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HINTERGRUND
DER ERFINDUNG
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Gebiet der Erfindung
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Die vorliegende Erfindung betrifft
Raketenzündeinrichtungen.
Im speziellen betrifft die vorliegende Erfindung Systeme zur Auslösung der
Zündung
eines Raketenmotors, der zum Abschuß raketengetriebener Einrichtungen,
beispielsweise Flugkörper,
verwendet wird.
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Beschreibung
des zutreffenden Standes der Technik
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Raketenvortriebssysteme werden in
einer Vielfalt von anspruchsvollen Anwendungen verwendet, welche
von Spaceshuttle-Missionen bis zu Raketenabschußanwendungen reichen. Solche
Systeme erfordern sichere und zuverlässige Einrichtungen zur Steuerung
der Zündung
der zugehörigen
Raketenmotoren.
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Sichere und wirkungsvolle Raketenzündsysteme
sind insbesondere bei militärischen
Anwendungen wichtig, wobei der Abschuß von raketengetriebenem Fluggerät, beispielsweise
von Flugkörpern
aus großkalibrigen
Geschützen
erfolgt. Ein großkalibriges
Geschütz
enthält
einen Treibmittelzünder
zum Aktivieren von Raketenmotoren, die in den Flugkörpern vorgesehen
sind. Die Zündung
des Treibmittelzünders
erzeugt einen entsprechenden Lichtblitz und einen akustischen Druckimpuls.
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Typische Raketenmotor-Zündsysteme
enthalten eine Aufschlageinrichtung, beispielsweise einen schlagempfindlichen
Schalter zum Detektieren des Druckimpulses.
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Wird einmal der Druckimpuls durch
die schlagempfindliche Einrichtung detektiert, so zündet das
Raketenmotor-Zündsystem
elektrisch den Raketenmotortreibstoff des Flugkörpers und bewirkt dadurch den
Abschuß des
Flugkörpers.
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Beispielsweise offenbart die U.K.-Patentanmeldung
GB-A-2135030 eine Einrichtung zum Abschuß von Gegenangriffsraketen
in Abhängigkeit
von einer atomaren oder nuklearen Explosion. Das Steuersystem enthält Sensoren,
die jeweils auf ein Frühwarnsignal
ansprechen, das durch ein Radar oder einen Satelliten bereit gestellt
wird, auf Licht, dass durch eine atomare oder nukleare Explosion
erzeugt wird, auf thermische Strahlung, die durch eine solche Explosion
erzeugt wird, auf ansteigende Radioaktivität, auf Schallwellen und auf
seismische Aktivität.
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Die deutsche Patentanmeldung
DE 41 30 646 A1 offenbart
ein Verfahren zum Ausgleichen von Sprengstoffen, wobei die Sprengstoffe
eine in einem Gehäuse
verbundene Explosivladung aufweisen. Die Ladung enthält einen
ersten Ladungsteil und einen zweiten Ladungsteil, die von einander
räumlich
getrennt sind. Der zweite Teil wird durch Licht beaufschlagt, das
durch die Detonation des ersten Teiles erzeugt wird und über einen
Luftspalt zu einer Photodiode in einem Stromkreis des Zündsystems
des zweiten Teils gelangt.
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Solche Zündsysteme sind jedoch in lauter Umgebung
gefährlich,
da fremde Druckimpulse in einem unbeabsichtigten Raketenabschuß resultieren können. Solche
Systeme sind insbesondere bei der Verwendung auf dem Schlachtfeld
gefährlich,
wo gewöhnlich
große
Druckimpulse durch benachbartes Artilleriefeuer auftreten.
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Es besteht daher der Bedarf im Stande
der Technik an einem sicheren Raketenzündsystem, das leicht an existierende
Flugkörper
und raketengetriebene Geräte
angepaßt
werden kann. Es besteht ein weiterer Bedarf an einem Raketenzündsystem,
das zuverlässig
zwischen der Zündung
eines Primärzünders und
anderen akustischen Ereignissen unterscheiden kann, die in geräuschvollen
Umgebungen, beispielsweise auf einem Schlachtfeld, auftreten.
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ZUSAMMENFASSUNG
DER ERINDUNG
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Mit dem Bedarf im Stande der Technik
befaßt sich
das Raketenzündsystem
nach der vorliegenden Erfindung. Im allgemeinsten Sinne schafft
die Erfindung ein Raketenzündsystem
zur Verwendung mit einem Flugkörper,
der einen Raketenmotor aufweist und folgendes enthält:
einen
ersten Mechanismus zum Detektieren eines optischen Impulses und
zur Lieferung eines ersten Signals in Abhängigkeit hiervon;
einen
zweiten Mechanismus zum Detektieren einer Druckwelle und zur Lieferung
eines zweiten Signals in Abhängigkeit
von dieser; und
einen dritten Mechanismus zum Starten des genannten
Flugkörpers
dann, wenn eine Zeitverzögerung zwischen
dem ersten Signal und dem zweiten Signal innerhalb eines vorbestimmten
Zeitbereiches liegt, der einer besonderen Lage im dreidimensionalen Raum
um den Flugkörper
herum entspricht.
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In einer bevorzugten Ausführungsform
enthält
das erfindungsgemäße System
einen primären Signalgeber
zur Erzeugung eines Start- oder Abschußsignales mit einer ersten
und einer zweiten Komponente eines ersten bzw. zweiten Signaltyps. Ein
erster Detektor detektiert ein Signal der Art der ersten Komponente
und ein zweiter Detektor detektiert ein Signal der Art der zweiten
Komponente. Ein Prozessor errechnet den Unterschied zwischen der Zeit,
die zwischen dem Empfang der zweiten Komponente durch den zweiten
Detektor und dem Empfang der ersten Komponente durch den ersten
Detektor verstrichen ist, gegenüber
einem vorbestimmten Gültigkeitszeit-Differenzbereich,
und liefert ein Zündsignal,
wenn der Unterschied innerhalb des vorbestimmten Gültigkeitszeit-Differenzbereiches
liegt. Ein pyrotechnischer Raketenmotorzünder aktiviert den Raketenmotor
nach Empfang des Zündsignales
von dem Prozessor.
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In einer spezifischen Ausführungsform
ist der erste Detektor ein optischer Detektor, der nahe dem Flugkörper-Raketenmotor
gelegen ist und die erste Komponente ist ein optisches Signal. Der
zweite Detektor ist ein zuvor schon existierender PITOT-Drucksensor, der
nahe der Nase des Flugkörpers
gelegen ist, und die zweite Komponente ist ein Drucksignal.
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In der beispielsweisen Ausführungsform
ist der Prozessor ein zuvor bereits existierender Flugkörper-Lenk-
und Steuerprozessor, der so programmiert ist, daß er die genannte verstrichene
Zeit mit dem vorbestimmten Gültigkeitszeit-Differenzbereich vergleicht.
Der Prozessor enthält
einen Zeitgeber zur Messung der genannten verstrichenen Zeit. Die
vorbestimmte Gültigkeitszeit-Differenz
wird basierend auf dem Unterschied in der Position zwischen dem ersten
Detektor und dem zweiten Detektor, sowie auf der Basis des Unterschiedes
in den Geschwindigkeiten der ersten Komponente und der zweiten Komponente
errechnet.
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Die Sicherheit des Gegenstandes der
vorliegenden Erfindung wird weiter durch die Verwendung eines Sicherheitsschalters
erhöht,
der das Zündsignal
blockiert, wenn der Flugkörper
oder die Rakete nicht für
den Gebrauch fertig ist.
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KURZE BESCHREIBUNG
DER ZEICHNUNGEN
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1 ist
die Darstellung eines Flugkörpers, welche
Blocksymbole mit Schlüsselfunktionen
eines herkömmlichen
Raketenmotor-Zündsystems
zeigt.
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2 ist
die Darstellung eines Flugkörpers, welcher
ein Raketenmotor-Zündsystem
nach der vorliegenden Erfindung enthält.
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3 ist
eine Darstellung eines großkalibrigen
Geschützes,
das mit dem Flugkörper
nach 2 beladen ist.
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BESCHREIBUNG
DER ERFINDUNG
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Die folgende Betrachtung eines herkömmlichen
Raketenzündsystems
soll das Verständnis
der vorliegenden Erfindung erleichtern.
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1 ist
eine Darstellung eines Flugkörpers 10,
welcher Blocksymbole mit Schlüsselfunktionen eines
herkömmlichen
Raketenmotor-Zündsystems 12 zeigt.
Das System 12 enthält
einen Schlagsensor 14, der einen Druckimpuls von einem
Treibmittel-Primärzünder eines
Geschützes
delektiert, welches zum Abschuß des
Flugkörpers 10 verwendet
wird. Der Schlagsensor 14 delektiert einen Druckimpuls, beispielsweise
eine hochenergetische Schallwelle, wobei der Sensor 14 eine
Druckimpuls-Detektierungsinformation 16 an eine Zündhilfsschaltung 18 liefert,
welche durch eine Leistungsquelle 20 gespeichert ist. Die
Zündhilfsschaltung 18 vergleicht
die Größe des Druckimpulses,
wie sie durch die Druckimpuls-Detektierungsinformation 16 geliefert
wird, mit einem vorbestimmten Schwellwert. Wenn der delektierte
Druckimpuls größer als
der vorbestimmte Schwellwert ist, dann wird ein pyrotechnischer
Raketenmotorzünder 22,
der ebenfalls durch die Leistungsquelle 20 mit Leistung
versorgt wird, durch die Zündhilfsschaltung 18 aktiviert.
Der pyrotechnische Raketenmotorzünder 22 zündet dann
einen Raketenmotor 24, welcher den Abschuß des Flugkörpers 10 einleitet.
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Der Schlagsensor 14 und
die zugehörige Zündhilfsschaltung 18 können unbeabsichtigt
den Abschuß der
Rakete 24 durch den pyrotechnischen Raketenmotorzünder 22 auslösen. Dies
kann geschehen, wenn der Schlagsensor 14 einen großen Druckimpuls
oder einen physikalischen Schlag delektiert, welcher durch die Einwirkung
von rauhen Schlachtfeldumgebungen verursacht wird.
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Andere gefährlichere Flugkörperzündsystemkonstruktionen
verzichten auf die Zündhilfsschaltung 18 und
senden die Druckimpuls-Detektierungsinfomation 16 unmittelbar
an den pyrotechnischen Raketenmotorzünder 22.
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2 ist
die Darstellung eines verbesserten Flugkörpers 30, welcher
ein Raketenzündsystem 32 enthält, das
entsprechend der Lehre der vorliegenden Erfindung aufgebaut ist.
Das Raketenzündsystem 32 enthält einen
optischen Sensor 34, der nahe dem Hinterende des Flugkörpers 30 in
der Nähe
des Raketenmotors 24 montiert ist. Das Zündsystem 32 verwendet
einen Pitot-Drucksensor 36 und einen Lenk-Steuer-Prozessor 38,
wobei die beiden Teile 36 und 38 bereits auf dem
Flugkörper 30 vorhandene Teile
sind. Der Pitot-Drucksensor 36 ist ein Standard-Flugkörper-Fluginstrument,
das zur Messung der Flugkörpergeschwindigkeit
durch Messen des äußeren Druckes
verwendet wird. Wenn sich der Flugkörper 30 nicht im Flug
befindet und in ein Geschütz
geladen ist, welches einen Treibmittel-Primärzünder (hier weiter unten genauer
ausgeführt)
aufweist, dann wird der Pitot-Drucksensor 36 als Druckimpulsdetektor 36 verwendet.
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Eine programmierbare Zündhilfsschaltung 40 empfängt einen
Lichtsignaleingang 42 von dem optischen Sensor 34 und
empfängt
einen Drucksignaleingang 44 von dem Lenk-Steuer-Prozessor 38. Der
Drucksignaleingang 44 enthält eine Information entsprechend
den Druckimpulsen, welche durch den Pitot-Drucksensor 36 empfangen
werden, wobei die Information durch den Lenk-Steuer-Prozessor 38 geführt ist.
Die Zündhilfsschaltung 40 ist
so programmiert, daß sie
Informationen über
die Länge
des Flugkörpers 30,
den Abstand zwischen dem Drucksensor 36 und dem optischen
Detektor 34, über
den Abstand zwischen dem Drucksensor 36 und dem Treibmittel-Primärzünder und über den
Abstand zwischen dem optischen Detektor 34 und dem Treibmittel-Primärzünder enthält.
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Ein Zünden des Treibmittel-Primärzünders erzeugt
einen optischen Lichtblitz, der unmittelbar durch den optischen
Detektor 34 delektiert wird. Der optische Detektor 34 ist
in den Flugkörper 30 eingelassen,
um das Gesichtsfeld des optischen Detektors 34 auf einen
kleinen Bereich in der Richtung zu dem Treibmittel-Primärzünder zu
begrenzen. Optische Blitze außerhalb
des kleinen Bereiches werden von dem optischen Detektor 34,
wie weiter unten genauer ausgeführt,
nicht delektiert.
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Ein Druckimpuls, der mit der Zündung des Treibmittel-Primärzünders verbunden
ist, gelangt zu dem Drucksensor 36 nach einer bestimmten
Zeitverzögerung.
Die Zeitverzögerung
wird durch einen Zeitgeber 46 gemessen, der in der Zündhilfsschaltung 40 enthalten
ist. Die Zeitverzögerung
ist annähernd
die Zeit, welche der Druckimpuls benötigt, um mit Schallgeschwindigkeit
den Abstand von dem Treibmittel-Primärzünder zu
dem Drucksensor 36 zu durchlaufen, was für die meisten
Anwendungsfelder gilt. Diese erforderliche Laufzeit dient zum Festlegen
eines Zeitbereichs, in welchem der Empfang eines Druckimpulses nach
dem Empfang des optischen Signals 42 durch die Zündhilfsschaltung 40 in
Betracht zu ziehen ist, um ein gültiges
Startsignal oder Abschußsignal
zu repräsentieren.
Dieser Zeitbereich wird für
einen gegebenen Flugkörper
und eine gegebene Abschußumgebung
vorbestimmt und in der Zündhilfsschaltung 40 gespeichert.
Für eine
gegebene Kombination eines optischen Ereignisses und eines darauffolgenden
Druckimpulses führt
die Zündhilfsschaltung 40 eine
Prüfung
durch, um festzustellen, daß die
Zeitverzögerung
sich innerhalb des zulässigen
Zeitbereiches befindet und, wenn dies der Fall ist, so startet die
Zündhilfsschaltung 40 den
pyrotechnischen Raketenmotorzünder 22,
der den Raketenmotor 24 zündet, so daß danach der Abschuß des Flugkörpers 30 erfolgt.
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Wenn der Flugkörper 30 nicht für den Abschuß bereit
ist, so wird ein handbetätigter
Bewaffnungsschalter 48 in Öffnungsstellung gehalten, um die
Sicherheit des Flugkörpers
zu gewährleisten. Wenn
der von Hand betätigte
Bewaffnungsschalter 48 sich in Trennstellung befindet,
dann kann die Zündhilfsschaltung 40 nicht
mehr den pyrotechnischen Raketenmotorzünder 22 aktivieren,
der für
den Start des Raketenmotors 24 erforderlich ist.
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Die Fachleute auf diesem Gebiete
erkennen, daß in
Flugkörpern,
die mit programmierbaren Lenk-Steuer-Prozessoren ausgerüstet sind,
die Funktionalität,
welche durch die programmierbare Zündhilfsschaltung 40 gegeben
ist, auch in solche Prozessoren hineinprogrammiert werden kann,
wodurch die Notwendigkeit der Zündhilfsschaltung 40 beseitigt
wird. Auch kann die programmierbare Zündhilfsschaltung 40 mit
einem Code oder einer Logik versehen sein, welche die notwendigen
Zeitbereichsrechnungen automatisch unter Verwendung der Information
durchführt,
die von dem Lenk-Steuer-Prozessor 38 eingesammelt wird.
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3 ist
eine Darstellung des Flugkörpers 32 von 2, der zu dem Abschuß durch ein großkalibriges
Geschütz 50 vorbereitet
ist. Das Geschütz 50 enthält ein Geschützrohr 52 und
einen Treibmittel-Primärzünder 54,
der bei seiner Zündung
einen Druckimpuls 56, eine thermische Welle 58 und
ein optisches Signal 60 erzeugt. Der Drucksensor 36 delektiert
den Druckimpuls 56, und der optische Sensor 34 delektiert
das optische Signal 60. Die Zeitverzögerung zwischen der Erfassung
des optischen Signales und der Erfassung des Druckimpulses wird
von dem Zündsystem 32 dazu
verwendet, falsche Zündsignale,
die durch Explosionen in der Nähe
erzeugt werden, auszufiltern.
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In Anwendungen, in welchen die Zeitverzögerungsrechnung
extrem genau durchgeführt
werden muß,
geht die Zeit, die das Licht 60 braucht, um von dem Treibmittel-Primärzünder 54 zu
dem optischen Sensor 34 zu gelangen, in die Rechnung der Zeitverzögerung ein.
Wenn beispielsweise der optische Sensor 34 des Flugkörpers 30 90
cm von dem Pilot-Drucksensor 36 entfernt ist und der optische Sensor 34 80
cm von dem Treibmittel-Primärzünder 54 entfernt
ist, so benötigt
das Licht, das sich mit annähernd
3 × 1010 cm je Sekunde ausbreitet, 2,7 × 10–9 Sekunden,
um an dem optischen Sender 34 einzutreffen. Ein Druckimpuls 56 von
dem Treibmittel-Primärzünder 54 trifft
an dem Drucksensor 36 in annähernd 4,9 × 10–
3 Sekunden ein. Die Zeitverzögerung ist
(4,9 × 10–
3 – 2,7 × 10–
9 ≈ 4,9 × 10–3)
Sekunden. Gemessene Zeitverzögerungen,
welche von dieser Zeitverzögerung
(4,9 × 10–
3 Sekunden) um einen vorbestimmten Schwellwert
abweichen, werden als mögliche
Abschußsignale
ausgeschieden.
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Je weiter weg die Quelle des optischen
Blitzes und des zugehörigen
Druckimpulses von dem Flugkörper 30 ist,
desto größer ist
die Verzögerung zwischen
den Ankunftszeiten des optischen Signals 60 und des Druckimpulses 36 an
ihren jeweils zugehörigen
Detektoren 34, 36. In entsprechender Weise ist
die Verzögerung
zwischen den Ankunftszeiten des Drucksignals 56 und des
optischen Signals 60 umso kürzer, je näher die Quelle des optischen
Signals und des Drucksignals an dem Flugkörper 30 liegt. Elektrische
Ausbreitungsverzögerungen
innerhalb des Raketenzündsystems 32 können auch
gemessen werden und in die durch die Zündhilfsschaltung 40 durchgeführten Rechnungen
eingehen.
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Das Gesichtsfeld des optischen Sensors 34 ist
auf einen kleinen Bereich 62 in Richtung auf den Treibmittel-Primärzünders beschränkt. Lichtblitze, welche
außerhalb
dieses kleinen Bereichs 62 auftreten, der annähernd 20° bei der
vorliegenden spezifischen Ausführungsform
mißt,
werden nicht ohne weiteres durch den optischen Detektor 34 detektiert.
Der optische Detektor 34 ist etwas in den Flugkörper 30 eingelassen,
um das Gesichtsfeld 62 in Richtung rückwärts von dem Flugkörper 30 einzugrenzen,
wo der Treibmittel-Primärzünder 54 angeordnet
ist. Das Gesichtsfeld 62 ist so orientiert, daß der "Treibmittel-Primärzünder 54 annähernd in
dem Gesichtsfeld 62 zentriert gelegen ist.
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Die vorliegende Erfindung bietet
also ein hohes Maß an
Sicherheit, da nur optische Signale und Drucksignale, die an einem
Ort in dem den Flugkörper 30 umgebenden
dreidimensionalen Raum erzeugt werden, Eigenschaften aufweisen,
auf welche das Raketenzündsystem 32 aufgrund
seiner Konstruktion anspricht. Dieser Ort im Raum entspricht der
Position des Treibmittel-Primärzünders 54.
Während
eine Explosion oder ein Artilleriefeuer in der Nähe einen Blitz und einen großen Druckimpuls
erzeugt, ergibt sich, daß das
Licht sich bedeutend rascher als der Schall ausbreitet und der Druckimpuls bei
weitem zu spät
nach dem Lichtblitz einträfe,
um als von dem Primärzünder 54 ausgehend
gedeutet zu werden.
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Das Raketenzündsystem 32 nach der
vorliegenden Erfindung erreicht einen hohen Pegel der Arbeitsqualität, während es
wenige zusätzliche
Komponenten erforderlich macht. Dies wird durch Verwendung des Pitot-Drucksensors 36 des
Flugkörpers 30 in
seiner vorhandenen Montageposition und durch Verwendung des bereits
existierenden Flugsteuer-Mikroprozessors 38 des Flugkörpers 30 erreicht.
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Die vorliegende Erfindung wurde also
hier unter Bezugnahme auf eine bestimmte Ausführungsform für einen
bestimmten Anwendungsfall beschrieben. Die Fachleute, welche Zugang
zu der vorliegenden Lehre haben, erkennen jedoch zusätzliche
Modifikationen, Anwendungen und Ausführungsformen, welche im Rahmen
der Erfindung liegen.
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Es ist daher davon auszugehen, daß die anliegenden
Ansprüche
jedwede und sämtliche
solche Anwendungen, Modifikationen und Ausführungsformen innerhalb des
Umfanges der vorliegenden Erfindung abdecken.