FR2666850A1 - Improvements made to thrusters of the ram jet type - Google Patents
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Abstract
Description
L'invention est relative aux propulseurs de type statoréacteur comportant une chambre de combustion aérobie, généralement équipée d'une tuyère, alimentée par un générateur de gaz combustible et par au moins une entrée d'air. The invention relates to ramjet type propellants comprising an aerobic combustion chamber, generally equipped with a nozzle, supplied by a fuel gas generator and by at least one air inlet.
Il est connu de constituer le générateur de gaz par un propergol solide dont la combustion engendre un gaz réducteur, donc un gaz combustible. It is known to constitute the gas generator by a solid propellant whose combustion generates a reducing gas, therefore a combustible gas.
On peut considérer, au moins en première approximation, que les performances d'un tel propulseur sont d'autant plus élevées que le propergol contient d'éléments réducteurs ; cependant, ce propergol doit aussi contenir des éléments oxydants dans une proportion juste suffisante pour assurer la combustion, notamment la température de pyrolyse, si l'on désire provoquer la combustion du propergol par autopyrolyse. It can be considered, at least as a first approximation, that the performance of such a propellant is higher the more the propellant contains reducing elements; however, this propellant must also contain oxidizing elements in a proportion just sufficient to ensure combustion, in particular the pyrolysis temperature, if it is desired to cause the combustion of the propellant by autopyrolysis.
Or, le fait que le propergol contient des éléments oxydants diminue les performances du propulseur si l'on se place du point de vue de la combustion entre le gaz combustible délivré par le générateur de gaz et l'air comburant. However, the fact that the propellant contains oxidizing elements reduces the performance of the propellant if one takes the point of view of combustion between the combustible gas supplied by the gas generator and the combustion air.
L'invention a pour but un propulseur qui permet d'atteindre des performances plus élevées que celles d'un propulseur établi comme il vient d'etre dit. The object of the invention is to provide a propellant which makes it possible to achieve higher performance than that of a propellant established as just said.
Il convient également de rappeler que l'on a déjà propose, pour augmenter les performances du propulseur de type statoréacteur, d'entretenir, dans la chambre de combustion aérobie, une combustion entre l'air comburant et un combustible solide ablatable disposé sur tout ou partie des parois de ladite chambre de combustion aérobie. Le combustible solide subit, par suite de la combustion qui en élève la température, un phénomène d'ablation qui provoque sa régression. It should also be recalled that it has already been proposed, in order to increase the performance of the ramjet-type propellant, to maintain, in the aerobic combustion chamber, combustion between the combustion air and an ablatable solid fuel disposed on all or part of the walls of said aerobic combustion chamber. Solid fuel undergoes, as a result of combustion which raises its temperature, an ablation phenomenon which causes its regression.
Des moyens sont alors prévus pour provoquer le démarrage de cette combustion air comburant - combustible solide ablatable de tels moyens peuvent être constitués par un allumeur spécial, ou peuvent être obtenus en donnant au combustible solide ablatable une composition telle qu'il présente des propriétés d'hypergolicité par rapport à l'air. Means are then provided for causing this combustion of combustion air - ablatable solid fuel to start. Such means can be constituted by a special igniter, or can be obtained by giving the ablatable solid fuel a composition such that it has properties of hypergolicity compared to air.
Un propulseur de ce type présente des performances élevées, mais il présente aussi un certain nombre d'inconvénients ; en effet, on rencontre des difficultés techniques importantes lorsque la vitesse de l'écoulement interne, dans la chambre de combustion, est élevée, c'est-à-dire correspond à un nombre de Mach supérieur à 0,40. A propellant of this type has high performance, but it also has a number of drawbacks; in fact, significant technical difficulties are encountered when the speed of the internal flow in the combustion chamber is high, that is to say corresponds to a Mach number greater than 0.40.
A ces vitesses élevées, la combustion air comburant - combustible solide ablatable est difficile à stabiliser et la plage de fonctionnement d'une telle chambre de combustion aérobie est très étroite. At these high speeds, combustion of combustion air - ablatable solid fuel is difficult to stabilize and the operating range of such an aerobic combustion chamber is very narrow.
L'invention a donc aussi pour but de remédier à ces inconvénients en obtenant une combustion stable. The invention therefore also aims to remedy these drawbacks by obtaining stable combustion.
Le propulseur conforme à l'invention comporte une chambre de combustion aérobie alimentée par un générateur de gaz combustible et par au moins une entrée d'air, et il est caractérisé par le fait qu'une partie au moins des parois intérieures de cette chambre de combustion aérobie est recouverte par un combustible solide ablatable, par le fait que le générateur de gaz combustible est essentiellement constitué par un propergol solide dont la combustion, de préférence par autopyrolyse, engendre un gaz réducteur, et par le fait que des moyens de déclenchement sont prévus pour qu'il se produise5 en amont ou à l'entrée de la chambre de combustion aérobie, une combustion primaire qui élève la température de l'air à une valeur telle qu'il se produise une combustion stable entre l'air comburant et le combustible solide ablatable. The propellant according to the invention comprises an aerobic combustion chamber supplied by a combustible gas generator and by at least one air inlet, and it is characterized in that at least part of the interior walls of this chamber aerobic combustion is covered by an ablatable solid fuel, by the fact that the fuel gas generator is essentially constituted by a solid propellant whose combustion, preferably by autopyrolysis, generates a reducing gas, and by the fact that triggering means are provided for primary combustion which raises the temperature of the air to a value such that stable combustion occurs between the combustion air and upstream or at the entrance to the aerobic combustion chamber ablatable solid fuel.
Ces moyens peuvent être constitués par un allumeur spécial, ou peuvent être obtenus en donnant au propergol solide du générateur de gaz une composition telle que le gaz réducteur qu'il engendre présente des propriétés d'hypergolicité par rapport à l'air. These means can be constituted by a special igniter, or can be obtained by giving the solid propellant of the gas generator a composition such that the reducing gas which it generates exhibits hypergolicity properties with respect to air.
Le propulseur peut avantageusement être agencé pour que la combustion primaire soit tourbillonnaire. A cet effet, on peut prévoir une injection du gaz réducteur dans la ou les amenées d'air et/ou une injection du gaz réducteur dans une chambre de combustion amont, située en amont de la chambre de combustion aérobie. The propellant can advantageously be arranged so that the primary combustion is vortex. To this end, it is possible to provide for an injection of the reducing gas into the air supply (s) and / or an injection of the reducing gas into an upstream combustion chamber, situated upstream from the aerobic combustion chamber.
Dans le cas où le propulseur comporte cette chambre de combustion amont5 il est avantageux d'y introduire l'air comburant et le gaz réducteur avec des directions faisant entre elles un angle suffisant pour développer et entretenir une combustion tourbillonnaire. In the case where the propellant includes this upstream combustion chamber5, it is advantageous to introduce the combustion air and the reducing gas therein with directions forming an angle between them sufficient to develop and maintain a vortex combustion.
Le débit initial du gaz réducteur est ajusté par la géométrie du bloc de combustible solide ablatable et la pression de combustion entre l'air comburant et ce combustible solide ablatable. La combustion dans la chambre aérobie se développe normalement à
partir du noyau de combustion stabilisé en amont. Dans ce noyau
de combustion, on constate, en effet, une richesse moyenne cons
tante voisine des proportions stoechiométriques, l'air non utilisé
dans cette combustion (que l'on pourrait qualifier de combustion
pilote") étant réchauffé pour participer à la combustion avec le
combustible solide ablatable.The initial flow rate of the reducing gas is adjusted by the geometry of the ablatable solid fuel block and the combustion pressure between the combustion air and this ablatable solid fuel. Combustion in the aerobic chamber normally develops at
from the combustion core stabilized upstream. In this nucleus
combustion, there is indeed an average richness cons
aunt close to stoichiometric proportions, unused air
in this combustion (which one could qualify as combustion
pilot ") being heated to participate in combustion with the
ablatable solid fuel.
L'invention consiste, mises à part les dispositions dont il
vient d'être question, en certaines autres dispositions qui s'u
tilisent de préférence en même temps, et qui seront plus explici
tement décrites ci-après.The invention consists, apart from the arrangements which it
has just been discussed, in certain other provisions which
preferably use at the same time, and which will be more explicit
described below.
L'invention pourra, de toute façon, être bien comprise à
l'aide du complément de description qui suit ainsi que du dessin
ci-annexé, lesquels complément et dessin sont relatifs à un mode
de réalisation préféré de l'invention et ne comportent, bien
entendu, aucun caractère limitatif.The invention could, in any case, be well understood
using the additional description which follows as well as the drawing
attached, which supplement and drawing relate to a mode
preferred embodiment of the invention and do not, although
heard, no limiting character.
La fig. 1, de ce dessin, est une vue en coupe d'un missile
équipé d'un propulseur de type statoréacteur selon l'invention,
le propulseur étant représenté dans sa phase mise en vitesse.Fig. 1, of this drawing, is a sectional view of a missile
equipped with a ramjet-type propellant according to the invention,
the propellant being shown in its speed up phase.
La fig. 2 est une vue en coupe de ce même missile, mais représenté dans sa phase croisière
Sur ces figures, on a représenté un missile 1 dont la partie
avant la abrite une charge utile et dont la partie arrière lb
abrite le propulseur établi conformément à un mode de réalisation
avantageux de l'invention.Fig. 2 is a sectional view of this same missile, but shown in its cruising phase
In these figures, a missile 1 is shown, the part of which
before the houses a payload and the rear part lb
houses the propellant established in accordance with one embodiment
advantageous of the invention.
Ce propulseur comporte une chambre de combustion aérobie 2
équipée d'une tuyère 3 et alimentée,
d'une part, par un générateur de gaz combustible 4,
et, d'autre part, par plusieurs entrées d'air 5 dont deux
seulement sont visibles sur les fig. 1 et 2.This propellant has an aerobic combustion chamber 2
equipped with a nozzle 3 and supplied,
on the one hand, by a fuel gas generator 4,
and, on the other hand, by several air inlets 5 including two
only are visible in fig. 1 and 2.
Une partie au moins des parois intérieures de cette chambre de combustion aérobie 2 sont recouvertes par un combustible solide
ablatable 6.At least part of the interior walls of this aerobic combustion chamber 2 are covered by a solid fuel
ablatable 6.
Par l'expression "combustible solide ablatable, on désigne
un combustible solide qui, dans des conditions de température
et de pression, passe de l'état solide à l'état gazeux, la
combustion ayant alors lieu en milieu gazeux entre ce combustible
en phase gazeuse et un gaz comburant.By the expression "ablatable solid fuel, is meant
a solid fuel which, under temperature conditions
pressure, goes from the solid state to the gaseous state, the
combustion then taking place in a gaseous medium between this fuel
in the gas phase and an oxidizing gas.
Le générateur de gaz combustible 4 est constitué par un pro
pergol solide 7 dont la combustion engendre un gaz réducteur ;
cette combustion s'opère de préférence par autopyrolyse. The combustible gas generator 4 is constituted by a pro
solid pergol 7, the combustion of which generates a reducing gas;
this combustion preferably takes place by autopyrolysis.
Des moyens sont alors prévus pour qu'il se produise, en amont ou à l'entrée de la chambre de combustion aérobie 2, une combustion primaire qui élève la température à une valeur telle qu'il se produise une combustion stable entre l'air comburant et le combustible solide ablatable 6. Means are then provided so that there occurs, upstream or at the entry of the aerobic combustion chamber 2, a primary combustion which raises the temperature to a value such that stable combustion takes place between the air oxidizer and ablatable solid fuel 6.
Ces moyens peuvent être constitués par un allumeur spécial disposé en amont de la chambre de combustion aérobie 2 ; cet allumeur est bien connu de l'homme de l'art et n'a donc pas été représenté. These means can be constituted by a special igniter disposed upstream of the aerobic combustion chamber 2; this igniter is well known to those skilled in the art and has therefore not been shown.
Ces moyens peuvent également être obtenus en donnant au propergol solide 7 du générateur de gaz combustible 4 une composition telle que le gaz réducteur qu'il engendre présente des propriétés d'hypergolicité par rapport à l'air. These means can also be obtained by giving the solid propellant 7 of the fuel gas generator 4 a composition such that the reducing gas which it generates has hypergolicity properties with respect to air.
Le propulseur est avantageusement agencé pour que la combustion primaire soit tourbillonnaire. The propellant is advantageously arranged so that the primary combustion is vortex.
A cet effet, on peut prévoir une injection du gaz réducteur dans les amenées d'air 5 (variante non représentée) ou une injection du gaz réducteur dans une chambre de combustion amont 8 située en amont de la chambre de combustion aérobie 2 (fig. 2). To this end, it is possible to provide for an injection of the reducing gas into the air intakes 5 (variant not shown) or an injection of the reducing gas into an upstream combustion chamber 8 situated upstream from the aerobic combustion chamber 2 (FIG. 2).
Dans ce cas, il est avantageux d'introduire, dans la chambre de combustion amont 8, le gaz réducteur 10 dans le noyau de recirculation formé par l'air injecté et représenté en 9 (fig. 2) dans le but de développer et entretenir une combustion tourbillonnaire. In this case, it is advantageous to introduce, into the upstream combustion chamber 8, the reducing gas 10 into the recirculation core formed by the injected air and represented at 9 (fig. 2) in order to develop and maintain vortex combustion.
Pour amener le propulseur à la vitesse minimale à partir de laquelle la chambre de combustion aérobie 2 peut entrer en 'fonc- tionnement, on peut disposer, dans cette chambre de combustion aérobie 2, un moteur-fusée éjectable il (fig. 1). In order to bring the propellant to the minimum speed from which the aerobic combustion chamber 2 can enter into operation, an ejectable rocket motor il (fig. 1) can be provided in this aerobic combustion chamber 2.
Ce moteur-fusée 11 peut être simplement constitué par un bloc de propergol 12 comportant un canal central 13 débouchant directement dans la tuyère 3 de la chambre de combustion aérobie 2, ce moteur-fusée 11 ne comportant donc pas de tuyère. This rocket engine 11 may simply be constituted by a propellant block 12 comprising a central channel 13 opening directly into the nozzle 3 of the aerobic combustion chamber 2, this rocket engine 11 therefore not comprising a nozzle.
Pour former un divergent, le canal central 13 peut s'épanouir dans la partie divergente de la tuyère 3 de la chambre de combustion aérobie 2, une couche de propergol 12 garnissant alors cette partie divergente. To form a divergent, the central channel 13 can open out in the divergent part of the nozzle 3 of the aerobic combustion chamber 2, a layer of propellant 12 then filling this divergent part.
Le débouché 5a des entrées d'air 5 est obturé par des trappes éjectables 14, éventuellement protégées par une couche d'un matériau inhibiteur 15. Ces trappes éjectables 14 sont éjectées (par des moyens bien connusde l'homme de l'art) avant l'entrée en fonctionnement de la chambre aérobie 2. The outlet 5a for the air inlets 5 is closed by ejectable hatches 14, possibly protected by a layer of an inhibiting material 15. These ejectable hatches 14 are ejected (by means well known to those skilled in the art) before entry into operation of aerobic chamber 2.
La fig. 1 montre la configuration du missile 1 avec le moteurfusée 11 à l'intérieur de la chambre de combustion aérobie 2 ; cette configuration dure pendant toute la phase mise en vitesse. Fig. 1 shows the configuration of the missile 1 with the rocket engine 11 inside the aerobic combustion chamber 2; this configuration lasts during the entire speed-up phase.
La fig. 2 montre la configuration du missile 1, une fois terminée la phase "mise en vitesse" et atteinte la phase "croisière" à partir de laquelle la chambre de combustion aérobie 2 peut être mise en fonctionnement. Fig. 2 shows the configuration of missile 1, once the "speed up" phase has ended and reached the "cruising" phase from which the aerobic combustion chamber 2 can be put into operation.
On peut noter que l'allumage du propergol 12 du moteur-fusée 11 (allumage déclenché par un allumeur classique non représenté) peut provoquer le déclenchement de la réaction d'autopyrolyse dans le propergol solide 7 du générateur de gaz combustible 4. It may be noted that the ignition of the propellant 12 of the rocket engine 11 (ignition triggered by a conventional igniter not shown) can cause the initiation of the autopyrolysis reaction in the solid propellant 7 of the fuel gas generator 4.
On obtient alors, par une consommation réduite de ce propergol solide 7, un fonctionnement automatique du propulseur déclenché par le seul allumage du propergol 12 du moteur-fusée 11.One then obtains, by a reduced consumption of this solid propellant 7, an automatic operation of the propellant triggered by the sole ignition of the propellant 12 of the rocket engine 11.
A titre d'exemple, on indique ci-dessous le déroulement du fonctionnement du propulseur - Temps O : Ordre d'allumage du propergol 12 du moteur-fusée 11. By way of example, the sequence of the operation of the propellant is indicated below - Time O: Ignition order of the propellant 12 of the rocket engine 11.
- Temps + O,ls: Montée en pression jusqu'à 70 bars dans la chambre
de combustion (canal central 13) du moteur-fusée 11,
et déclenchement de l'autopyrolyse dans le propergol
solide 7 du générateur de gaz combustible 4.- Time + O, ls: Pressure build up to 70 bars in the chamber
combustion (central channel 13) of the rocket engine 11,
and initiation of autopyrolysis in the propellant
solid 7 of the fuel gas generator 4.
- Temps + 4 s : Fin de la combustion du propergol 12 du moteur
fusée 11 et fin de la phase "mise en vitesse".- Time + 4 s: End of combustion of propellant 12 from the engine
rocket 11 and end of the "speed up" phase.
Le missile atteint alors une vitesse d'environ
Mach 2 ; la réaction d'autopyrolyse dans le pro
pergol solide 7 du générateur de gaz combustible
4 continue.The missile then reaches a speed of approximately
Mach 2; the autopyrolysis reaction in the pro
solid pergol 7 of the fuel gas generator
4 continues.
- Temps + 4,vis: Fin de la queue de poussée du propergol 12 du mo
teur-fusée 11, éjection des trappes éjectables 14
(éjection provoquée par une différence de pression
de l'ordre de 0,2 bar) et éjection des résidus du
chargement du moteur-fusée 11.- Time + 4, screw: End of the propellant 12 pusher tail of the mo
rocket gun 11, ejection of the ejection hatches 14
(ejection caused by a pressure difference
0.2 bar) and ejection of residues from the
rocket engine loading 11.
- Temps + 4,2s: Début du fonctionnement de la chambre de combustion
aérobie 2 provoqué par la réaction d'hypergolicité
entre le gaz combustible du générateur de gaz 4
et l'air délivré par les entrées d'air 5
les conditions pour cette réaction d'hypergolicité
sont réunies en fin de combustion du propergol 12
du moteur-fusée 11. La combustion primaire s'éta
blit donc avec le gaz combustible issu du générateur
de gaz 4 et se poursuit avec le gaz résultant de
l'ablation du combustible solide ablatable 6.- Time + 4.2s: Beginning of combustion chamber operation
aerobic 2 caused by the hypergolicity reaction
between the fuel gas from the gas generator 4
and the air delivered by the air inlets 5
the conditions for this hypergolicity reaction
are combined at the end of combustion of the propellant 12
of the rocket engine 11. Primary combustion
blit therefore with the combustible gas from the generator
of gas 4 and continues with the gas resulting from
ablation of ablatable solid fuel 6.
La durée totale de la combustion est d'environ 20 s. The total duration of the combustion is approximately 20 s.
- Temps + 20s :Fin de cette combustion.- Time + 20s: End of this combustion.
En ce qui concerne le propergol solide du générateur de gaz combustible, il peut avantageusement présenter une composition telle que son rapport K (rapport de la masse de comburant sur la masse de combustible) est inférieur ou égal à 2, et de préférence à 1. As regards the solid propellant of the fuel gas generator, it can advantageously have a composition such that its ratio K (ratio of the mass of oxidant to the mass of fuel) is less than or equal to 2, and preferably 1.
Ce propergol autopyrolysable peut également présenter les caractéristiques suivantes - exposant de pression n de la loi Vb = a.pn dans laquelle Vb
est la vitesse de combustion et a est une constante 0,20 4 n 4 o,60, n 0,60, dans la gamme de 0,5 à 10 bars. This self-pyrolysable propellant can also have the following characteristics - pressure exponent n of the law Vb = a.pn in which Vb
is the rate of combustion and a is a constant 0.20 4 n 4 o, 60, n 0.60, in the range of 0.5 to 10 bar.
- masse volumique : 1,31 g/cm . - density: 1.31 g / cm.
- chargement annulaire ou étoilé.- annular or star loading.
- vitesse de combustion : 1,2 mm/s.- combustion speed: 1.2 mm / s.
- pression de combustion entre le gaz combustible résultant de
l'autopyrolyse et l'air : 3,2 bars. Cette pression dépend de
la vitesse et de l'altitude de l'engin.- combustion pressure between the combustible gas resulting from
autopyrolysis and air: 3.2 bars. This pressure depends on
the speed and altitude of the craft.
Un tel propergol autopyrolysable peut être constitué par un mélange de 39,03% de polybutadiène, 40,06% de perchlorate d'ammonium, 9,29% de magnésium, 4,65% de Porofor AZB, 4,65% de Nitroguanidine et 2,32% de fer carbonyle. Such a self-pyrolysable propellant can consist of a mixture of 39.03% of polybutadiene, 40.06% of ammonium perchlorate, 9.29% of magnesium, 4.65% of Porofor AZB, 4.65% of Nitroguanidine and 2.32% carbonyl iron.
Ce propergol présente un rapport K = 0,72. This propellant has a ratio K = 0.72.
En ce qui concerne le combustible solide ablatable, on peut avoir recours à ceux présentant les compositions indiquées cidessous - 60% d'Afcolène et 40% de polybutadiène, - 40% de polyéthylène et 60% de polybutadiène, - 80% d'Anthracène et 20% de polybutadiène. As regards the ablatable solid fuel, use may be made of those having the compositions indicated below - 60% of Afcolene and 40% of polybutadiene, - 40% of polyethylene and 60% of polybutadiene, - 80% of Anthracene and 20% polybutadiene.
Finalement et quel que soit le mode de réalisation adopté, on dispose d'un propulseur de type statoréacteur qui présente les avantages principaux suivants - le propulseur permet d'atteindre des performances telles qu'elles sont comparables à celles d'un propulseur à combustible et comburant liquides, et ce tout en conservant intégralement les avantages d'un propulseur à poudre, - le propulseur présente une combustion stable, - les parois internes de la chambre de combustion aérobie sont auto
protégées thermiquement par le combustible solide ablatable, - la chambre de combustion aérobie peut abriter, pour la mise en
vitesse, un moteur-fusée éjectable, et ce sans aucun risque pour
la chambre de combustion aérobie, - le propulseur est autorégulé en raison de l'adaptation du débit
du gaz combustible engendré par le générateur de gaz avec la
pression régnant dans la chambre de combustion aérobie, - le propulseur présente donc la faculté de s'adapter automatique
ment à la vitesse et à l'altitude du missile, - le propulseur présente des qualités de fiabilité en ce qui con
cerne l'allumage du propergol autopyrolysable et du combustible
solide ablatable, cet allumage étant provoqué par le seul allu
mage du moteur-fusée éjectable, c'est-à-dire par la mise à feu
du missile, - le propulseur est facile à réaliser, d'un faible coût tout en
présentant une grande fiabilité. Finally and whatever the embodiment adopted, there is a ramjet type propellant which has the following main advantages - the propellant makes it possible to achieve performances such as they are comparable to those of a fuel propellant and oxidizing liquids, while fully retaining the advantages of a powder propellant, - the propellant has stable combustion, - the internal walls of the aerobic combustion chamber are self
thermally protected by ablatable solid fuel, - the aerobic combustion chamber can house, for the
speed, an ejectable rocket motor, and this without any risk for
the aerobic combustion chamber, - the propellant is self-regulating due to the adaptation of the flow
combustible gas generated by the gas generator with the
pressure in the aerobic combustion chamber, - the propellant therefore has the ability to adapt automatically
ment to the speed and altitude of the missile, - the propellant has qualities of reliability as regards
identifies the ignition of the self-pyrolysable propellant and fuel
solid ablatable, this ignition being caused by the only allu
ejectable rocket engine mage, i.e. by firing
missile, - the propellant is easy to make, low cost while
with high reliability.
Claims (9)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR7823078A FR2666850B1 (en) | 1978-08-04 | 1978-08-04 | IMPROVEMENTS RELATING TO STATOREACTOR TYPE PROPELLERS. |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR7823078A FR2666850B1 (en) | 1978-08-04 | 1978-08-04 | IMPROVEMENTS RELATING TO STATOREACTOR TYPE PROPELLERS. |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2666850A1 true FR2666850A1 (en) | 1992-03-20 |
| FR2666850B1 FR2666850B1 (en) | 1994-09-09 |
Family
ID=9211613
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR7823078A Expired - Fee Related FR2666850B1 (en) | 1978-08-04 | 1978-08-04 | IMPROVEMENTS RELATING TO STATOREACTOR TYPE PROPELLERS. |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR2666850B1 (en) |
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| Publication number | Publication date |
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| FR2666850B1 (en) | 1994-09-09 |
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