DE3712430C1

DE3712430C1 - Swing wing for missiles

Info

Publication number: DE3712430C1
Application number: DE19873712430
Authority: DE
Inventors: Franz Ing Maier
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1987-04-11
Filing date: 1987-04-11
Publication date: 1988-09-08

Abstract

The invention relates to swing wings for a missile which is fired from a firing tube, these swing wings and the control surfaces resting against the missile in the firing position and unfolding automatically into the operational position after leaving the firing tube. <IMAGE>

Description

Die Erfindung bezieht sich auf Schwenkflügel für einen Flugkörper gemäß dem Gattungsbegriff des Anspruchs 1.The invention relates to swivel wings for a missile according to the generic term of claim 1.

Durch die US-PS 42 09 147 ist eine Stabilisierungsanordnung für Flugkör per bekanntgeworden, bei der am vorderen Teil des Flugkörpers zwei getrennte, aber miteinander gleichzeitig ausschwenkbare Tragflügel angeordnet sind und das Leitwerk ebenfalls aus zwei aus einer einge klappten Lage in eine V-förmige Wirkstellung ausfahrbare Flügel besteht. Der Nachteil dieser Ausführungsform ist die erhebliche Instabilität des Flugkörpers, insbesondere in der Rollachse.By US-PS 42 09 147 is a stabilizing arrangement for missiles known by the two on the front part of the missile separate wings that can be swung out at the same time are arranged and the tail also two from one turned on folded position in a V-shaped active position extendable wing. The disadvantage of this embodiment is the considerable instability of the Missile, especially in the roll axis.

Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, Schwenkflügel der eingangs genannten Art zu schaffen, die nicht nur eine fertigungstechni sche Vereinfachung erbringen, sondern insbesondere eine erhebliche Flugstabilisierung des Flugkörpers, insbesondere in der Rollachse gewährleisten, und ihn ohne zu "rollen" in jede Richtung steuern lassen.The present invention is based, swivel wing the task to create the kind mentioned above, which is not just a manufacturing technique bring simplification, but in particular a significant Flight stabilization of the missile, especially in the roll axis ensure, and let it steer in any direction without "rolling".

Diese Aufgabe wird durch die im Anspruch 1 aufgezeigten Maßnahmen in überraschender Weise zuverlässig gelöst.This object is achieved by the measures indicated in claim 1 Surprisingly solved reliably.

In den Unteransprüchen sind weitere Ausgestaltungen angegeben und in der nachfolgenden Beschreibung ist ein Ausführungsbeispiel erläutert und in den Figuren der Zeichnung skizziert. Es zeigtIn the subclaims are further refinements are given and in the description below is an embodiment explained and in the figures of the drawing outlined. It shows

Fig. 1 eine Draufsicht auf einen Flugkörper mit ausgefahrenen Schwenk flügel, Fig. 1 is a plan view of a wing missiles with extended pivot,

Fig. 2 eine Frontansicht des Flugkörpers gemäß Fig. 1. FIG. 2 shows a front view of the missile according to FIG. 1.

Die Problematik bei Flugkörpern, die aus einem Rohr abgeschossen werden, liegt einmal in der Anordnung der Flügel und Leitwerksruder am bzw. im Flugkörper und zum andern in deren optimalen Wirkstellungeinnahme unmittelbar nach dem Verlassen des Abschußrohres. Hierzu sind zahlreiche Ausführungsformen - unter anderem auch von der Anmelderin - vorgeschla gen worden. Diese Ausführungsformen richten sich entsprechend der jeweils gestellten Aufgabe vorwiegend auf Spezialfälle, die aber fast alle im Überschallbereich zu Instabilitäten des jeweiligen Flugkörpers führen.The problem with missiles that are launched from a tube lies once in the arrangement of the wings and tailplane on or in Missiles and the other in their optimal active position immediately after leaving the launch tube. There are numerous Embodiments - including from the applicant - proposed been created. These embodiments are based on the each task mainly on special cases, but almost all in the supersonic range to instabilities of the respective missile to lead.

Nun hat es sich herausgestellt, daß gerade im Machbereich Flugzeuge bzw. Flugkörper bessere Flugeigenschaften erhalten, wenn die Flügel entspre chend der jeweiligen Geschwindigkeit eine bestimmte Pfeilung erfahren. Bei Überschallflugzeugen nehmen also die Flügel links und rechts des Rumpfes einen entsprechend der geflogenen Machzahl eingestellten mehr oder weniger spitzen Winkel ein. Die neuere Entwicklung hat weiterhin gezeigt, daß sich in den Machbereichen bei Flugzeugen mit starren Flügeln günstige Stabilisierungs- und Steuerungsverhältnisse ergeben, wenn die von Flügelspitze zu Flügelspitze verlaufende Linie nicht mehr rechtwinklig oder nahezu rechtwinklig zur Rumpfachse verläuft, sondern einen bestimmten Winkel einnimmt. In der US-PS 42 89 287 wird dieser Winkel mit 45° angegeben. Auf diesen Erkenntnissen baut die vorliegende Erfindung auf und hat gefunden, daß ein Flugkörper, der aus einem Rohr abgeschossen wird, sich ohne zu "rollen" in jede Richtung steuern läßt, wenn drei gleichlange Schwenkflügel 10, 11, 12 am Flugkörper 100 in oder nahe dessen Schwerpunkt S so angeordnet werden, daß sie im ausgefahrenen Zustand ein den Flugkörper 100 virtuell umschließendes gleichseitiges Dreieck 13 bilden und die Schwenkflügelenden 14, 14 a, 14 b gleichlange und gleichwinklige über das virtuelle Dreieck 13 überstehende Abschnitte bilden. Wie in den Fig. 1 und 2 schematisch dargestellt, sind also am Flugkörper in bzw. nahe dessen Schwerpunkt drei Schwenkflügel so ange ordnet, daß sie zueinander in ihren Drehpunkten D jeweils einen Winkel von 120° einnehmen. Die Flügel 10, 11, 12 sind gleichlang und lagern jeweils mit ihren in der Flügelmitte angeordneten, steuerbaren Drehzap fen in den vorerwähnten Drehpunkten D. Wie aus der Zeichnung ersicht lich, hat der horizontal liegende Schwenkflügel 10 seinen Drehpunkt D in der Vertikalachsenebene 15 des Leitwerks 20 und die beiden anderen Schwenkflügel 11, 12 nehmen mit ihren Schwenklagern bzw. Drehpunkten D einen Winkel von 30° zur Horizontalachsenebene 16 des Leitwerks 20 ein. Now it has been found that, especially in the mach area, aircraft or missiles receive better flight characteristics if the wings experience a certain sweeping in accordance with the respective speed. In the case of supersonic aircraft, the wings to the left and right of the fuselage adopt a more or less acute angle that corresponds to the Mach number flown. The more recent development has also shown that there are favorable stabilization and control conditions in the maching areas of aircraft with rigid wings if the line running from wing tip to wing tip no longer runs at right angles or almost at right angles to the fuselage axis, but assumes a certain angle. In US-PS 42 89 287 this angle is given as 45 °. The present invention builds on these findings and has found that a missile which is launched from a tube can be steered in any direction without "rolling" if three equally long swivel wings 10, 11, 12 on the missile 100 are in or near the center of gravity S are arranged so that in the extended state they form an equilateral triangle 13 virtually enclosing the missile 100 and the swivel wing ends 14, 14 a , 14 b form sections of equal length and angle that project beyond the virtual triangle 13 . As shown in FIGS. 1 and 2 schematically, three swivel wings are arranged on the missile in or near its center of gravity so that they each form an angle of 120 ° with one another in their pivot points D. The wings 10, 11, 12 are of equal length and each store with their controllable pivot pin arranged in the center of the wing in the aforementioned pivot points D. As can be seen from the drawing, the horizontally located pivot wing 10 has its pivot point D in the vertical axis plane 15 of the tail unit 20 and the two other pivot wings 11, 12 take with their pivot bearings or pivot points D an angle of 30 ° to the horizontal axis plane 16 of the tail unit 20 a.

Die Lage der Schwenkflügel zueinander ist deutlich aus den Skizzen der Zeichnung ersichtlich, so daß sie nicht näher beschrieben werden muß. Gemäß Fig. 1 ist nun gezeigt, daß der horizontalliegende Flügel einen positiven und einen negativen Winkel β zur Flugkörperachse 102 ein nimmt. Dasselbe trifft für die anderen Schwenkflügel in deren Achsenebe nen zu. Die Schwenkflügel 10, 11, 12 stehen also - profan ausgedrückt - schräg zur Flugkörperrumpfachse 102.The position of the swivel wing relative to one another is clearly evident from the sketches of the drawing, so that it does not have to be described in more detail. According to Fig. 1 is now shown that the horizontal facing wings takes a positive and a negative angle β for a missile axis 102. The same applies to the other swivel blades in their axis levels. The swivel wings 10, 11, 12 are thus - to put it profanely - at an angle to the missile fuselage axis 102 .

Die beschriebene Anpassung der Flügelstellung ist zwar möglich, muß aber nicht unbedingt immer zusammen mit den Schwenkflügeln angewendet werden.The described adjustment of the wing position is possible, but must not always used together with the swivel blades.

Die der jeweils gegebenen Fluggeschwindigkeit optimale Flügelstellung senkrecht zu deren Drehachse wird von Bordcomputer und Stellsystem des Flugkörpers 100 automatisch eingestellt.The optimum wing position perpendicular to the axis of rotation of the given flight speed is automatically set by the on-board computer and the control system of the missile 100 .

Es besteht auch die Möglichkeit, die Flügelstellung senkrecht zu deren Drehachse vom Bordcomputer des Flugkörpers 100 entsprechend der gewähl ten Fluggeschwindigkeit zu berechnen und von einem Stellsystem einzu stellen.There is also the possibility of calculating the wing position perpendicular to its axis of rotation by the on-board computer of the missile 100 in accordance with the selected flight speed and adjusting it by an adjusting system.

Claims

1. swivel wing for a missile which is shot down from an ammunition tube, these swivel wings and the tail fins being placed on the missile in the firing position and automatically opening after leaving the ammunition tube in the active position, characterized in that three equally long swivel wings ( 10, 11, 12 ) on the missile ( 100 ) in or near its center of gravity (S) with their pivot axes in the pivot points (D) on a missile axis ( 102 ) perpendicular to the surface line are arranged so that they are seen in the extended state - seen from the front - one Form missile virtually enclosing equilateral triangle ( 13 ) and the swivel wing length is so th that the swivel wing ends ( 14, 14 a , 14 b) of equal length, at equal angles to each other, over the virtual triangle ( 13 ) protruding sections and the pivot points (D) the swivel wing ( 10, 11, 12 ) are arranged at an angle of 120 ° to one another so that the horizontally located swivel wing ( 10 ) has its fulcrum in the vertical axis plane ( 15 ) of the tail unit ( 20 ) and the other two swivel wings ( 11, 12 ) assume an angle α of 30 ° to the horizontal axis plane ( 16 ) of the tail unit ( 20 ), the line from wing tip to wing tip of each swivel wing ( 10, 11, 12 ) assumes a positive and negative angle β to the missile axis ( 102 ).

2. Swivel wing according to claim 1, characterized in that the respective prevailing airspeed corresponding wing position of the swivel wing ( 10, 11, 12 ) perpendicular to its axis of rotation from the on-board computer and control system of the missile ( 100 ) is automatically set.

3. Swivel wing according to claims 1 or 2, characterized in that the swivel wing ( 10, 11, 12 ) flush in the retracted state on the outer surface of the missile ( 100 ) possibly in flattening planes ( 101 ).