FR2829593A1 - Procede de guidage d'un engin, notamment d'une munition - Google Patents
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Abstract
La présente invention concerne un procédé de guidage d'un engin vers une cible.Le procédé applique à l'engin (M) une accélération de consigne proportionnelle au produit vectoriel de la vitesse de l'engin (M) par la différence des vecteurs rotation de la droite reliant l'engin (M) et la cible (B) et de la droite reliant l'engin au point d'impact balistique prédit dudit engin. L'invention s'applique notamment pour améliorer la précision du tir d'une munition préalablement calculé pour atteindre une cible.
Description
pages écran.
Procédé de guidage d'un engin, notamment d'une munition La présente invention a pour objet un procédé de guidage d'un engin vers une cible, notamment pour améliorer la précision du tir d'une
munition préalablement calculé pour atteindre la cible.
Pour lancer une munition d'artillerie, notamment une munition de canon ou de mortier, la position de la cible à atteindre est fournie avant le tir o à un calculateur de tir déterminant des valeurs des paramètres de tir comme
les angles du tir et la vitesse initiale à transmettre à la munition lors du tir.
Après le tir et en l'absence de guidage, la munition suit une trajectoire balistique. Les hypothèses posées lors du calcul de tir diffèrent des conditions réelles du tir et du vol de la munition. Ainsi par exemple la masse réelle de la munition ou sa répartition dans le volume de la munition est légèrement différente, dans la limite des tolérances de fabrication de la munition, de la masse ou de la répartition de masse prise en compte dans le calcul du tir. Par ailleurs les conditions de vent peuvent évoluer sensiblement au cours du temps de vol. Les écarts entre les hypothèses et les conditions réelles conduisent à un point d'impact réel de la munition distinct du point
d'impact initialement prévu sur la cible.
La précision d'impact de la munition est meilleure lorsque l'écart entre le point d'impact réel et le point d'impact prévu est réduit et les canons ou mortiers actuels équipés de leur calculateur de tir assurent une précision d' i mpact relativement bonne. Par exemple u n mortier dont l' obu s se charge et se tire par l'avant présente un tir courbe avec une portée de moins de 15 kilomètres et une précision d'une centaine de mètres. Un canon se charge à l'arrière et réalise un tir plus horizontal avec une portée pouvant atteindre 40 kilomètres. Cependant l'imbrication plus importante et fréquente des forces adverses et la présence de populations civiles imposent la nécessité pour l'artillerie de pouvoir opérer des destructions et des neutralisations encore plus précises en tirant une munition et en la guidant au cours de son vol vers
une cible bien définie.
Le guidage d'une munition est réalisé de façon connue par la mise en _uvre d'une loi de guidage sur tout ou partie du vol de la munition. La loi de guidage détermine des consignes à appliquer sur un actionneur de la munition, par exemple un impuiseur ou un groupe de gouvernes, pour modifier la trajectoire de la munition au cours de son vol afin de la rapprocher
de la cible.
La navigation proportionnelle est une loi de guidage connue d'une munition qui consiste à commander un facteur de charge proportionnel à la vitesse de rotation de la droite reliant la munition à la cible. Cette vitesse lo étant par exemple mesurée à l'aide d'autodirecteurs portés par la munition ou calculée à partir de paramètres fournis par exemple par une centrale inertielle embarquée dans la munition. La commande de facteur de charge particulière à la navigation proportionnelle conduit à une vitesse de rotation de la droite reliant la munition à la cible tendant vers zéro. La navigation proportionnelle tend à la collision de la munition guidée avec la cible. Ce guidage permet de rendre nulle la distance de passage qui est la distance
entre le point d'impact réel et la cible.
Le guidage par navigation proportionnelle est facile à mettre en _uvre mais il présente l'inconvénient d'imposer une trajectoire rectiligne à la munition qui n'est pas optimale par rapport à la trajectoire balistique courbe
que suit une munition sans guidage.
Le problème consiste à élaborer un guidage de la munition assurant comme la navigation proportionnelle une distance de passage théoriquement nulle mais présentant un facteur de charge moindre. Il s'agit de trouver un guidage présentant une précision d'impact aussi bonne que celle obtenue avec un guidage par navigation proportionnelle tout en
présentant un coût en énergie moindre.
L'invention répond à ce problème par un procédé de guidage d'un engin, notamment d'une munition, vers une cible, le procédé appliquant à l'engin une accélération de consigne proportionnelle au produit vectoriel de la vitesse de l'engin par la différence des vecteurs rotation de la droite reliant I'engin et la cible et de la droite reliant l'engin au point d'impact balistique
prédit dudit engin.
Plus particulièrement, le procédé comporte par exemple les étapes suivantes: le procédé effectue une mesure de la position courante M de ladite munition à l'instant t et de son vecteur vitesse courant VM, le procédé calcule par prédiction de trajectoire le point d'impact balistique I correspondant à la position courante M de ladite munition, le procédé estime le vecteur rotation munition-impact QM' de la lo droite reliant la munition M au point d'impact balistique 1, le procédé calcule le vecteur rotation munition-cible QMB de la droite reliant la munition M à ladite cible B. le procédé calcule une accélération Éc de consigne proportionnelle et de signe inverse au produit vectoriel du vecteur vitesse VM de la munition par la différence entre le vecteur rotation munition-impact QM' et le vecteur rotation munition-cible QMB soit
ÉC = K VM A ( QMB QMI)
OU K est un coefficient strictement supérieur à 2, Le guidage selon le procédé débute par exemple après l'apogée de la trajectoire de la munition tirée. Le procédé est itératif en boucle fermée par exemple jusqu'à l'impact de la munition, ou jusqu'à une position de la munition assurant une précision d'impact sensiblement meilleure que celle
obtenue avec un tir balistique non guidé.
Le procédé génère des ordres de guidage réalisant une navigation proportionnelle modifiée autour de la trajectoire balistique de la munition. La loi de guidage du procédé selon l'invention permet à la munition ainsi guidée de se diriger vers la cible en s'écartant peu de sa trajectoire balistique. La mise en _uvre le procédé selon 1'invention présente 1'avantage de nécessiter
un faible facteur de charge.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparatront
à l'aide de la description qui suit faite en regard de dessins annexés qui
représentent: - la figure 1, un exemple d'asservissement classique d'une consigne d'accélération appliquée à une munition; - la figure 2, un exemple d'asservissement d'une consigne de position appliquée à une munition; - la figure 3, un exemple de trajectoire avec et sans l'invention. La figure 1 illustre de façon schématique un asservissement classique d'une consigne d'accélération appliquée à une munition. Après le tir et au cours de son vol. la munition ne suit plus sa trajectoire balistique lo mais elle est guidée au moyen d'une commande de son vecteur d'accélération transversale. Un calculateur de guidage 1 élabore à partir d'informations représentées par les entrées X1 à Xn un ordre de guidage permettant de commander le vecteur d'accélération transversale de la munition 8 sous la forme d'une valeur vectorielle c de consigne d'accélération. Cette consigne c est comparée dans un comparateur 2 à l'accélération transversale vectorielle im mesurée de la munition 8 à l'aide d'un bo^'tier d'instruments 3 comportant des gyromètres et des accéléromètres. L'écart 4 entre l'accélération commandée c et l'accélération mesurée m est introduit dans un calculateur compensateur 5, lequel élabore à partir notamment des angles de rotation courants de la munition et de l'écart 4, un ordre de position d'une gouverne de la munition dont le but est de réduire l'écart entre la mesure et la consigne. Sur la cellule aérodynamique représentée par la munition 8, I'ordre de position â est exécuté par exemple au moyen d'un amplificateur 6 de signal suivi d'un moteur 7 de gouverne. Les réactions de la munition 8 à l'ordre de position sont mesurées à l'aide du bo^tier d'instruments 3 et à nouveau comparées à la consigne c d'accélération de façon à réaliser une boucle fermée d'asservissement à la valeur de consigne fournie par le calculateur de guidage. La figure 2 représente de façon schématique un asservissement d'une consigne de position appliquée à une munition comportant une centrale inertielle embarquée. Une consigne de position 30 à atteindre par une munition 23 est fournie en entrée à un calculateur de guidage 21 lequel reçoit également en entrée des mesures 25 issues d'une centrale inertielle 22 embarquée sur la munition 23. Le calculateur de guidage 21 met en _uvre un algorithme de guidage élaborant à partir des entrées du calculateur une valeur de facteur de charge 24 à appliquer sur la cellule aérodynamique représentée par la munition 23 pour en faire évoluer la trajectoire de façon à ce qu'elle satisfasse ladite consigne de position fournie en entrée du calculateur de guidage 21. Le facteur de charge est une accélération développée en latéral pour faire changer la munition de trajectoire. L'algorithme de guidage permet de commander une accélération respectant une loi de guidage. La centrale inertielle embarquée 22 est par lo exemple une centrale inertielle hybridée GPS, dont l'abréviation signifie Global Positionning System en anglais, comportant des accéléromètres et des gyromètres, et permettant de calculer les coordonnées de la position, les composantes de la vitesse et les attitudes de la munition. La centrale inertielle embarquée 22 effectue des mesures 25 de la situation de vol de la munition lesquelles alimentent le calculateur de guidage 21 en une boucle de
guidage qui est une boucle fermée d'asservissement.
La valeur de facteur de charge 24 est appliquée à la munition 23 au moyen d'un calculateur de pilotage 26 recevant en entrée la valeur de facteur de charge 24 d'une part et des mesures 27 sur le mouvement effectif de la munition soumise au facteur de charge 24 qui sont issues de la centrale inertielle 22 embarquée d'autre part. Le calculateur de pilotage 26 élabore une valeur de braquage 28 qui est appliquée aux actionneurs 29 qui influent sur la trajectoire et l'orientation en vol de la munition. Une boucle de pilotage est fermée entre le calculateur de pilotage 26 et la munition 23 par I'introduction dans le calculateur de pilotage 26 de nouvelles mesures 27 de la situation de vol de la munition, par exemple des variations d'accélération et de rotation captées par les accéléromètres et les gyromètres de la centrale inertielle 22 embarquée. La boucle de pilotage assure l'asservissement de la
munition 23 à la valeur de facteur de charge 24 consignée.
L'activation des boucles de guidage et de pilotage assure le guidage de la munition. Le guidage peut s'effectuer sur tout ou partie de la
course de la munition.
La figure 3 représente deux trajectoires d'une munition. Pour viser une cible, ou but, B de position connue, une munition M est tirée par exemple à partir d'un point O avec un calcul de tir classique préalable déterminant les angles de tir et la vitesse initiale à appliquer à la munition en fonction d'hypothèses sur des valeurs comme par exemple la masse de la munition, des caractéristiques aérodynamiques de la munition et un état du vent connu ou prédit. Après le tir, la munition décrit une trajectoire réelle 31 et atteint à une certaine date t un point M, par exemple situé après l'apogée 32 de la trajectoire. Divers écarts par rapport aux hypothèses prises en compte lors du tir conduisent la munition à parcourir une trajectoire réelle 31 différente de
la trajectoire balistique 30 prévue lors du tir.
Si la munition n'est pas guidée, elle est soumise à une accélération balistique ETp due principalement aux forces de pesanteur et à la tranée correspondant au ralentissement aérodynamique, et à partir du point M elle suit une trajectoire balistique dont une estimation au temps t est une première trajectoire 33 balistique qui n'atteint pas la cible B mais présente un point d'impact balistique I dont la position dans l'espace est
distincte de celle de la cible.
La mise en _uvre du procédé de guidage selon l'invention conduit
la munition à effectuer une seconde trajectoire 34 qui atteint la cible.
La munition est asservie à une consigne de position dont la valeur est celle de la position de la cible B. L'asservissement est par exemple celui décrit à l'aide de la figure 2 et met en _uvre une loi de guidage selon l'invention. La munition est par exemple équipée d'une centrale inertielle hybridée GPS qui permet de calculer les coordonnées de la position M et les composantes de la vitesse de la munition ainsi que les attitudes de la
munition.
A partir du point M et en l'absence de commande de guidage, la trajectoire de la munition est balistique et présente un point d'impact I avec le sol. A l'instant t, la munition, animée de la vitesse VM, est située à la position M. La centrale inertielle hybridée GPS embarquée permet de calculer la vitesse VM et la position M par exemple par le calcul du vecteur OM entre le point O d'origine du tir et la position M. Les coordonnées du point d'impact balistique I sont par exemple évaluées par prédiction dans un repère terrestre par simulation simplifiée de la trajectoire balistique Il à partir du point M de la munition à l'instant t en
intégrant le vecteur d'état jusqu'à l'impact 1.
Dans un repère temporel de variable T. la trajectoire [I balistique prédite à l'instant t présente un point courant P(t, T) dépendant de l'instant t pendant lequel la munition est à la position M. Le point courant P(t, T) est animé d'une vitesse Vp ( t, T) dépendant également de t et de la variable T
permettant de décrire la trajectoire balistique prédite I1.
Dans la simulation simplifiée de la trajectoire balistique fI, les dérivées Vx, Vy et Vz par rapport au temps T des composantes Vx, Vy et o Vz du vecteur vitesse Vp (t,T) sur un repère terrestre (O. x, y, z) s'expriment par les relations suivantes: V = _ q S Cx Vx x mV V qSCxVy Vz = _ qSCxvz + g o g est l'accélération de la pesanteur, V est le module de la vitesse Vp ( t, T) égal à la racine carrée de la somme des carrés des composantes Vx, Vy et Vz dudit vecteur vitesse Vp ( t, T), q est égal à 2 P V2 o p est la masse volumique de 1'air, S est la surface du maître couple de la munition, Cx est le coefficient de traînée de la munition et
m est la masse de la munition.
Lesdites composantes Vx, Vy et Vz sont les dérivées par rapport au temps T des composantes dans ledit repère terrestre (O. x, y, z) du point courant P(t, T). Après l'estimation du point d'impact 1, le procédé de 1'invention évalue la rotation QM! à laquelle est soumis le vecteur Ml, appelée rotation de la droite munition-impact Ml, selon l'expression suivante: _ Ml A VM QMI = - rl2 selon laquelle le vecteur rotation QM! est égal à l'opposé du produit vectoriel du vecteur Ml reliant la munition à son impact balistique par le vecteur vitesse de la munition VM, lequel produit vectoriel étant divisé par le carré de la distance r' entre la position M de la munition et la position I du point lo d'impact balistique I correspondant à ladite position M. A partir d'une position M quelconque de la munition dont les coordonnées sont par exemple calculées à partir du point O d'origine du tir et à l'aide de la centrale inertielle hybridée GPS embarquée dans la munition, et de la position connue de la cible B. le procédé de guidage selon l'invention évalue la rotation QMB à laquelle est soumis le vecteur MB, appelée rotation de la droite munition-cible MB, par exemple à l'aide de la relation vectorielle suivante:
_ MB A (VB - VM)
MB r2 selon laquelle le vecteur rotation est égal au produit vectoriel du vecteur MB reliant la munition à la cible par la différence du vecteur vitesse de la cible VB et du vecteur vitesse de la munition VM, lequel produit vectoriel étant divisé par le carré de la distance r entre la position M de la munition et la position B
de la cible.
Dans l'exemple particulier de la figure 3, la vitesse de la cible est nulle et l'expression de la rotation munition-cible QMB est simplifiée en conséquence. L'expression de QMB est alors la suivante:
_ MB A VM
MB r2 dans laquelle les données de la centrale inertielle hybridée GPS
embarquée permettent le calcul des trois termes MB, VM et r.
Dans tous les cas, le procédé de guidage selon l'invention commande une accélération de consigne Éc sur la munition au point M dont la valeur est proportionnelle au produit vectoriel de la vitesse de la munition VM par la différence du vecteur rotation QMB de la droite reliant la munition et la cible et du vecteur rotation QM' de la droite reliant la munition au point d'impact balistique I prédit pour ladite munition à partir de sa position connue au point M. Soit la loi de guidage suivante: rc = - K VM A ( QMB QM')
o K est un coefficient de proportionnalité.
lo K est strictement supérieur à 2.
Une valeur de K strictement supérieure à deux permet d'assurer une stabilité de l'asservissement de guidage. La valeur du coefficient de proportionnalité K est de préférence limitée à une valeur comprise entre trois
et quatre.
Dans l'exemple de la figure 3, la munition est équipée d'une centrale inertielle hybridée GPS, qui comporte trois accéléromètres et trois gyromètres, et le vecteur d'accélération de consigne Éc est calculé en axes terrestres par exemple dans ledit repère (O. x, y, z). Le vecteur Éc est projeté sur les axes de la munition, dans lesquels les actionneurs de la munition fonctionnent, par les rotations, (3 et p mesurés par la centrale inertielle. Les rotations y, (3 et p correspondent au passage du trièdre terrestre ( x, y, z) au trièdre des axes de tangage, de lacet et de roulis de la munition. Le procédé de l' invention commande u ne accélération perpendiculaire à la vitesse de la munition. L'obliquité dont la valeur mesure l'angle entre l'axe longitudinal, ou axe de roulis, de la munition et le vecteur vitesse de la munition présente dans la phase de vol de la munition une valeur inférieure à quelques degrés. L'accélération de consigne selon l'invention présente avantageusement une projection sensiblement nulle sur
I'axe de roulis de la munition.
Dans une variante de réalisation de l'invention, la munition n'est pas équipée d'une centrale inertielle hybridée GPS, mais elle est équipée d'un récepteur GPS, de deux accéléromètres pour l'élaboration des ordres de commande des actionneurs et d'un gyromètre. Le récepteur GPS fournit des mesures dans un trièdre pseuJo-aérodynamique de référence. Le vecteur accélération de consigne Éc selon l'invention est projeté sur ledit trièdre pseudo-aérodynamique par les rotations d'azimut aérodynamique % et de pente aérodynamique, qui sont calculées à l'aide des composantes de la vitesse de la munition VM exprimées en axes terrestres, et par la rotation en roulis de la munition p mesurée par ledit gyromètre. Les angles de lacet et de tangage de la munition sont respectivement assimilés aux, ou modélisés par les, angles d'azimut et de pente du vecteur vitesse fourni par le récepteur GPS. Cette variante présente l'avantage de conduire à une munition plus
légère que dans l'exemple de la figure 3.
lo Dans une autre variante de l'invention se distinguant de l'exemple de la figure 3 par une valeur du vecteur vitesse de la cible VB non nulle, la rotation QMB à laquelle est soumis le vecteur MB, appelée rotation de la droite munition-cible MB, est mesurée au moyen d'un autodirecteur équipant la munition. L'autodirecteur embarqué comporte un système de détection de la cible B et des moyens de calcul ou moyens mécaniques d'estimation de la vitesse de rotation Q MB de la d roite mu nition-cible. Dans cette variante, la
munition comporte une centrale inertielle et un autodirecteur embarqués.
Cette variante présente l'avantage de s'affranchir de la connaissance de la
vitesse de la cible.
Le calcul de l'accélération de consigne Éc selon la loi de guidage de l' invention est itéré par le procédé selon u n échantillon n age temporel q u i dépend de la dynamique de réponse de ladite munition à un facteur de charge. Le procédé est par exemple mis en _uvre avec un échantillonnage
de 20 Hertz pour une munition de mortier de 120 millimètres.
La seconde trajectoire 34 de la figure 3 présente l'avantage d'étre courbe. Elle est à chaque instant proche de la trajectoire balistique instantanée de la munition. La trajectoire de guidage selon le procédé de l'invention se distingue du guidage selon la navigation proportionnelle classique qui impose une trajectoire rectiligne à la munition. La navigation proportionnelle tend notamment à faire suivre au départ du guidage une trajectoire plus basse que celle de la balistique naturelle de la munition, cette trajectoire plus basse devant être compensée en fin de guidage par une trajectoire plus haute que la trajectoire balistique. La navigation proportionnelle conduit au cours du temps à des commandes d'un actionneur
de la munition qui sont un peu contradictoires et ne sont pas optimales.
Lorsque le point d'impact balistique I coincide avec la position de la cible B. le guidage selon l'invention présente notamment l'avantage de commander une accélération de consigne Éc nulle, il ne réalise pas de correction d'erreur de trajectoire lorsque la trajectoire balistique atteint la cible. La navigation proportionnelle effectue dans un tel cas une correction de trajectoire qui correspond alors à une dégradation par rapport à la
balistique naturelle.
Le guidage selon l'invention permet un coût en énergie, une taille
et une masse de la munition réduits.
o Le procédé selon l'invention assure la commande d'un facteur de charge final nul. En fin de guidage selon l'invention, la vitesse de la munition
présente l'avantage d'être alignée avec son axe longitudinal lors de l'impact.
L'invention permet d'optimiser l'efficacité terminale de la charge de la munition. Le procédé selon l'invention a été décrit pour une application au guidage d'une munition. Il s'applique bien sûr également à d'autres types
d'engins à guider vers une cible.
Claims (11)
1. Procédé de guidage d'un engin vers une cible, caractérisé en ce qu' il applique à l'engin (M) u ne accélé ration de consigne p roportionnelle au produit vectoriel de la vitesse de l'engin (M) par la différence des vecteurs rotation de la droite reliant l'engin (M) et la cible (B) et de la droite reliant I'engin au point d'impact balistique prédit dudit engin.
2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comporte au moins les étapes suivantes: le procédé effectue une mesure de la position courante M de I'engin à l'instant t et de son vecteur vitesse courant VM à partir de senseurs, le procédé calcule par prédiction de trajectoire le point d'impact balistique I correspondant à la position courante M de l'engin, le procédé calcule le vecteur rotation engin-impact QMI de la droite reliant l'engin M au point d'impact balistique 1, le procédé estime le vecteur rotation engin-cible QMB de la droite reliant l'engin M à ladite cible B. le procédé calcule une accélération Éc de consigne proportionnelle et de signe inverse au produit vectoriel du vecteur vitesse VM de l'engin par la différence entre le vecteur rotation enginimpact QM'et le vecteur rotation engin-cible QMB soit ÉC = K VM A ( QMB QMI) OU K est un coefficient strictement supérieur à 2,
le procédé applique la consigne Éc en accélération à l'engin.
3. Procédé selon la revendication 2, le procédé étant caractérisé
en ce que led it coefficient K est comp ris entre 3 et 4.
4. Procédé selon l'une quelconque des revendications
précédentes, caractérisé en ce qu'il est itéré en boucle fermée.
5. Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'il est
itéré en boucle fermée jusqu'à l'impact.
6. Procédé selon l'une des revendications précédentes,
caractérisé en ce qu'il réalise un échantillonnage de l'accélération de
consigne qui dépend de la dynamique de réponse de l'engin.
7. Procédé selon l'une des revendications précédentes,
caractérisé en ce que l'engin présentant un axe de tangage, un axe de lacet et un axe de roulis, I'accélération de consignerC est projetée sur les axes de
tangage et de lacet de l'engin et est sensiblement nulle sur l'axe de roulis.
o
8. Procédé selon l'une des revendications précédentes,
caractérisé en ce que l'engin présentant un axe de tangage et un axe de lacet et étant équipé d'un récepteur GPS, les angles de lacet et de tangage de l'engin sont respectivement assimilés aux angles d'azimut et de pente du
vecteur vitesse de lengin.
9. Procédé de guidage selon l'une des revendications 1 à 7,
caractérisé en ce que l'engin étant équipé d'une centrale inertielle hybridée GPS mesurant au moins trois rotations, et, le vecteur accélération de consigne Éc calculé en axes terrestres est projeté sur les axes de l'engin par
lesdites trois rotations.
9. Procédé selon l'une quelconque des revendications
précédentes, caractérisé en ce que la cible étant supposée de vitesse nulle,
le vecteur rotation engin-cible QMB est calculé.
10. Procédé selon l'une quelconque des revendications
précédentes, caractérisé en ce que l'engin comportant un autodirecteur, le
vecteur rotation engin-cible QMB est estimé par l'autodirecteur.
11. Procédé selon l'une quelconque des revendications
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| DE3522154A1 (de) * | 1985-06-21 | 1987-01-02 | Diehl Gmbh & Co | Suchzuender-submunition |
| EP0809084A1 (fr) * | 1996-05-14 | 1997-11-26 | Tda Armements S.A.S. | Dispositif de détermination de l'orientation en roulis d'un engin volant, notamment d'une munition |
| EP1092941A1 (fr) * | 1999-10-15 | 2001-04-18 | Tda Armements S.A.S. | Dispositif de correction de trajectoire pour projectiles guides gyroscopes |
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2001
- 2001-09-07 FR FR0111621A patent/FR2829593B1/fr not_active Expired - Lifetime
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2002
- 2002-09-06 DE DE60207952T patent/DE60207952T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2002-09-06 EP EP02292199A patent/EP1291600B1/fr not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP1291600B1 (fr) | 2005-12-14 |
| DE60207952T2 (de) | 2006-08-03 |
| EP1291600A1 (fr) | 2003-03-12 |
| DE60207952D1 (de) | 2006-01-19 |
| FR2829593B1 (fr) | 2003-11-21 |
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