FR2542697A1 - Procede et dispositif pyrotechnique d'ejection hors d'un avion - Google Patents
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Abstract
L'INVENTION CONCERNE UN PROCEDE PYROTECHNIQUE D'EJECTION D'UN PILOTE HORS D'UN AVION EQUIPE D'UNE VERRIERE A PORTION ANTERIEURE PLONGEANTE. CE PROCEDE SE DEROULE SELON UNE SEQUENCE A DEUX TEMPS SUCCESSIFS: DANS UN PREMIER TEMPS T1, ON PROVOQUE LA DECOUPE D'UNE SORTE DE DOME 10 OU PANNEAU FRACTIONNAIRE BIEN CIRCONSCRIT VERS L'ARRIERE DE LA VERRIERE 5, SE SITUANT JUSTE AU-DESSUS DE LA TETE ET DU BUSTE DU PILOTE DANS L'AXE D'EJECTION DU SIEGE 7 ET ENSUITE SEULEMENT, DANS UN DEUXIEME TEMPS T2, ON PROVOQUE LA FRAGILISATION DE LA PORTION ANTERIEURE PLONGEANTE 6 DE LA VERRIERE 5 SE SITUANT AU-DESSUS DES JAMBES DU PILOTE DONT LES GENOUX ARRIVENT ALORS EN TOUT DEBUT DE LA COURSE D'EJECTION, AU NIVEAU DE CETTE PORTION ANTERIEURE PLONGEANTE FRAGILISEE 6. APPLICATION A LA VERRIERE PLONGEANTE 5 DU POSTE AVANT 4 D'UN AVION BIPLACE.
Description
On sait que l'évacuation de l'équipage des avions militaires de hautes
performances se trouvant en situation de détresse s'effectue par l'éjection du ou des sièges (selon qu'il s'agit d'un avion monoplace ou multiplace) hors de l'habitacle lequel est, du moins en vol, fermé par un cou- vercle transparent, par exemple en "Plexiglas" mis en forme suivant le profil aérodynamiqueconvenable, appelé communément
verrière Bien évidemment, cette verrière de fermeture de l'hia-
bitacle constitue un obstacle majeur sur la trajectoire du siège éjectable et, si aucune précaution n'était prise pour
l'éliminer, l'occupant du siège viendrait s'y heurter vio-
lemment et pourrait être blessé ou tué, en la faisant voler en éclats D'un autre côté, on ne peut s'en remettre à une
ouverture de la verrière préalablement à l'éjection du siè-
ges car non seulement cette manoeuvre est aléatoire du fait
des pannes ou avaries éventuelles empochant son fonctionne-
meit, mais encore cette opération préliminaire consommerait un temps non négligeable, occasionnant un retard substantiel
dans le processus d'évacuation, qui dans certains cas ris-
querait d'être prohibitif.
Aussi avait-on depuis fort longtemps prévu, immé-
diatement (environ une seconde) avant l'éjection du siège, de désolidariser la verrière du fuselage de l'avion par des moyens pyrotechniques tels que boulons explosifs ou autres
attaches libérables analogues, de façon à larguer l'ensem-
ble de la verrière (voir le brevet britannique 711 987 du /1/52) Mais cette façon de procéder avait du être écartée parc qu'en pratique elle ne faisait que remplacer un péril par un autre tout aussi grave: le siège éjecté avec son
occupant d'une part et l'ensemble massif de la verrière (pe-
sant parfois plusieurs dizaines de kilos) avec ses coins vifs et aspérités d'autre part se trouvaient évoluant dans l'air
avec des mouvements désordonnés à grande vitesse et à pro-
ximité l'un de l'autre, d'o danger de collisions violentes.
Cela était particulièrement vrai lorsque l'avion se trouvait en vrille on au sol: dans ces configurations, les effets aérodynamiques n'entralnaient pas la verrière éjectée hors
de la trajectoire du pilote.
Dans les avions militaires modernes toujours équi-
pés de sièges éjectables, on s'interdit donc la formule du largage de verrière, celle-ci étant à présent maintenue en
place Mais l'obstacle qu'elle constitue alors sur la tra-
jectoire du pilote est réduit, immédiatement avant éjection de celui-ci, au moyen de cordeaux détonants commandant des charges explosives judicieusement réparties et agencées pour
provoquer une désintégration ou une fragilisation de la ver-
rière, de sorte qu'à sa traversée seuls sont rencontrés de
menus débris épars qui en principe ne devraient pas occasion-
ner de graves blessures, n'étant normalement pas susceptibles de franchir la protection vestimentaire usuelle dont sont
revêtus les membres d'équipage On trouvera la description
de tels systèmes de désintégration ou de fragilisation d'une verrière d'avion respectivement dans le brevet français 70 24978 du 6 juillet 1970 publié sous le No 2 051 580 et dans le brevet français 70 05804 du 18 février 1970 publié sous le No 2 077 846, et l'on pourra s'y reporter utilement pour plus de détails sur les moyens pyrotechniques utilisés
qui sont d'ailleurs aujourd'hui d'un emploi très courant.
Le système de fragilisation de verrière par voie pyrotechnique de ce dernier brevet français 2 077 846 a été
largement pratiqué par la Demanderesse et a donné pleine sa-
tisfaction eu égard à la sécurité des équipages, surtout des monoplaces ou du poste arrière des biplaces dont la verrière
s'étend dans le lit du vent relatif La Demanderesse a tou-
tefois constaté que la sécurité pouvait être encore amélio-
rée dans le cas des avions à verrière plongeante dans sa por-
tion antérieure, notamment au poste de pilotage avant des biplaces.
En effet, du fait même de sa conformation plon-
geante à l'avant, cette portion de verrière se trouve sou-
mise, en vol à grande vitesse, à uned ression dynamique con-
sidérable orientée vers l'intérieur/l'habitacleet à laquelle elle peut parfaitement résister en temps normal Par contre,
tel n'est plus le cas dès lors qu'intervient la fragilisa-
tion pyrotechnique de lawvrrière, en prélude à l'éjection du siège; aussitôt fragilisée à l'instant to, cette portion antérieure, loin de demeurer cohérente jusqu'à l'instant to +tt du passage à travers la verrière du siège éjectable, e désintbgre prématurément sous l'effet de cette pression dynamique et s'effondre aussitbt à l'intérieur de l'habitacle projetant ses débris en toutes directions et donc en partie vers le pilote qui s'y trouve encore à cet instant to et
* pendant tout l'intervalle de temps à t jusqu'à sa sortie.
La présente invention se propose d'éliminer cet inconvénient ou du moins d'en réduire considérablement les effetse, grâce à un perfectionnement apporté au déroulement
du processus de traitement pyrotechnique de la verrière.
Conformément à la présente invention, ce processus pyrotechnique se déroule selon une séquence à deux temps successifs: dans un premier temps, on provoque la découpe
d'une sorte de dome ou panneau fractionnaire bien circons-
crit vers l'arrière de la verrière, se situant Juste au-
dessus de la tête et du buste du pilote dans l'axe d'éjec-
tion du siège et ensuite seulement, dans un deuxième temps,
on provoque la fragilisation de la portion antérieure plon-
geante de la verrière se situant au-dessus des Jambes du pi-
lote dont les genoux arrivent alors, en tout début de la course déjection, au niveau de cette portion antérieure
plongeante fragilisée.
On retarde ainsi la fragilisation de cette dernib-
re d'un temps extrêmement court mais néanmoins suffisant
pour que ses débris ne puissent atteindre la partie supérieu-
re du corps du pilote mais seulement à la rigueur ses genoux
ou ses pieds qui, se trouvant d'ailleurs à ce moment prati-
quement au contact de cette portion fragilisée, ne donnent pas à ces débris le temps d'acquérir une énergie cinétique
notable.
Selon une particularité technique de la présente invention, le dôme ou panneau arrière de verrière libéré par découpe dans un premier temps, a à son bord de fuite une liaison souple formant pseudo-articulation le rattachant
au bord adjacent fixe de l'ouverture ainsi ménagée, de fa-
çon qu*aussittt après découpe, ce panneau désolidarisé se
soulève légèrement soit sous l'action de la dépression pou-
vant exister à cet endroit soit sous la poussée du sommet du siège éjectable, et se rabat vers l'arrière sous l'effet du vent relatif, en pivotant au moyen d'une liaison souple, laquelle peut être très simplement constituée par une bande textile ou ruban adhésif Le d 8 me se trouve ainsi hors de la trajectoire du pilote. Selon une particularité technique de la présente invention, le dossier du siège éjectable est équipé à son
sommet d'un amortisseur de choc qui peut ttre un simple bu-
toir élastique, par lequel le siège éjectable, malgré sa vi-
tesse acquise en début de course d'éjection, vient néanmoins en contact "doux" avec le panneau découpe de la verrière, évitant ainsi un choc franc à grande énergie susceptible de fracasser ledit panneau Ce dernier se soulèvera alors et
basculera vers l'arrière tout en conservant son intégrité.
La description qui va suivre en regard des dessins
annexés, donnée à titre d'exemple non limitatif, fera bien
comprendre comment l'invention peut àtre réalisée.
La figure 1 est une vue schématique partielle en élévation montrant la carlingue d'un avion biplace aménagée
selon la présente invention.
La figure 2 est une vue schématique en plan par dessus d'une verrière agencée selon l'invention pour le
poste avant de ce biplace.
La figure 5 illustre cinématographiquement le dé-
roulement du processus d'éjection de l'invention.
La figure 4 représente, à plus grande échelle, un
détail de réalisation de la présente invention.
Comme on le voit sur la figure 1, la verrière 1
du poste arrière 2 de Jl'avion biplace est plus ou moins pa-
rallèle aux filets d'air F du vent relatif, en d'autres ter-
mes, cette verrière 1 s'étend grosso modo dans le lit du
vent Dans ce cas comme deailleurs dans celui du poste uni-
que des avions monoplaces o l'on rencontre la même situa-
tionle système de fragilisation préalable de verrière du
brevet français 2 077 846 sus-mentionné donne entière satis-
faction et il n'est donc pas utile d'y appliquer le perfec-
tionnement apporté par la présente invention, la sécurité de
l'occupant du siège arrière 3 étant pleinement assurée.
Tel n'est pas le cas pour ce qui est du poste avant 4 de l'avion biplace o l'on note que l'habitacle est équipé d'une verrière plongeante 5 dont la portion frontale
6 est soumise à une surpression P due aux effets aérodyna-
uiques du vent relatif Si donc on y appliquait ledit sys- tème de fragilisation préalable dans les mêmes conditions
que pour le poste arrière 2, cette portion frontale de ver-
rière 6 du poste avant 4 s'effondrerait aussitôt vers l'in-
térieur du fait de la surpression dynamique P qui s'y exer-
ce et les débris risqueraient de provoquer des dommages au pilote occupant le siège avant 7, et cela d'autant plus que la vitesse de l'avion est grande, les débris de verrière constituant autant de projectiles susceptibles de frapper le pilote avec une grande force d'impact Ce sera donc dans ce cas particulier du poste avant 4 à verrière plongeante 5 des avions biplaces que la présente invention recevra son
application la plus intéressante aux fins de sécurité.
Pour mieux comprendre l'essence de la présente Invention, on se reportera à la vue en plan à plus grande échelle de la verrière 5 du poste avant 4 apparaissant sur
la figure 2.
On y a représenté un réseau périphérique de pointe
de fragilisation par charges explosives localisées 8 judi-
cieusement réparties et commandées par un cordeau détonant
9, comme dans le brevet français 2 077 846 sus-mentionné.
In Sus de ce dispositif pyrotechnique de fragilisation 8-9, on trouve, en arrière de la portion frontale de verrière 6
et tout autour d'une portion de dôme 10, un cordeau pyrotech-
nique 11 conçu pour pratiquer, dans le "Plexiglas" dont sont formées les verrières d'avions, une découpe continue nette
et franche Ce cordeau Il peut avantageusement Otre consti-
tué d'un profilé tubulaire souple en plomb rempli d'un explo-
sif brisant disponible couramment sur le marché sous la dé-
nommination de "Hexogène" et collé contre la face interne de la verrière 5 par l'entremise d'un gainage en caoutchouc de silicone, le tout étant conformé pour provoquer un effet de
charge creuse.
Ainsi qu'on le voit clairement sur cette figure 2, la portion de dôme 10 telle que délimitée par le cordeau de
découpe 11 a une configuration géométrique d'allure trapé-
zoldale, présentant un grand bord arrière ou bord de fuite A à l'opposé d'un petit bord avant ou bord d'attaque 10 B, l'un et l'autre en arcs de cercles et convexes et reliés l'un à l'autre par des cotés rectilignes 100-100 divergeant
d'avant en arrrière.
Le cordeau de découpe 11 d'une part et le cordeau détonant 9 d'autre part sont déclenchés individuellement
et successivement, par l'intermédiaire d'une centrale à re-
lais 12, depuis une centrale à percussion 13, le déclenche-
ment du cordeau de découpe Il se faisant en un premier temps tl précédant celui du cordeau détonant 9 en un deuxième
temps t 2.
On remarquera encore sur cette figure 2 que la portion de dôme 10 de laverrière 5 est, vers son bord de fuite 10 k, reliée à la partie adjacente de la structure par des bandes textiles ou rubans adhésifs 14, par exemple en matière synthétiques connues sous les marques "Orlon" ou "Dacron" On notera enfin que cette portion de dôme 10 de la verrière 5 se trouve juste au-dessus de la tète et du buste du pilote dans l'axe d'éjection du siège avant 7, comme on
peut le voir sur les autres figures.
On décrira à présent, en regard de la figure 3, la
séquence des opérations d'évacuation en quatre temps succes-
sifs à intervalles extrêmement brefs.
Au déclenchement du processus d'évacuation opéré par le pilote sur son siège éjectable avant 7, au temps tl,
le cordeau 11 découpe sans fissure le dôme 10 qui se trouve-
donc instantanément désolidarisé du reste de la verrière 5, si ce n'est sa liaison làche par ruban adhésif 14 à son bord de fuite 10 A Cette découpe sera avantageusement conçue de manière à ménager un petit jeu au joint de ce bord de fuite A avec le bord adjacent de la structure, afin de permettre
une minuscule translation du dôme découpé 10 d'avant en ar-
rière, suffisante pour le dégager de la structure environnan-
te, grâce à ses côtés divergents 1 OC-10 C (voir figure 2).
En effet, pour nette et franche que soit la découpe pyrotech-
nique, une macrographie révélerait des rugosités susceptibles
de réaliser un certain clabotage par imbrication des cris-
taux; la translation minime du dbme 10 vers l'arrière as-
sure son déclabotage.
Le dôme 10 ainsi découpé au temps tl devient une sorte de couvercle libre qui sera pratiquement aussitôt, au temps t'1, soulevé en pivotant vers l'arrière autour de ses pseudo-articulations 14, soit naturellement par l'effet de la dépression aérodynamique externe que vient immédiatement relayer le vent relatif, soit impérativement par l'effet de la poussée interne au contact du sommet du siège éjectable
7 dont la course est amorcée.
Cependant, au temps t 2, le cordeau déton ant 9 fait exploser les charges 8 de fragilisation du reste de la
verrière 5 et notamment de sa portion frontale 6 Oette der-
nière n'est alors vraisemblablement plus soumise à la pleine
surpression aérodynamique P qui existait jusqu'h t 19 on rai-
son de l'ouverture du couvercle 10 qui tend à âgaliser les
pressions de part et d'autre de la portion frontale 6 v la-
* quelle, à sa fragilisation au temps t 2, pourrait demeurer cohérente Quoi qu'il en soit, à cet instant t 2, les genoux * du pilote sont pratiquement au contact de la portion fragir lisée 6 et passent à travers celle=ci en la désintégrant sans risque pour les jambes du pilote A supposer mîme qu'il y ait effondrement de la portion fragilisée 6 vers l'intérieur de l'habitacle ses débris n'ont pas le temps d'acquérir de la vitesse pour constituer des projectiles dangereux pour les jambes du pilote qui passeront donc sans dommage, en
toute hypothèse.
Ainsi, immédiatement après, au temps t'2 v le pilo-
te éjeeté se trouve complètement en dehors de l'habitaole 4 de l'avion, sans avoir couru le moindre danger de la part de la verrière dont le couvercle 10 est alors rabattu contre
le fuselage auquel il demeure rattaché par les rubans adhé-
sils 14.
On remarquera que ce couvercle 10 conserve son intégrité d'origine, n'ayant pas été fragilisé et s'étant simplement escamoté par basculement vers l'arrière Cette intégrité du couvercle 10 aurait pu tre compromise, compte tenu de l'inertie de celui-ci, au moment du choc occasionné par-le haut du siège éjectable 7, ce dernier ayant effectué un début de course d'éjection non négligeable et ayant pu
de ce fait acquérir une vitesse substantielle.
Pour éviter que le couvercle 10 ne vole en éclats lorsqu'il est percuté par le siège éjectable 7, la présente invention prévoit de surmonter la tête de siège 7 A (voir figure 4) d'un poussoir-amortisseur 15 qui peut être une simple butée 16 articulée en 17 et associée à un ressort de
compression 18.
Il va de soi que les modes de réalisation décrits ne sont que des exemples et qu'on pourrait les modifier, notamment par substitution d'équivalents techniques, sans
sortir pour cela du cadre de l'invention.
Claims (2)
1 Procédé pyrotechnique d'éjection d'un pilote hors d'un avion équipé d'une verrière à portion antérieure plongeante, procédé caractérisé en ce qu'il se déroule selon une séquence à deux temps successifs: dans un premier temps (tl), on provoque la découpe d'une sorte de dame ( 10) ou panneau fractionnaire bien circonscrit vers l'arrière de la verrière ( 5), se situant juste au-dessus de la tète et du
buste du pilote dans l'axe d'éjection du siège ( 7) et en-
suite seulement, dans un deuxième temps (t 2), on provoque la fragilisation de la portion antérieure plongeante ( 6) de la verrière ( 5) se situant au-dessus des jambes du pilote dont les genoux arrivent alors, en tout début de la course
d'éjection, au niveau de cette portion antérieure plongean-
te fragilisée ( 6).
2 Dispositif pour la mise en oeuvre du procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que des moyens pyrotechniques sont incorporés à deux groupements distincts à déclenchement propre: d'une part, des moyens ( 11) conçus et agencés pour la découpe d'un dtme ou panneau postérieur de verrière ( 10) se situant juste au-dessus de la tète et du buste du pilote dans l'axe d'éjection du siège ( 7) et,
d'autre part, des moyens ( 8-9) conçus et agencés pour pro-
voquer la fragilisation d'une portion antérieure plongeante
( 6) de verrière ( 5) se situant au-dessus des jambes du pi-
lote, et en ce qu'un séquenceur adéquat ( 13) déclenche d'a-
bord les premiers moyens ( 11) et ensuite les seconds ( 8-9).
3 Dispositif selon la revendication 2, caracté-
rié en ce que le dbme ou panneau arrière de verrière ( 10) libéré par découpe dans un premier temps (tl) a, à son bord
de fuite ( 10 A), une liaison souple ( 14) formant pseudo-arti-
culation le rattachant au bord adjacent fixe de la structure environnante, de façon qu'aussittt après découpe, ce panneau
désolidarisé ( 10) puisse se rabattre vers l'arrière.
4 Dispositif selon la revendication 3, caracté-
risé en ce que la liaison souple ( 14) est constituée d'une
bande textile ou ruban adhésif.
Dispositif selon la revendication 2, 3 ou 4,
caractérisé er: ce que le dame ou panneau postérieur de ver-
rière ( 10) est délimité par deux cÈtés ( 10 C) rectilignes et
divergeant d'avant en arrière, de nature-à permettre au dô-
me ( 10) de se dégager, par une translation minime vers l'ar-
rière, de la structure environnante.
6 Dispositif selon l'une quelconque des revendi-
cations 2 à 5, caractérisé en ce que le dossier du siège éjectable ( 7) est équipé à son sommet ( 7 A) d'un amortisseur de choc ( 15) disposé pour venir au contact du dome ( 10) lors
de l'éjection.
7 Dispositif selon la revendication 6, caracté-
risé en ce que l'amortisseur de choc ( 15) est constitué d'une butée mobile ( 16) associée à un ressort de compression
( 18) ou autre moyen déformable analogue.
8 Application du procédé selon la revendication 1
ou du dispositif selon l'une quelconque des revendications
2 à 7, à la verrière plongeante ( 5) du poste avant ( 4) d'un
avion biplace.
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2632271B1 (fr) * | 1988-06-07 | 1990-09-28 | Dassault Avions | Dispositif de securite a siege ejectable pour aeronef |
| US5301904A (en) * | 1993-03-17 | 1994-04-12 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Canopy breaking device |
| US5289996A (en) * | 1993-04-07 | 1994-03-01 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Aircraft windshield system with frangible panel for aircrew emergency escape |
| GB2327399A (en) * | 1997-07-19 | 1999-01-27 | Secr Defence | Aircraft cabin decompression prior to canopy breaking/jettison |
| US5954296A (en) * | 1998-02-18 | 1999-09-21 | Teledyne Industries, Inc. | Aircraft canopy fracture system |
| US6752355B1 (en) * | 2003-02-13 | 2004-06-22 | The Boeing Company | Method and system for emergency escape from an aircraft |
| US20110167994A1 (en) * | 2008-09-30 | 2011-07-14 | Au-Yeung Honmartin K | Pyrotechnic egress system |
| US8230770B1 (en) * | 2009-09-22 | 2012-07-31 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Apparatus to energetically remove a ballistic tolerant window |
| US8061656B1 (en) * | 2009-09-22 | 2011-11-22 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Hinge apparatus with an actuatable assembly |
| US10837747B2 (en) * | 2018-02-15 | 2020-11-17 | Goodrich Corporation | High explosive firing mechanism |
| US11427339B2 (en) | 2018-12-14 | 2022-08-30 | Goodrich Corporation | Passive head and neck protection canopy piercer |
| US11396359B2 (en) | 2020-08-03 | 2022-07-26 | Ami Industries, Inc. | Deployable overhead protection assembly and methods of use for canopy fragilization system |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2051580A7 (fr) * | 1969-07-07 | 1971-04-09 | Stencel Aero Eng Corp | |
| US3670998A (en) * | 1970-07-10 | 1972-06-20 | Us Air Force | Severance of polycarbonate material canopy transparency |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB711987A (en) * | 1952-01-25 | 1954-07-14 | English Electric Co Ltd | Improvements in and relating to cockpit hoods of aircraft |
| US3281097A (en) * | 1964-12-29 | 1966-10-25 | Tienne Mart E De | Gas operated energy storing actuator |
| FR2077846A1 (fr) * | 1970-02-18 | 1971-11-05 | Dassault Aeronautique | |
| GB1383513A (en) * | 1971-06-10 | 1974-02-12 | Hawker Siddeley Aviation Ltd | Aircrew escape systems |
| US4275858A (en) * | 1976-03-25 | 1981-06-30 | The Secretary Of State For Defence In Her Britannic Majesty's Government Of The United Kingdom Of Great Britain And Northern Ireland | Panel breaking systems |
| FR2486489A1 (fr) * | 1980-07-11 | 1982-01-15 | Aerospatiale | Dispositif et procede pyrotechniques de decoupage et d'ejection d'un element transparent de verriere d'avion |
| DE3213380A1 (de) * | 1982-04-10 | 1983-10-20 | Dornier Gmbh, 7990 Friedrichshafen | Anordnung von einrichtungen zum auftrennen und entfernen von wandteilen des kabinendaches von pilotenkanzeln |
-
1983
- 1983-03-14 FR FR8304126A patent/FR2542697B1/fr not_active Expired
-
1984
- 1984-02-24 DE DE19843406693 patent/DE3406693A1/de active Granted
- 1984-03-07 US US06/587,069 patent/US4570879A/en not_active Expired - Lifetime
- 1984-03-07 GB GB08406019A patent/GB2137568B/en not_active Expired
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2051580A7 (fr) * | 1969-07-07 | 1971-04-09 | Stencel Aero Eng Corp | |
| US3670998A (en) * | 1970-07-10 | 1972-06-20 | Us Air Force | Severance of polycarbonate material canopy transparency |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| GB2137568A (en) | 1984-10-10 |
| US4570879A (en) | 1986-02-18 |
| GB8406019D0 (en) | 1984-04-11 |
| DE3406693A1 (de) | 1984-09-20 |
| FR2542697B1 (fr) | 1986-03-21 |
| DE3406693C2 (fr) | 1993-04-01 |
| GB2137568B (en) | 1986-07-23 |
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