,

Fig. 2 eine vergrösserte Darstellung des Treibstoffzulaufes in das Triebwerk, und Fig. 2 is an enlarged view of the fuel feed into the engine, and

Fig. 3 eine Prinzipdarstellung der Querschubsteuerung mit vier Querschubtriebwerken. Fig. 3 is a schematic diagram of the transverse thrust control with four transverse thrusters.

In den Figuren, in denen gleiche Teile mit gleichen Bezugszeichen versehen sind, ist mit 1 die Zersetzungskammer des der Querschuberzeugung dienenden Triebwerkes bezeichnet, deren Querschnitt in Richtung einer sich darin anschliessenden Überschalldüse 2 abnimmt, deren Querschnitt wiederum ausgehend von der Verbindungsstelle mit der Zersetzungskammer 1 in herkömmlicher Weise zunimmt.In the figures, in which the same parts are provided with the same reference numerals, 1 denotes the decomposition chamber of the engine used to generate the transverse thrust, the cross-section of which decreases in the direction of a supersonic nozzle 2 adjoining it, the cross-section of which in turn starts from the connection point with the decomposition chamber 1 in conventionally increases.

Mit 3 ist ein tangential angeordneter Treibstoffzulauf bezeichnet, mit dem der Treibstoff, d. h. ein Monergol, gesteuert durch ein elektromagnetisches Ventil 4, tangential in die Zersetzungskammer 1 eingebracht wird. Mit 5 ist dabei der durch das Einbringen des Monergols in die Zersetzungskammer l entstehende Treibstoffilm bezeichnet, dessen Oberfläche durch 6 angedeutet ist. Die Dicke des Treibstoffilms 5 in der Zersetzungskammer 1 ist dabei eine Funktion der Formgebung der Wand der Zersetzungskammer 1, der Einbringgeschwindigkeit und der Einbringdauer des Treibstoffes. 3 designates a tangentially arranged fuel feed, with which the fuel, ie a monergol, controlled by an electromagnetic valve 4 , is introduced tangentially into the decomposition chamber 1 . 5 denotes the fuel film resulting from the introduction of the monergol into the decomposition chamber 1, the surface of which is indicated by 6. The thickness of the fuel film 5 in the decomposition chamber 1 is a function of the shape of the wall of the decomposition chamber 1 , the insertion speed and the duration of the fuel.

Mit 7 ist eine in der Nähe der Verbindungsstelle zwischen Zersetzungskammer 1 und Überschalldüse 2 in der Wand der Zersetzungskammer vorgesehene pyrotechnische Wärmequelle bezeichnet, die dafür sorgt, dass die in die Zersetzungskammer 1 eingebrachte Monergolmenge zersetzt wird, so dass heisse Gase erzeugt werden, mit einem hohen Druck von etwa 500 bis 800 bar, die bei ihrer Expansion einen entsprechenden hohen Schub in der Überschalldüse 2 erzeugen. 7 denotes a pyrotechnic heat source provided in the wall of the decomposition chamber in the vicinity of the connection point between the decomposition chamber 1 and the supersonic nozzle 2 , which ensures that the amount of monergol introduced into the decomposition chamber 1 is decomposed, so that hot gases are generated, with a high Pressure of about 500 to 800 bar, which generate a correspondingly high thrust in the supersonic nozzle 2 when they expand.

Das Triebwerk mit der Zersetzungskammer 1 und Überschalldüse 2 ist senkrecht zur Flugkörperlängsachse angeordnet, wobei durch das elektromagnetische Ventil 4 eine definierte Menge an Monergoltreibstoff eingebracht wird und zwar, wie bereits ausgeführt, tangential und mit hoher Geschwindigkeit. Der dadurch entstehende Treibstoffilm 5 erreicht die in der Zersetzungskammer untergebrachte pyrotechnische Wärmequelle 7, wodurch eine spontane Zersetzung des gesamten in der Zersetzungskammer vorhandenen Treibstoffs eingeleitet wird. Während der Zeit, in welcher der hohe Druck in der Zersetzungskammer 1 vorherrscht, wird der Treibstoffzulauf 3 durch ein fluidisches Rückschlagventil 8 verschlossen, wie es in der vergrösserten Darstellung des Treibstoffzulaufes 3 in Fig. 2 schematisch dargestellt ist.The engine with the decomposition chamber 1 and supersonic nozzle 2 is arranged perpendicular to the longitudinal axis of the missile, a defined amount of monergol fuel being introduced through the electromagnetic valve 4 , as already stated, tangentially and at high speed. The resulting fuel film 5 reaches the pyrotechnic heat source 7 housed in the decomposition chamber, whereby a spontaneous decomposition of all the fuel present in the decomposition chamber is initiated. During the time in which the high pressure prevails in the decomposition chamber 1 , the fuel inlet 3 is closed by a fluidic check valve 8 , as is shown schematically in the enlarged illustration of the fuel inlet 3 in FIG. 2.

Damit wird erreicht, dass das elektromagnetische Steuerventil 4 lediglich mit dem für die Monergolzuführung erforderlichen geringen Druck beaufschlagt wird.This ensures that the electromagnetic control valve 4 is only subjected to the low pressure required for the supply of monergol.

Die Funktion der pyrotechnischen Wärmequelle 7 wird kontinuierlich vom Beginn bis zum Ende der Querschuberzeugung aufrecht erhalten, während die Treibstoffzufuhr zur Zersetzungskammer 1 nur bei Querschubbedarf freigegeben wird.The function of the pyrotechnic heat source 7 is continuously maintained from the beginning to the end of the transverse thrust generation, while the fuel supply to the decomposition chamber 1 is only released when there is a need for transverse thrust.

Fig. 3 zeigt schematisch die Anordnung von vier derartigen Querschubtriebwerken in einem Flugkörper, die mit einem gemeinsamen Vorratsgefäss 10 für den Monergoltreibstoff verbunden sind; dieses Gefäss ist durch eine Membran, z. B. eine Metallmembran 11, in zwei Kammern unterteilt, wobei die eine Kammer mit einem Druckgas 13 gefüllt ist, welche den in der anderen Kammer angeordneten Monergoltreibstoff 12 in Richtung der vier Querschubtriebwerke 1, 1', 1'', 1''' beaufschlagt, wobei die Verbindungsleitung zwischen dem Vorratsgefäss 10 und den einzelnen Steuerventilen für die vier Triebwerke mit einem Pyroventil 9 versehen ist. Fig. 3 shows schematically the arrangement of four such transverse thrusters in a missile, which are connected to a common reservoir 10 for the monergol fuel; this vessel is through a membrane, for. B. a metal membrane 11 , divided into two chambers, one chamber being filled with a compressed gas 13 which acts on the monergol fuel 12 arranged in the other chamber in the direction of the four transverse thrusters 1 , 1 ', 1 '', 1 ''' , wherein the connecting line between the storage vessel 10 and the individual control valves for the four engines is provided with a pyro valve 9 .

Claims (3)

1. Verfahren zur Erzeugung eines Querschubes in einem Flugkörper, bei dem in einem quer zur Längsachse des Flugkörpers angeordneten Triebwerk mit Zersetzungskammer und mit Überschalldüse eine definierte Menge eines Monergoltreibstoffes eingebracht wird und durch eine Wärmequelle zersetzt wird, um so den gewünschten Querschub vorgegebener Dauer zu erzeugen, gekennzeichnet durch folgende Verfahrensschritte:
die Monergoltreibstoffmenge wird, gesteuert durch ein elektromagnetisches Ventil, tangential mit hoher Geschwindigkeit in die Zersetzungskammer eingebracht, so dass an der Wand ein Treibstoffilm mit einer Dicke aufgebaut wird, die eine Funktion der Formgebung der Wand, der Einbringgeschwindigkeit und der Einbringdauer ist; der Treibstoffilm wird durch eine in der Wand der Zersetzungskammer und in der Nähe der Überschalldüse angeordnete pyrotechnische Wärmequelle zersetzt; die durch die Zersetzung entstehenden heissen Gase erzeugen in der Zersetzungskammer einen hohen Druck von 500 bis 800 bar und einen entsprechenden hohen Schub in der Überschalldüse.1. A method for generating a transverse thrust in a missile, in which a defined amount of a monergol fuel is introduced into an engine arranged transversely to the longitudinal axis of the missile and with a supersonic nozzle and is decomposed by a heat source, so as to produce the desired transverse thrust of a predetermined duration , characterized by the following process steps:
the amount of monergol fuel, controlled by an electromagnetic valve, is introduced tangentially into the decomposition chamber at high speed so that a film of fuel is built up on the wall with a thickness which is a function of the shape of the wall, the speed of introduction and the duration of introduction; the fuel film is decomposed by a pyrotechnic heat source located in the wall of the decomposition chamber and near the supersonic nozzle; The hot gases generated by the decomposition generate a high pressure of 500 to 800 bar in the decomposition chamber and a correspondingly high thrust in the supersonic nozzle. 2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass während der Zeit, in der der hohe Druck in der Zersetzungskammer und der entsprechende Schub in der Überschalldüse vorherrscht, die Einbringöffnung für den Monergoltreibstoff durch ein fluidisches Rückschlagventil verschlossen wird.2. The method according to claim 1, characterized in that during the time when the high pressure in the Decomposition chamber and the corresponding thrust in the Supersonic nozzle prevails, the insertion opening for the Monergol fuel through a fluidic check valve is closed. 3. Verfahren nach Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, dass die pyrotechnische Wärmequelle die Wärme kontinuierlich vom Beginn bis zum Ende der Zersetzung erzeugt.3. The method according to claims 1 and 2, characterized in that the pyrotechnic heat source is the heat  continuously from the beginning to the end of the decomposition generated.
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FR9903686A FR2776716B1 (en) 1998-03-26 1999-03-24 METHOD FOR GENERATING A CROSS-SECTIONAL PUSH
US09/843,155 US6519928B2 (en) 1998-03-26 2001-04-26 Process for the production of a transverse thrust in a flying object

Applications Claiming Priority (1)

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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112901374B (en) * 2020-12-21 2022-02-22 中国人民解放军国防科技大学 Manual flow regulating device

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2537543A1 (en) * 1974-08-26 1976-03-11 Centre Nat Etd Spatiales DEVICE FOR SUPPRESSING A MONERGOL
DE3616184A1 (en) * 1985-08-21 1987-02-26 Rheinmetall Gmbh PRESSURE VALVE FOR A PYROTECHNICAL GAS GENERATOR
EP0522270A1 (en) * 1991-07-10 1993-01-13 ERNO Raumfahrttechnik Gesellschaft mit beschränkter Haftung Arc jet propulsion unit for a space vehicle

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3142541A (en) * 1961-08-18 1964-07-28 Chandler Evans Corp Gas generator for rocket propellants
DE1776010A1 (en) * 1968-09-03 1971-09-16 Messerschmitt Boelkow Blohm Process for conveying liquid fuels for gas generators or rocket combustion chambers, and conveying system for carrying out the process
US3956885A (en) * 1974-09-03 1976-05-18 Avco Corporation Electrothermal reactor
GB1534601A (en) * 1976-07-23 1978-12-06 Secr Defence Electrothermal gas thrusters
GB2190729A (en) * 1986-05-21 1987-11-25 Plessey Co Plc Solid propellant burn rate control device
DE4203775C2 (en) * 1992-02-10 1993-11-18 Erno Raumfahrttechnik Gmbh Engine based on catalytic decomposition

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2537543A1 (en) * 1974-08-26 1976-03-11 Centre Nat Etd Spatiales DEVICE FOR SUPPRESSING A MONERGOL
DE3616184A1 (en) * 1985-08-21 1987-02-26 Rheinmetall Gmbh PRESSURE VALVE FOR A PYROTECHNICAL GAS GENERATOR
EP0522270A1 (en) * 1991-07-10 1993-01-13 ERNO Raumfahrttechnik Gesellschaft mit beschränkter Haftung Arc jet propulsion unit for a space vehicle

Also Published As

Publication number Publication date
FR2776716A1 (en) 1999-10-01
GB2335711A (en) 1999-09-29
DE19813330C2 (en) 2000-04-13
GB2335711B (en) 2000-05-17
FR2776716B1 (en) 2002-01-04
GB9906729D0 (en) 1999-05-19

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