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EP0731331B1 - Abschussvorrichtung für selbstangetriebene Flugkörper, insbesondere Artillerieraketen - Google Patents

Abschussvorrichtung für selbstangetriebene Flugkörper, insbesondere Artillerieraketen Download PDF

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Publication number
EP0731331B1
EP0731331B1 EP96102429A EP96102429A EP0731331B1 EP 0731331 B1 EP0731331 B1 EP 0731331B1 EP 96102429 A EP96102429 A EP 96102429A EP 96102429 A EP96102429 A EP 96102429A EP 0731331 B1 EP0731331 B1 EP 0731331B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
launch
support body
missile
contact pins
ready
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Lifetime
Application number
EP96102429A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP0731331A2 (de
EP0731331A3 (de
Inventor
Heinrich Gertz
Wolfram Vaihinger
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Wegmann and Co GmbH
Original Assignee
Wegmann and Co GmbH
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Wegmann and Co GmbH filed Critical Wegmann and Co GmbH
Publication of EP0731331A2 publication Critical patent/EP0731331A2/de
Publication of EP0731331A3 publication Critical patent/EP0731331A3/de
Application granted granted Critical
Publication of EP0731331B1 publication Critical patent/EP0731331B1/de
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41A—FUNCTIONAL FEATURES OR DETAILS COMMON TO BOTH SMALLARMS AND ORDNANCE, e.g. CANNONS; MOUNTINGS FOR SMALLARMS OR ORDNANCE
    • F41A19/00—Firing or trigger mechanisms; Cocking mechanisms
    • F41A19/58—Electric firing mechanisms
    • F41A19/69—Electric contacts or switches peculiar thereto
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B14/00—Projectiles or missiles characterised by arrangements for guiding or sealing them inside barrels, or for lubricating or cleaning barrels
    • F42B14/06—Sub-calibre projectiles having sabots; Sabots therefor

Definitions

  • the invention relates to a launcher for self-propelled missiles, especially artillery missiles, with the features from the preamble of Claim 1.
  • Such a launcher is for example in document US-A-36 10 095.
  • the known launcher supports the rocket on the inner wall of the launch tube over several their circumference arranged over most of it their length extending support body made of balsa wood or some other light material.
  • the invention has for its object a launcher the in the preamble of the claim 1 to create the type described which on the one hand is the electrical signal transmission to the missile is carried out so that no tearing cable connections are accepted must and which on the other hand opens possibilities to to prevent the support body after leaving of the launch tube in contact with parts of the missile can guess.
  • a basic idea of the invention initially exists in training the support body so that the electrical Energy transfer over under the force of Compression springs standing contact pins are made in the Ready to fire condition on counter contacts on the inside of the launch tube and each with also under the force of compression springs Contact pins are electrically connected to the electrical mating contacts on the outside of the Missile.
  • the power of the used Compression springs only serve to provide the necessary Contact pressure on the electrical contact pins too produce.
  • the support bodies are like this trained that they leave the launch tube get a strong momentum across the direction of launch and thus thrown outwards, so that they are at a sufficient distance from the missile when the tail leaves the launch tube Has. This momentum is spring loaded Tappet is generated which supports the missile from pull the trigger.
  • the force of the compression springs used for this is much greater than the force of the contact pressure on the electrical contact pins generating Compression springs.
  • a ready to fire Missile F which is at its aft end an empennage L on the inner wall of the launch tube A supports himself while he is in his front area over a total of four at equal angular intervals its circumference arranged support body S1, S2 on the The inner wall of the launch tube A is supported.
  • electrical lines Z which are arranged in the inner wall of the launch tube 8 electrical contacts GK1 are connected, electrical signals fed in below explained by the support body S1 and S2 through to electrical contacts GK2, which are located in the outer surface of the missile F.
  • the signals are the in a known manner Missile engine fed and the missile F sets moving in the direction of launch.
  • Fig. 2 shows a moment just before the full exit of the missile F from the launch tube A. The missile F is still within the launch tube via the tail unit L. A supported while the support body S1 and S2 - and two more, not shown Support body - led out of the launch tube A. and are explained in more detail below Construction after the exit a strong Pulse in the direction of arrow Q, i.e. the transverse direction to Firing direction.
  • Fig. 3 shows that due to this impulse after the complete exit of the Missile F from the launch tube 8, the support body S1 and S2 as far from the missile F in the transverse direction have moved away that no collision with the Tail L more occurs.
  • FIGS. 4 to 10 Structure of the support body S1 in Fig. 1 to 3 in more detail explained.
  • the remaining support bodies are exactly in built the same way.
  • the support body S1 has an upper part 1 and a lower part 2 connected to each other via a screw connection 3 are detachably connected. Through the upper and lower part an interior 13 is formed within the support body delimited.
  • the top of the top 1 is at least in partial areas 1.1 to the inner surface of the launch tube adjusted while the bottom 2.1 of the Lower part 2 adapted to the outer shape of the missile F. is. 4 is the distance between the Bottom 2.1 of the lower part 2 and the top 1.1 of the upper part 1 is shown as a radius section R, the difference in caliber between the missile F and the launch tube A determined.
  • each plunger 4 arranged at its rear end on guide pieces 2.2 with guide surfaces 2.3 in the direction of the bottom 2.1 are movably guided.
  • On the guide pieces 2.2 strong helical compression springs are supported 5 starting at each other with their other end rest a collar 4.2 of the plunger 4 and thus exert a force such that each outer end 4.1 of the plunger 4 in the shown in the figures, not installed condition of the support body from openings from the bottom 2.1 of the lower part 2 protrudes by a predetermined amount.
  • the front ends 4.1 of the plunger 4 are on guide surfaces 2.4 performed in the lower part 2.
  • the support body attached to the missile is on Missile over a under the action of a compression spring 10 guided guide part 9, which is in Extends longitudinally and with its outer part 9.1 in a corresponding groove on the surface of the Missile engages (see Figures 5 and 7).
  • Each of the bottom contact pins 7 is associated with an upper one Contact pin 6 connected via a spiral conductor 8, of both the function of an electrical conductor as well as the function of a compression spring, against the effect of the outer ends 6.1 and 7.1 of the contact pins can be pushed back.
  • I'm ready to fire State are the outer ends 7.1 or 6.1 of the contact pins on corresponding mating contacts GK2 or GK1 (see Fig. 1) of the missile or the Launch tube, the required contact pressure is generated by the spiral ladders 8.
  • the spiral ladders 8 Of course is the one that acts as compression springs Spiral head 8 generated pressure much lower than that generated by the helical compression springs 5 Pressure to push off the support body after the Launch.
  • the contact pins 6 and 7 can in addition to the Ignition signals further signals for the transmission of electrical information between one outside the Launch tube lying control device and Missiles are directed.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Elimination Of Static Electricity (AREA)

Description

Die Erfindung betrifft eine Abschußvorrichtung für selbstangetriebene Flugkörper, insbesondere Artillerieraketen, mit den Merkmalen aus dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.
Eine derartige Abschußvorrichtung ist beispielsweise in dem Dokument US-A-36 10 095 beschrieben. Bei der bekannten Abschußvorrichtung stützt sich die Rakete an der Innenwand des Abschußrohres über mehrere, an ihrem Umfang angeordnete, sich über den größten Teil ihrer Länge erstreckende Stützkörper ab, die aus Balsaholz oder einem anderen leichten Material bestehen.
Da in der letzten Zeit Raketenantriebe im Hinblick auf die Startgeschwindigkeit erheblich verbessert worden sind, tritt bei den bekannten Abschußvorrichtungen das Problem auf, daß die Stützkörper nach dem Verlassen des Abschußrohres nicht etwa mit dem Leitwerk des Flugkörpers in Berührung kommen dürfen. Ein weiteres Problem besteht darin, daß bisher die elektrische Signalübertragung beim Zünden des Flugkörpers im Abschußrohr über Festkabelanschlüsse erfolgte, die beim Verlassen des Flugkörpers aus dem Abschußrohr abreißen, wobei der zurückbleibende Teil als Wegwerfartikel definiert war.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Abschußvorrichtung der im Oberbegriff des Patentanspruchs 1 beschriebenen Bauart zu schaffen, bei welcher einerseits die elektrische Signalübertragung zum Flugkörper hin so durchgeführt wird, daß kein Abreißen von Kabelanschlüssen in Kauf genommen werden muß und die andererseits Möglichkeiten eröffnet, um zu verhindern, daß die Stützkörper nach dem Verlassen des Abschußrohres in Kontakt mit Teilen des Flugkörpers geraten können.
Die Aufgabe wird hinsichtlich einer günstigeren Art der elektrischen Signalübertragung mit den Mitteln aus dem kennzeichnenden Teil des Patentanspruchs 1 gelöst. Eine vorteilhafte Weiterbildung der erfindungsgemäßen Abschußvorrichtung, bei der auch der Schutz des Flugkörpers vor den Stützkörpern gewährleistet ist, ist gemäß der weiteren Erfindung Gegenstand des Patentanspruchs 2. Vorteilhafte Weiterbildungen der erfindungsgemäßen Abschußvorrichtung sind in den Ansprüchen 3 und 4 beschrieben.
Ein Grundgedanke der Erfindung besteht zunächst darin, die Stützkörper so auszubilden, daß die elektrische Energieübertragung über unter der Kraft von Druckfedern stehende Kontaktstifte erfolgt, die im abschußbereiten Zustand an Gegenkontakten an der Innenseite des Abschußrohres anliegen und die jeweils mit ebenfalls unter der Kraft von Druckfedern stehenden Kontaktstiften elektrisch verbunden sind, die an elektrischen Gegenkontakten an der Außenseite des Flugkörpers anliegen. Die Kraft der verwendeten Druckfedern dient hierbei lediglich dazu, den nötigen Kontaktdruck an den elektrischen Kontaktstiften zu erzeugen. Nach einem ähnlichen Konstruktionsprinzip wird auch verhindert, daß die Stützkörper nach dem Verlassen des Abschußrohres in Kontakt mit Teilen des Flugkörpers geraten können. Die Stützkörper werden so ausgebildet, daß sie beim Verlassen des Abschußrohres einen starken Impuls quer zur Abschußrichtung erhalten und somit nach außen abgeschleudert werden, so daß sie sich in ausreichender Entfernung vom Flugkörper befinden, wenn das Leitwerk das Abschußrohr verlassen hat. Dieser Impuls wird durch federbelastete Stößel erzeugt, welche die Stützkörper vom Flugkörper abdrücken. Die Kraft der hierzu verwendeten Druckfedern ist wesentlich größer als die Kraft der dem Kontaktdruck an den elektrischen Kontaktstiften erzeugenden Druckfedern.
Im folgenden wird anhand der beigefügten Zeichnungen ein Ausführungsbeispiel für eine Abschußvorrichtung nach der Erfindung näher erläutert.
In den Zeichnungen zeigen:
  • Fig. 1 bis 3 in einer stark schematisierten, teilweise geschnittenen Darstellung eine Abschußvorrichtung für einen Flugkörper im Zustand vor dem Abschuß, sowie kurz vor und kurz nach dem vollständigen Austreten des Flugkörpers aus dem Abschußrohr;
  • Fig. 4 einen Stützkörper der Abschußvorrichtung nach Fig. 1 bis 3 in vergrößerter Seitenansicht;
  • Fig. 5 den Stützkörper nach Fig. 4 in einem Schnitt nach der Linie A-A in Fig. 4;
  • Fig. 6 den Stützkörper nach Fig. 4 in einem Schnitt nach der Linie B-B in Fig. 4;
  • Fig. 7 einen in Fig. 5 mit Z bezeichneten Teilbereich aus Fig. 5 in vergrößerter Darstellung;
  • Fig. 8 einen Schnitt durch den Stützkörper nach Fig. 4 gemäß der Linie C-C in Fig. 4;
  • Fig. 9 einen Schnitt durch den Stützkörper nach der Linie D-D in Fig. 8;
  • Fig. 10 eine Aufsicht auf den Stützkörper nach Fig. 4.
    • Es wird zunächst anhand der Fig. 1 bis 3 eine Abschußvorrichtung für Flugkörper in ihrem allgemeinen Aufbau und ihrer Wirkungsweise beschrieben.
    Auf einem Grundgestell G sind ein oder mehrere Abschußrohre A angeordnet. Gemäß Fig. 1 befindet sich innerhalb des Abschußrohres A ein abschußbereiter Flugkörper F, der sich an seinem hinteren Ende über ein Leitwerk L an der Innenwand des Abschußrohres A abstützt, während er sich in seinem vorderen Bereich über insgesamt vier in gleichen Winkelabständen an seinem Umfang angeordnete Stützkörper S1, S2 an der Innenwand des Abschußrohres A abstützt. Zur Auslösung des Abschusses werden über elektrische Leitungen Z, die mit in der Innenwand des Abschußrohres 8 angeordneten elektrischen Kontakten GK1 verbunden sind, elektrische Signale zugeführt, die in weiter unten erläuterter Weise durch die Stützkörper S1 und S2 hindurch zu elektrischen Kontakten GK2 gelangen, welche sich in der Außenfläche des Flugkörpers F befinden.
    Die Signale werden in an sich bekannter Weise dem Raketenantrieb zugeführt und der Flugkörper F setzt sich in Abschußrichtung in Bewegung. Fig. 2 zeigt einen Augenblick kurz vor dem vollständigen Austritt des Flugkörpers F aus dem Abschußrohr A. Der Flugkörper F ist über das Leitwerk L noch innerhalb des Abschußrohres A abgestützt, während die Stützkörper S1 und S2 - sowie zwei weitere, nicht dargestellte Stützkörper - aus dem Abschußrohr A herausgeführt sind und aufgrund ihrer weiter unten genauer erläuterten Konstruktion nach dem Austritt einen starken Impuls in Pfeilrichtung Q, also der Querrichtung zur Abschußrichtung, erhalten. Fig. 3 zeigt, daß aufgrund dieses Impulses nach dem vollständigen Austritt des Flugkörpers F aus dem Abschußrohr 8 die Stützkörper S1 und S2 sich soweit vom Flugkörper F in Querrichtung wegbewegt haben, daß keine Kollision mit dem Leitwerk L mehr auftritt.
    Im folgenden wird anhand der Fig. 4 bis 10 der genauere Aufbau des Stützkörpers S1 in Fig. 1 bis 3 näher erläutert. Die übrigen Stützkörper sind genau in der gleichen Weise aufgebaut.
    Der Stützkörper S1 besitzt ein Oberteil 1 und ein Unterteil 2, die miteinander über eine Schraubverbindung 3 lösbar verbunden sind. Durch Ober- und Unterteil wird innerhalb des Stützkörpers ein Innenraum 13 abgegrenzt. Die Oberseite des Oberteils 1 ist mindestens in Teilbereichen 1.1 an die Innenfläche des Abschußrohres angepaßt, während die Unterseite 2.1 des Unterteils 2 an die Außenform des Flugkörpers F angepaßt ist. In Fig. 4 ist der Abstand zwischen der Unterseite 2.1 des Unterteils 2 und der Oberseite 1.1 des Oberteils 1 als Radiusabschnitt R eingezeichnet, der den Unterschied im Kaliber zwischen dem Flugkörper F und dem Abschußrohr A bestimmt.
    An der Außenseite des Oberteils 1 sind weiterhin Führungsnuten 1.3 angeordnet, durch die in nicht eigens dargestellter und bekannter Weise Halterungsbänder gezogen werden, mit denen die Stützkörper am Flugkörper befestigt werden, bevor dieser in das Abschußrohr eingesetzt wird. Nach dem Einsetzen des Flugkörpers in das Abschußrohr werden, nachdem sich die Stützkörper an der Innenwand des Abschußrohres abstützen, diese Bänder wieder herausgezogen.
    Im Unterteil 2 des Stützkörpers sind zwei Stößel 4 angeordnet, die an ihrem hinteren Ende an Führungsstücken 2.2 mit Führungsflächen 2.3 in Richtung auf die Unterseite 2.1 bewegbar geführt sind. An den Führungsstücken 2.2 stützen sich starke Schraubendruckfedern 5 ab, die mit ihrem anderen Ende jeweils auf einem Kragen 4.2 des Stößels 4 aufliegen und somit eine Kraftwirkung ausüben derart, daß jeweils das äußere Ende 4.1 des Stößels 4 im in den Figuren dargestellten, nicht eingebauten Zustand des Stützkörpers aus Öffnungen aus der Unterseite 2.1 des Unterteils 2 um ein vorgegebenes Stück herausragt. Die vorderen Enden 4.1 der Stößel 4 sind an Führungsflächen 2.4 im Unterteil 2 geführt. Beim Anbau der Stützkörper an den Flugkörper sitzen die äußeren Enden 4.1 der Stößel 4 auf der Oberfläche des Flugkörpers auf und sind im abschußbereiten Zustand gegen die Wirkung der Druckfedern 5 ganz in das Unterteil 2 eingedrückt. Beim Herausführen der Stützkörper aus dem Abschußrohr während des Abschießens wird der Stützkörper aufgrund der Kraft der Druckfedern 5 über die Stößel 4 mit einem starken Impuls vom Flugkörper abgedrückt.
    Der an den Flugkörper angesetzte Stützkörper ist am Flugkörper über ein unter der Wirkung einer Druckfeder 10 stehendes Führungsteil 9 geführt, das sich in Längsrichtung erstreckt und mit seinem äußeren Teil 9.1 in eine entsprechende Nut an der Oberfläche des Flugkörpers eingreift (s.Fig. 5 und 7).
    Im folgenden wird die bereits erwähnte Übertragung elektrischer Signale vom Abschußrohr auf den Flugkörper über die Stützkörper genauer erläutert. Wie aus den Fig. 5 und 6 zu entnehmen, sind im Unterteil 2 mehrere in Richtung auf die Unterseite geführte und bewegbare untere elektrische Kontaktstifte 7 - im dargestellten Ausführungsbeispiel sind es fünf Kontaktstifte - angeordnet, die mit ihren äußeren Enden 7.1 aus der Unterseite 2.1 herausragen. In analoger Weise sind im Oberteil mehrere gegenüber der Oberseite geführte und bewegbare obere elektrische Kontaktstifte 6 angeordnet, deren äußere Enden 6.1 innerhalb von in Fig. 4 dargestellten Umfangsnuten 1.2 herausragen. Die unteren und oberen elektrischen Kontaktstifte sind in nicht besonders dargestellter Weise jeweils gegenüber dem Körper des Unterteils und des Oberteils isoliert, beispielsweise in der Art, daß sie aus Kunststoff mit einem elektrisch leitenden Kern hergestellt sind. Jeder der unteren Kontaktstifte 7 ist mit einem ihm zugeordneten oberen Kontaktstift 6 über einen Wendelleiter 8 verbunden, der sowohl die Funktion eines elektrischen Leiters als auch die Funktion einer Druckfeder ausübt, gegen deren Wirkung die äußeren Enden 6.1 bzw. 7.1 der Kontaktstifte zurückgedrückt werden können. Im abschußbereiten Zustand liegen die äußeren Enden 7.1 bzw. 6.1 der Kontaktstifte an entsprechenden Gegenkontakten GK2 bzw. GK1 (s.Fig. 1) des Flugkörpers bzw. des Abschußrohres an, wobei der erforderliche Kontaktdruck von den Wendelleitern 8 erzeugt wird. Selbstverständlich ist der durch die als Druckfedern wirkenden Wendel leiter 8 erzeugte Druck wesentlich geringer als der von den Schraubendruckfedern 5 erzeugte Druck zum Abstoßen der Stützkörper nach dem Abschuß.
    Über die Kontaktstifte 6 bzw. 7 können außer den Zündsignalen weitere Signale zur Übertragung von elektrischer Information zwischen einer außerhalb des Abschußrohres liegenden Steuereinrichtung und dem Flugkörper geleitet werden.

    Claims (4)

    1. Abschußvorrichtung für selbstangetriebene Flugkörper (F), insbesondere Artillerieraketen, mit mindestens einem Abschußrohr (A), in dem der abzuschießende Flugkörper (F) im abschußbereiten Zustand so angeordnet ist, daß er sich an seinem hinteren Ende über ein Leitwerk (L) und im vorderen Bereich über mehrere, an seinem Umfang angeordnete Stützkörper (51,52) an der Innenwand des Abschußrohres (A) abstützt, wobei die Stützkörper (51,52) derart am Flugkörper (F) anliegen, daß sie beim Abschuß zusammen mit dem Flugkörper (F) aus dem Abschußrohr (A) herausgeführt werden, dadurch gekennzeichnet, daß jeder Stützkörper (S1) aus einem sich im abschußbereiten Zustand mit seiner Oberseite (1.1) an die Innenwand des Abschußrohres (A) anlegenden Oberteil (1) und einem sich im abschußbereiten Zustand mit seiner Unterseite (2.1) an den Flugkörper (F) anlegenden Unterteil (2) aufgebaut ist und Oberteil (1) und Unterteil (2) über lösbare Verbindungen (3) fest miteinander verbunden sind und im Unterteil (2) mehrere, in Richtung zur Unterseite (2.1) gegenüber dem Stützkörper (S1) elektrisch isoliert geführte und bewegbare untere elektrische Kontaktstifte (7) angeordnet sind, welche jeweils unter der Einwirkung einer Druckfeder (8) stehen, derart, daß ihre äußeren Enden (7.1) im nicht eingebauten Zustand des Stützkörpers aus Öffnungen an der Unterseite (2.1) um ein vorgegebenes Stück herausragen, während sie im abschußbereiten Zustand mit elektrischen Gegenkontakten (GK2) an der Außenseite des Flugkörpers (F) in Berührung stehen und im Oberteil (1) mehrere, in Richtung zur Oberseite (1.1) gegenüber dem Stützkörper elektrisch isoliert geführte und bewegbare obere elektrische Kontaktstifte (6) angeordnet sind, welche jeweils unter der Einwirkung einer Druckfeder (8) stehen derart, daß ihre äußeren Enden (6.1) im nicht eingebauten Zustand des Stützkörpers aus Öffnungen an der Oberseite (1.1) um ein vorgegebenes Stück herausragen, während sie im abschußbereiten Zustand mit elektrischen Gegenkontakten (GK1) an der Innenseite des Abschußrohres (A) in Berührung stehen und jeder obere elektrische Kontaktstift (6) mit mindestens einem unteren elektrischen Kontaktstift (7) elektrisch leitend verbunden ist.
    2. Abschußvorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß im Unterteil mindestens zwei in Richtung zur Unterseite (2.1) geführte und bewegbare Stößel (4) angeordnet sind, welche jeweils unter der Einwirkung einer Druckfeder (5) stehen derart, daß ihre äußeren Enden (4.1) im nicht eingebauten Zustand des Stützkörpers (S1) aus Öffnungen an der Unterseite (2.1) des Unterteils (2) um ein vorgegebenes Stückherausragen, während sie im abschußbereiten Zustand gegen die Wirkung der Druckfedern (5) ganz in das Unterteil (2) eingedrückt sind.
    3. Abschußvorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß Oberteil (1) und Unterteil (2) des Stützkörpers (S1) über Schraubverbindungen (3) miteinander verbunden sind.
    4. Abschußvorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die leitende Verbindung zwischen den oberen elektrischen Kontaktstiften (6) und den unteren elektrischen Kontaktstiften (7) jeweils über einen Federkraft auf die miteinander verbundenen Kontaktstifte (6, 7) ausübenden Wendelleiter (8) erfolgt.
    EP96102429A 1995-03-07 1996-02-17 Abschussvorrichtung für selbstangetriebene Flugkörper, insbesondere Artillerieraketen Expired - Lifetime EP0731331B1 (de)

    Applications Claiming Priority (2)

    Application Number Priority Date Filing Date Title
    DE19508008A DE19508008A1 (de) 1995-03-07 1995-03-07 Abschußvorrichtung für selbstangetriebene Flugkörper, insbesondere Artillerieraketen
    DE19508008 1995-03-07

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    EP0731331A3 EP0731331A3 (de) 1996-11-27
    EP0731331B1 true EP0731331B1 (de) 1998-04-15

    Family

    ID=7755900

    Family Applications (1)

    Application Number Title Priority Date Filing Date
    EP96102429A Expired - Lifetime EP0731331B1 (de) 1995-03-07 1996-02-17 Abschussvorrichtung für selbstangetriebene Flugkörper, insbesondere Artillerieraketen

    Country Status (2)

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    EP (1) EP0731331B1 (de)
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