DE4119613C2 - Flugkörper mit ausklappbaren Leiteinrichtungen - Google Patents
Flugkörper mit ausklappbaren LeiteinrichtungenInfo
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Description
Die Erfindung betrifft einen Flugkörper gemäß dem Oberbegriff des An
spruches 1.
Ein derartiger Flugkörper ist aus der DE 23 42 783 A1 bekannt. Bei den
Leiteinrichtungen handelt es sich dort um quer zur Flugkörper-Längs
achse radial ausstellbare Leitwerke, die am Flugkörper-Heck ver
schwenkbar gelagert und in Flugrichtung, also
der Masseträgheitswirkung entgegen ausstellbar sind. Die Ausstellbewe
gung erfolgt mittels einer Spiral-Schenkelfeder, die einerseits gegen
die Flugkörper-Struktur abgestützt ist und andererseits gegen eine zur
Flugkörper-Längsachse hin orientierte Flügelkante anliegt, um ein
Drehmoment um die Schwenkachse herum hervorzurufen. Dabei gleitet ein
abgekröpftes Ende dieses Federschenkels an der Stützkante entlang in
Richtung auf die Schwenkachse, bis es in eine Aussparung an der
Flügelkante einfällt und den gegen einen Anschlag ausgestellten Flügel
dadurch gegen ein Zürückklappen abstützt.
Das Federelement dient daher als Antriebselement bei weitgehend minimierter Rei
bung. Ein Zurückprellen der Leitflügel beim Ausschwenken liegt aufgrund der
durch die, bei zunehmenden Ausstellwinkel größer werdenden Luftreibung an den
Leitflügeln nicht vor.
Eine gasdruckgetriebene Aufstellung von Leitflügeln eines Projektils ist aus der
GB-PS 634 090 bekannt. Die Flügel werden ebenfalls in Flugrichtung ausge
schwenkt und durch den ansteigenden Luftwiderstand so abgebremst, daß keine
Schockbeanspruchung erfolgt. Ein Zurückprellen der Leitflügel liegt nicht vor. Die
ausgeschwenkten Leitflügel werden durch Federn gehalten, indem diese in entspre
chende Ausnehmungen eingreifen.
Eine Aufstellung von Leitflächen eines Flugkörpers entgegen der Flugrichtung ist
aus der DE 35 07 677 A1 bekannt. Eine Sicherung gegen Zurückprellen der Leit
flächen in der aufgestellten Flugstellung geht nicht hervor. Dies trifft auch für das
ausschwenkbare Leitwerk eines Flugkörpers entsprechend der DE 37 21 512 C1
zu.
Die Erfindung betrifft nämlich insbesondere einen Flugkörper gemäß der
DE 35 07 677 A1 bzw. gemäß der DE 37 21 512 C1, wonach um ihre Längs
achse verdrehbare Ruderblätter der Beschleunigungsrichtung des Flug
körpers entgegen und deshalb trägheitsbedingt aus einer ursprünglichen
Anlagestellung in die Funktionsstellung ausgestellt werden. Die dabei
vom Endanschlag aufzunehmenden Kräfte sind derart groß, daß Rückprall
effekte nicht hinreichend zuverlässig mit einfachen und kleinbauenden
konstruktiven Mitteln abgefangen werden können, was zu Instabilitäten
gleich zu Beginn der kritischen Freiflugphase eines gestarteten Flug
körpers führen kann.
Deshalb liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, mit einfachen und
kleinbauenden konstruktiven Mitteln die Aufstellbewegung so zu beein
flussen, daß sie vom Endanschlag problemlos aufgenommen und dabei
zwangsläufig auftretende Rückpralleffekte durch ein Rastelement sicher
abgestützt werden können.
Diese Aufgabe wird bei einem Flugkörper gattungsgemäßer Art erfin
dungsgemäß dadurch gelöst, daß sein auf ein Ruderblatt einwirkendes
Federelement gemäß dem Kennzeichnungsteil des Hauptanspruches ausge
legt ist.
Nach dieser Lösung dient das Federelement nicht dem Einleiten oder
Unterstützen der Ausstellbewegung des zugeordneten Ruderblattes,
sondern statt dessen dem Abbau kinetischer Energie während des Aus
schwenkvorganges des Ruderblattes und in dessen Endstellung dann dessen
Arretierung. Dafür kann an der Ruderwelle selbst eine einfach her
stellbare und problemlos unterbringbare Blattfeder angeordnet werden,
die mit ihrem freien Ende im Bereiche des Ruderschaftes gegen das aus
schwenkende Ruderblatt andrückt und so Bewegungsenergie durch Umsetzen
in Reibungsenergie abbaut, bis dieses Federende in als solcher bekann
ter Weise in eine Aussparung abstützend einrastet. Die dadurch erziel
te definierte Verriegelung des Ruderblattes in der vom Flugkörper weg
geklappten Betriebsstellung bleibt auch bei einer Verdrehung seiner
Ruderwelle erhalten, da ja diese Dämpfungs- bzw. Verriegelungseinrich
tung an der Ruderwelle selbst angeordnet ist und deshalb mit dieser
und dem Ruderblatt verdreht wird; wobei die Ruderblätter jeweils nach
dem Aufklappen in ihre Flugstellung genau definiert positioniert
und spielfrei in der Flugstellung gehalten werden, was aus
aerodynamischen Gründen erforderlich ist. Ein weiterer
Vorteil des erfindungsgemäßen Flugkörpers besteht darin,
daß es zu Testzwecken mit geringem Kraftaufwand und mit
einfachen Hilfsmitteln möglich ist, die Ruderblätter im
Bedarfsfall zu entriegeln, ohne daß es hierzu erforderlich
ist, am Flugkörper aufwendige Demontagen vorzunehmen. Durch
die Federungseigenschaft der/jeder Dämpfungs- bzw.
Verriegelungseinrichtung wird - wie bereits erwähnt worden
ist - die Rückprellenergie jedes Ruderblattes abgebaut bzw.
abgefangen, wobei die Bruchgefahr der besagten Einrichtung
vernachlässigbar gering und eine hohe Betriebssicherheit
auch bei extremen Umweltbedingungen wie hohen oder tiefen
Temperaturen, Staub o. dgl. gewährleistet ist. Durch
geeignete Ausbildung und Dimensionierung der Dämpfungs-
bzw. Verriegelungseinrichtung ist es möglich, ein weites
Spektrum unterschiedlich hoher Anschlagenergien der
Ruderblätter in der vom Flugkörper weggeklappten
Flugstellung zuverlässig abzudecken, d. h. abzufangen und
abzubauen. Weitere Vorteile bestehen in der zuverlässigen
Wirkungsweise, der durch die Maßgenauigkeit der Dämpfungs-
bzw. Verriegelungseinrichtungen definiert einstellbaren
Positionsgenauigkeit der Ruderblätter in der Flugstellung,
in der einfachen Montage der günstig herstellbaren
Dämpfungs- bzw. Verriegelungseinrichtungen, die
vorzugsweise als Blechstanz- und Biegeteile ausgebildet
sind und nur einen geringen Platzbedarf und ein geringes
Gewicht aufweisen, sowie in der Wiederverwendbarkeit der
besagten Einrichtungen. Desweiteren ergibt sich durch diese
Einrichtungen eine Wartungsfreiheit, weil beispielsweise
keine Schmierung erforderlich ist.
Ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel der Erfindung ist
in der Zeichnung
dargestellt und wird nachfolgend beschrieben. Es zeigt
Fig. 1 eine Seitenansicht des abschnittweise und
teilweise aufgeschnitten gezeichneten
Flugkörpers mit zwei Ruderblättern, die in
einer Zwischenposition zwischen der
eingeklappten Ruheposition und der von
Flugkörper weggeklappten Flugstellung
gezeichnet sind,
Fig. 2 eine Ansicht in Richtung des Pfeiles II in
Fig. 1, wobei das abschnittweise gezeichnete
Ruderblatt und die zugehörige Dämpfungs- bzw.
Verriegelungseinrichtung geschnitten gezeichnet
sind und auf die Darstellung des Flugkörpers
verzichtet worden ist,
Fig. 3 eine der Fig. 1 ähnliche Darstellung, wobei
die Ruderblätter in der vom Flugkörper
weggeklappten Flugstellung abschnittweise
angedeutet sind, und
Fig. 4 einen Schnitt entlang der Schnittlinie IV-IV in
Fig. 3.
Fig. 1 zeigt den Heckabschnitt eines Flugköpers 10, der
zwei Ruderblätter 12 aufweist. Der Flugkörper 10 ist mit
zwei Öffnungsschlitzen 14 ausgebildet, durch welche die
Ruderblätter 12 aus dem Flugkörper 10 herausklappbar sind.
Im Flugkörper 10 sind mittels Lagereinrichtungen 16
Ruderwellen 18 gelagert, die in radialer Richtung des
Flugkörpers 10 orientiert und um eine Drehachse 20
verdrehbar sind. Jedes Ruderblatt 12 ist mit seinem
Ruderfuß 22 an der zugehörigen Ruderwelle 18 mit Hilfe
einer Lagerachse 24 schwenkbeweglich gelagert. Jede
Lagerachse 24 ist zur zugehörigen Drehachse 20 senkrecht
orientiert.
Jedem Ruderblatt 12 ist eine Dämpfungs- bzw.
Verriegelungseinrichtung 28 zugeordnet, die dazu vorgesehen
ist, die Aufstellbewegung des entsprechenden Ruderblattes
12 von der in den Flugkörper 10 eingeklappten Ruheposition
in die vom Flugkörper 10 radial wegstehende Flugstellung
und zum Verriegeln des entsprechenden Ruderblattes 12 in
der besagten Flugstellung vorgesehen ist.
Fig. 2 zeigt abschnittweise ein Ruderblatt 12 sowie die
zwei Federelemente 30 aufweisende Dämpfungs- bzw.
Verriegelungseinrichtung 28 des besagten Ruderblattes. Das
Ruderblatt 12 ist an der zugehörigen Ruderwelle 18
schwenkbeweglich gelagert, wobei die Lagerachse 24 nur
durch ihre zentrale Längsmittellinie angedeutet ist. Aus
Fig. 2 ist ersichtlich, daß jedes Federelement 30 einen
Rastabschnitt 32 aufweist. Die Rastabschnitte 32 liegen
während der Aufstellbewegung der Ruderblätter an den
Übergangskanten 34 zwischen der Seitenfläche 36 und der
Rückenfläche 38 bzw. an den Seitenflächen 36 des
entsprechenden Ruderblattes 12 an. Die einander zugewandten
Rastabschnitte 32 der beiden Federelemente 30 einer
Dämpfungs- bzw. Verriegelungseinrichtung 28 werden während
der Aufstellbewegung des entsprechenden Ruderblattes 12 in
Richtung der Pfeile 40 aufgebogen, wobei die Rastabschnitte
32 mit einer bestimmten Kraft gegen die Seitenflächen 36
des Ruderblattes 12 drücken. Diese Kraft bewirkt eine
Reibungskraft, durch welche ein Abbau der Bewegungsenergie
des Ruderblattes 12 bewirkt wird.
In der aufgeklappten Flugstellung der Ruderblätter 12, in
welcher die Rückenfläche 38 jedes Ruderblattes 12 an einer
Anschlagfläche 42 der entsprechenden Ruderwelle 18 zur
Anlage kommt, rasten die elastisch federnden, vorgespannten
Rastabschnitte 32 der Federelemente 30 der entsprechenden
Dämpfungs- bzw. Verriegelungseinrichtung 28 in einen
zugehörigen Verriegelungsabschnitt 44 ein, wie insbesondere
aus Fig. 4 deutlich ersichtlich ist. Die
Verriegelungsabschnitte 44 werden von Aussparungen 46 in
den beiden voneinander abgewandten Seitenflächen 36 des
entsprechenden Ruderblattes 12 gebildet.
Die Federelemente 30 der Dämpfungs- bzw.
Verriegelungseinrichtung 28 jedes Ruderblattes 12 sind an
der entsprechenden Ruderwelle 18 fixiert. Zu diesem Zweck
kann jede Ruderwelle 18 mit einem geeigneten Montageansatz
48 ausgebildet sein.
In den Fig. 1 bis 4 sind gleiche Einzelheiten jeweils
mit denselben Bezugsziffern bezeichnet.
In Fig. 4 sind Pfeile 50 dargestellt, durch welche das
elastisch federnde Einrasten der Rastabschnitte 32 der
Federelemente 30 in der vom Flugkörper 10 wegstehenden
Flugstellung der Ruderblätter 12 in die Aussparungen 46
angedeutet wird. Der Doppelpfeil 52 verdeutlicht in Fig. 4
die Möglichkeit der Verdrehung der Ruderwelle 18 um die zur
Lagerachse 24 und zur Längsachse 26 senkrechte Drehachse 20
des entsprechenden Ruderblattes 12. In Fig. 4 ist auch die
enge Anlage der Rückenfläche 38 des Ruderblattes 12 an der
Anschlagfläche 42 der Ruderwelle 18 ersichtlich.
Claims (3)
1. Flugkörper (10) mit ausklappbaren Leiteinrichtungen
(Ruderblättern 12), die in ihrer ausgeklappten Stel
lung jeweils vom Rastabschnitt (32) eines Federele
mentes (30) arretiert sind, der in eine Aussparung
(46) an einer Fläche (32) der Leiteinrichtung ein
greift,
dadurch gekennzeichnet,
daß zwei Verriegelungsabschnitte (44) durch Ausspa rungen (46) in gegenüberliegenden Seitenflächen (36) des Ruderblattes (12) gebildet sind,
daß das Ruderblatt (12) zwischen zwei Federelementen (30) angeordnet ist, wobei die Rastabschnitte (32) der beiden Federelemente (30) einander abgewinkelt zuge wandt sind und während der Aufstellbewegung der Ruderblätter (12) an den Übergangskanten (34) zwi schen den Seitenflächen (36) und der Rückenfläche (38) bzw. an den Seitenflächen (36) des entsprechen den Ruderblattes (12) anliegen.
daß zwei Verriegelungsabschnitte (44) durch Ausspa rungen (46) in gegenüberliegenden Seitenflächen (36) des Ruderblattes (12) gebildet sind,
daß das Ruderblatt (12) zwischen zwei Federelementen (30) angeordnet ist, wobei die Rastabschnitte (32) der beiden Federelemente (30) einander abgewinkelt zuge wandt sind und während der Aufstellbewegung der Ruderblätter (12) an den Übergangskanten (34) zwi schen den Seitenflächen (36) und der Rückenfläche (38) bzw. an den Seitenflächen (36) des entsprechen den Ruderblattes (12) anliegen.
2. Flugkörper nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,
daß die Rastabschnitte (32) während der Aufstellbewe
gung des entsprechenden Ruderblattes (12) mit einer
definierten Andruckkraft federnd gegen einen zur La
gerachse (24) konzentrischen Bogenabschnitt der zu
gehörigen Seitenfläche (36) des Ruderblattes (12)
drücken.
3. Flugkörper nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
wobei jedes Ruderblatt mittels der zugehörigen Lager
achse (24) an einer Ruderwelle (18) gelagert ist,
dadurch gekennzeichnet,
daß die Federelemente (30) an einer entsprechenden
Ruderwelle (18) angeordnet sind.
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GB9211847A GB2256622B (en) | 1991-06-14 | 1992-06-04 | A flying body having rudder or control blades |
FR9206959A FR2677747B1 (fr) | 1991-06-14 | 1992-06-10 | Missile avec ailettes de gouverne. |
US07/897,366 US5211357A (en) | 1991-06-14 | 1992-06-11 | Airborne body with stabilizing fins |
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Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
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GB (1) | GB2256622B (de) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE19941557C5 (de) * | 1999-09-01 | 2004-07-15 | Rheinmetall W & M Gmbh | Flugkörper |
DE19941555C5 (de) * | 1999-09-01 | 2004-12-30 | Rheinmetall W & M Gmbh | Flugkörper |
Families Citing this family (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE4438010A1 (de) * | 1994-10-25 | 1996-05-02 | Diehl Gmbh & Co | Um seine Längsachse eine Rollbewegung ausführender Flugkörper |
US5464173A (en) * | 1994-12-16 | 1995-11-07 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Subassembly means |
DE19827277B4 (de) * | 1998-06-19 | 2006-08-10 | Diehl Stiftung & Co.Kg | Lageranordnung für die aufschwenkbaren Ruderblätter eines lenkbaren Flugkörpers |
DE10118216A1 (de) * | 2001-04-12 | 2002-10-17 | Diehl Munitionssysteme Gmbh | Ruderblatt-Lagereinrichtung für ein Geschoß |
BR112017006721A2 (pt) * | 2014-10-08 | 2017-12-19 | Aeromobil Sro | painel central de asa para um veículo aéreo e método de seu controle |
DE102015004702A1 (de) * | 2014-12-11 | 2016-06-16 | Mbda Deutschland Gmbh | Rudersystem |
CN106323101A (zh) * | 2016-09-08 | 2017-01-11 | 北京精密机电控制设备研究所 | 一种基于推销器作动的弹上舵片翼展锁定机构 |
FR3071917B1 (fr) * | 2017-10-04 | 2021-11-19 | Nexter Munitions | Dispositif de blocage d'ailette et projectile comportant un tel dispositif |
CN107976120B (zh) * | 2017-10-23 | 2024-01-19 | 四川大学 | 一种舵片弹出与偏转装置 |
US11300390B1 (en) | 2018-03-05 | 2022-04-12 | Dynamic Structures And Materials, Llc | Control surface deployment apparatus and method of use |
CN110733630B (zh) * | 2019-10-25 | 2021-11-02 | 北京机电工程研究所 | 一种微型飞行器舵机 |
Family Cites Families (18)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB634090A (en) * | 1946-07-15 | 1950-03-15 | William Alexander Onslow Marti | Improvements in and connected with stabilizing fins for projectiles |
FR1191519A (fr) * | 1958-02-13 | 1959-10-20 | Hotchkiss Brandt | Empennage déployant pour projectile d'artillerie |
NL261692A (de) * | 1960-02-26 | |||
FR1511835A (fr) * | 1966-02-24 | 1968-02-02 | Bolkow Gmbh | Mécanisme pour le déploiement d'ailettes reliées de façon articulée à un missile propulsé par réaction |
CH480613A (de) * | 1967-09-11 | 1969-10-31 | Oerlikon Buehrle Ag | Geschoss mit Bremsflügeln |
FR2221707B1 (de) * | 1973-03-14 | 1976-04-30 | France Etat | |
DE2342783C2 (de) * | 1973-08-24 | 1983-12-22 | Rheinmetall GmbH, 4000 Düsseldorf | Mit einem Leitwerk versehenes Geschoß |
US4143838A (en) * | 1977-08-22 | 1979-03-13 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Folding fin assembly detent |
DE2839591C2 (de) * | 1978-09-12 | 1983-12-22 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Stabilisierungsvorrichtung für Flugkörper |
DE3336847A1 (de) * | 1983-10-11 | 1985-04-25 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 2800 Bremen | Luftfahrzeug mit faltbaren und/oder schwenkbaren tragfluegeln |
DE3405974C1 (de) * | 1984-02-18 | 1985-04-11 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Aerodynamische Stabilisierungseinrichtung fuer Flugkoerper |
GB2166836B (en) * | 1984-04-17 | 1988-03-16 | British Aerospace | Springs |
DE3507677A1 (de) * | 1985-03-05 | 1986-09-11 | Diehl GmbH & Co, 8500 Nürnberg | Flugkoerper mit ueberkalibrigem leitwerk |
DE3664164D1 (en) * | 1985-03-23 | 1989-08-03 | British Aerospace | Fin erecting mechanisms |
FR2623898B1 (fr) * | 1987-11-26 | 1990-03-23 | France Etat Armement | Dispositif de deploiement d'une ailette de projectile |
FR2608750A1 (fr) * | 1986-12-23 | 1988-06-24 | Thomson Brandt Armements | Dispositif de freinage du deploiement d'une aile et projectile guide equipe d'un tel dispositif |
DE3721512C1 (de) * | 1987-06-30 | 1989-03-30 | Diehl Gmbh & Co | Flugkoerper mit ueberkalibrigem Leitwerk |
DE4020897C2 (de) * | 1990-06-30 | 1993-11-11 | Diehl Gmbh & Co | Einrichtung zum Entriegeln und Ausschwenken der Ruderblätter eines Projektiles |
-
1991
- 1991-06-14 DE DE4119613A patent/DE4119613C2/de not_active Expired - Fee Related
-
1992
- 1992-06-04 GB GB9211847A patent/GB2256622B/en not_active Expired - Fee Related
- 1992-06-10 FR FR9206959A patent/FR2677747B1/fr not_active Expired - Fee Related
- 1992-06-11 US US07/897,366 patent/US5211357A/en not_active Expired - Fee Related
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE19941557C5 (de) * | 1999-09-01 | 2004-07-15 | Rheinmetall W & M Gmbh | Flugkörper |
DE19941555C5 (de) * | 1999-09-01 | 2004-12-30 | Rheinmetall W & M Gmbh | Flugkörper |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB9211847D0 (en) | 1992-07-15 |
DE4119613A1 (de) | 1992-12-17 |
GB2256622B (en) | 1995-01-04 |
US5211357A (en) | 1993-05-18 |
FR2677747B1 (fr) | 1995-07-13 |
GB2256622A (en) | 1992-12-16 |
FR2677747A1 (fr) | 1992-12-18 |
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