EP0232267A1 - Tail unit with collapsible wings. - Google Patents

Tail unit with collapsible wings.

Info

Publication number
EP0232267A1
EP0232267A1 EP85904619A EP85904619A EP0232267A1 EP 0232267 A1 EP0232267 A1 EP 0232267A1 EP 85904619 A EP85904619 A EP 85904619A EP 85904619 A EP85904619 A EP 85904619A EP 0232267 A1 EP0232267 A1 EP 0232267A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
wing
tail unit
unit according
pin
wing blades
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.)
Granted
Application number
EP85904619A
Other languages
German (de)
French (fr)
Other versions
EP0232267B1 (en
Inventor
Dieter Boder
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.)
Rheinmetall Industrie AG
Original Assignee
Rheinmetall 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 Rheinmetall GmbH filed Critical Rheinmetall GmbH
Publication of EP0232267A1 publication Critical patent/EP0232267A1/en
Application granted granted Critical
Publication of EP0232267B1 publication Critical patent/EP0232267B1/en
Expired legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/02—Stabilising arrangements
    • F42B10/14—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel
    • F42B10/16—Wrap-around fins

Definitions

  • the invention relates to a tail unit with deployable wings for projectiles and missiles.
  • This tail preferably comprises a wing element made of flexible cloth material, which is double-walled and by means of a plurality, for. T. telescopic struts comprising holding device can be folded out.
  • the holding device consists of a large number of parts, which are relatively large within the missile
  • the invention has for its object to provide a tail unit with deployable wings, which is made up of significantly fewer parts and is therefore cheaper to manufacture and takes up only a small space in the volume of the projectile or missile, but which is also robustly constructed and thus also the highest acceleration loads withstands when shooting projectiles.
  • This object is achieved by the invention specified in claim 1.
  • Advantageous embodiments of the invention emerge from the subclaims.
  • FIG. 1 a cross section through part of the missile according to FIG. 2 with a view of the side edges of a flying wing;
  • FIG. 3 shows a cross section through the missile in the area of the tail unit with the wings folded in
  • Pig 4 a detailed representation of a wing with a viewing direction according to arrow 3 from FIG. 1;
  • FIG. 2 shows, in a schematic, perspective representation, a missile 10 with a tail unit comprising deployable wings 11 arranged in the aft region.
  • Missiles of this type and projectiles are fired from launchers or from large-caliber barrel weapons and are intended to reach point targets from as far away as possible with the greatest possible precision.
  • a stabilizer is required for trajectory stabilization and / or final phase steering, which should have optimal aerodynamic properties, but which is robust and space-saving, in order to withstand high acceleration stresses that occur in particular when firing from guns, and on the other hand as little as possible that intended for payloads To claim the volume of the missile / projectile.
  • FIG. 1 shows an enlarged cross section through part of the missile 10 according to FIG. 2 with a view of the side edges of a wing 11 of the tail unit.
  • the wing 11 consists of two wing blades, 12, 12a, which are connected to one another on the tip side, for example riveted, and which are attached on the root side to separate bearings 17, 17a which can be changed in terms of their circumferential spacing in such a way that the wing blades 12, 12a in the unfolded state of the Wing 11, which is shown in Fig. 1, are set up like a roof.
  • the blades 12, 12a themselves are made of an elastic and flexible material, such as. B.
  • FIG. 1 One of the bearings 17, 17a is an articulated fixed bearing 17a, while the other bearing is an articulated sliding guide 1 ager.
  • the exact structure of these bearings will be explained later with reference to other figures of the drawing (Fig. 4, Fig. 5). This bearing arrangement enables - as can be seen in detail from FIG.
  • the wing blades 12, 12a are wrapped in the circumferential direction around the tail part of the missile 10.
  • This principle is known from conventional winding tail units. However, these are only connected linearly to the outer surface of a projectile or missile and therefore do not have the stability required for precision approaches when expanded.
  • the wing blades 12, 12a of each wing 11 lie closely adjacent to one another, which is achieved in that the sliding guide bearing 17 is arranged in parallel directly next to the articulated fixed bearing 17a of each wing 11.
  • the wings 11, seen in the radial direction can also be carried out for a comparatively long time and thus with regard to the aerodynamic requirements, since even these long wings can be accommodated in a space-saving manner.
  • the wing blades of a wing 11 cover at least the bearing area of an adjacent wing. 1
  • the bearings 17, 17a of the wing blades 12, 12a are spaced apart from one another in the circumferential direction, so that the roof-shaped arrangement of the wing blades 13, 13a shown results.
  • the wing blades 13, 13a reach this position in that the articulated sliding guide bearing 17 is removed from the fixed bearing 17a in the circumferential direction when the wing 11 is unfolded.
  • Fig. 4 shows a view of a part of the wing blade 12a and the shell 16 of the missile 10 with a view from the direction of arrow 4 according to Fig. 1.
  • Fig. 4 only details of the articulated sliding guide 17 are shown, while the articulated Fixed bearing 17a, to which the other blade 12 is attached, is not visible.
  • 5, on the other hand shows a section through the wing 11, along the line 5 - 5 according to FIG. 1 with a view of parts of the casing 16 of the missile 10.
  • the articulated fixed bearing 17a can also still be seen.
  • Each bearing 17, 17a comprises a hinge part 13, 13a, which is rotatably mounted around a pin 31, 31a, 31b, which is fixedly arranged in the jacket 16 of the missile 10 and is slidably mounted.
  • Each of the pins 31 consists of at least two parts 31a, 31b in order to facilitate the assembly of the wing blade 12, 12a.
  • the wing leaves 12, 12a are fastened in the hinge parts 13, 13a, riveting or gluing preferably being offered for the fastening.
  • the slidably mounted pin 31 of the articulated slide guide bearing 17 (FIG. 4) can slide in parallel slideways 15 between two end positions. In the first end position - in this case, the vanes 11 are folded in according to FIG.
  • the pins 31 of both bearings 17, 17a are arranged immediately adjacent to one another.
  • the pin 31 of the sliding guide bearing 17 is max. arranged away from the pin 31 of the articulated fixed bearing 17a, which corresponds to the unfolded state of the wing 11 according to FIG. 1.
  • the wing blades 12, 12a are expediently curved in the direction of their longitudinal extent, so that they practically form part of a cylinder jacket.
  • This curvature can the wing blades 12, 12a made of an elastic material by known manufacturing processes, such as. B. rollers are impressed.
  • the expedient curvature of the wing leaves 12, 12a can also be brought about in that the hinge parts 13, 13a for fastening the wing leaves 12, 12a have a clamping slot which, in accordance with the desired curvature, has an arcuate shape.
  • the curvature of the wing blades 12, 12a is temporarily pressed flat, so that the wing blades 12, 12a come to lie closely one above the other in a space-saving manner.
  • the wing blades 12, 12a tend to take up the embossed curvature again, so that the unfolding process is thereby promoted.
  • This curvature gives the blades 12, 12a excellent resistance to buckling under pressure and thus ensures the advantageous aerodynamic properties of the tail unit.
  • a second curvature is also impressed on the wing blades 12, 12a, for example by rolling, which likewise promotes their unfolding and their stability in the unfolded state.
  • This curvature also contributes to the fact that the wing blades 12, 12a are still biased in the unfolded state such that the slidably mounted pins 31, 31a, 31b are resiliently pressed into their end position and held there.
  • the hinge part 13 of the fixed bearing 17a does not run over the entire width of the wing blade 12, but leaves space on both sides for the two partial hinges of the articulated sliding guide bearing 17 lying in axial alignment when folded Folding of the wing 11 does not impede the wing blades 12, 12a in the area of the hinge parts 13, 13a
  • the wing blade 12a connected to the sliding guide bearing 17 contains a window-shaped recess in the middle, while the wing blade 12 connected to the articulated fixed bearing 17 has recesses in the side area of the bearing point.
  • the missile 10 rotates about its longitudinal axis, that is to say has a swirl.
  • This swirl can be imparted to the missile 10 in a simple manner in that at least one of the wing blades 12, 12a of the wing 11 is turned or twisted with respect to the longitudinal axis of the missile 10.
  • This employment is expediently achieved in that the slideways 15 are of different lengths, so that the locking pins 32 engage at different distances from the pin 31 and thereby twist the wing blade connected to them.

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Pivots And Pivotal Connections (AREA)
  • Tents Or Canopies (AREA)

Abstract

Une aile escamotable (11) permettant une économie d'espace, pour aérostat ou missile (10), composée de deux éléments d'aile (12, 12a) de préférence convexe, qui sont reliés à leurs pointes, mais sont attachés à leur racine en divers points (17, 17a). Un des supports (17a) est fixe et articulé, alors que le deuxième (17) est coulissant et articulé. Dans l'état replié les éléments d'aide (12, 12a) sont enroulés directement autour de la circonférence de l'aérostat (10) et les supports (17, 17a) sont juxtaposés. Dans l'état déplié de l'aile (11) les supports (17, 17a) sont disposés à une certaine distance l'un de l'autre, de sorte que les éléments d'aile (12, 12a), une fois montés, assument la forme d'un toit.A retractable wing (11) allowing space saving, for aerostat or missile (10), composed of two wing elements (12, 12a) preferably convex, which are connected to their points, but are attached to their root at various points (17, 17a). One of the supports (17a) is fixed and articulated, while the second (17) is sliding and articulated. In the folded state, the aid elements (12, 12a) are wound directly around the circumference of the aerostat (10) and the supports (17, 17a) are juxtaposed. In the unfolded state of the wing (11) the supports (17, 17a) are arranged at a certain distance from each other, so that the wing elements (12, 12a), once mounted , assume the form of a roof.

Description

Leitwerk mit entfaltbaren Flügeln Tail unit with deployable wings
Die Erfindung betrifft ein Leitwerk mit entfaltbaren Flügeln für Geschosse und Flugkörper.The invention relates to a tail unit with deployable wings for projectiles and missiles.
Ein Leitwerk der eingangs genannten Art ist aus der DE-PS 30 26 409 bekannt. Dieses Leitwerk umfaßt vorzugsweise ein aus flexiblem Tuchmaterial bestehendes Flügelelement, das doppelwandig ausgebildet ist und vermittels einer mehrere, z. T. teleskopartig ausgestaltete Streben umfassenden Haltevorrichtung ausklappbar ist. Die Haltevorrichtung besteht aus einer Vielzahl von Teilen, die innerhalb des Flugkörpers einen relativ großenAn empennage of the type mentioned is known from DE-PS 30 26 409. This tail preferably comprises a wing element made of flexible cloth material, which is double-walled and by means of a plurality, for. T. telescopic struts comprising holding device can be folded out. The holding device consists of a large number of parts, which are relatively large within the missile
Platz beanspruchen und somit einen erheblichen Totlastanteil darstellen. Zudem erfordert die Herstellung dieser Teile erhebliche Kosten. Schließlich entstehen Probleme bei der Auslegung der Haltevorrichtung für die beim Abschuß von Geschossen auftretenden hohen Beschleunigungswerte.Take up space and thus represent a significant dead load. In addition, the production of these parts requires considerable costs. Finally, problems arise in the design of the holding device for the high acceleration values that occur when projectiles are fired.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Leitwerk mit entfaltbaren Flügeln anzugeben, das aus wesentlich weniger Teilen aufgebaut und daher preiswerter herstellbar ist und nur einen geringen Platz im Volumen des Geschosses oder Flugkörpers einnimmt, das darüber hinaus jedoch robust konstruiert ist und somit auch höchsten Beschleunigungsbeanspruchungen beim Abschuß von Geschossen standhält. Diese Aufgabe wird durch die in Patentanspruch 1 angegebene Erfindung gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung gehen aus den Unteransprüchen hervor.The invention has for its object to provide a tail unit with deployable wings, which is made up of significantly fewer parts and is therefore cheaper to manufacture and takes up only a small space in the volume of the projectile or missile, but which is also robustly constructed and thus also the highest acceleration loads withstands when shooting projectiles. This object is achieved by the invention specified in claim 1. Advantageous embodiments of the invention emerge from the subclaims.
Die Erfindung wird nachfolgend unter Bezug auf die Zeichnung näher erläutert. Dabei zeigt:The invention is explained in more detail below with reference to the drawing. It shows:
Fig. 1: einen Querschnitt durch einen Teil des Flugkörpers nach Fig. 2 mit Blickrichtung auf die Seitenkanten eines Le itwerks flügeis;1: a cross section through part of the missile according to FIG. 2 with a view of the side edges of a flying wing;
Fig. 2: eine perspektivische und stark schematisierte Darstellung eines Flugkörpers mit einem entfaltbare Flügel umfassenden Leitwerk;2: a perspective and highly schematic representation of a missile with a wing comprising a deployable wing;
Fig. 3: einen Querschnitt durch den Flugkörper im Bereich des Leitwerks mit eingefalteten Flügeln;3 shows a cross section through the missile in the area of the tail unit with the wings folded in;
Pig« 4: eine Detaildarstellung eines Flügels mit Blickrichtung gemäß Pfeil 3 aus Fig. 1;Pig 4: a detailed representation of a wing with a viewing direction according to arrow 3 from FIG. 1;
Fig. 5: eine Schnittdarstellung durch den Flügel gemäß Linie 5 - 5 nach Fig. 1.5: a sectional view through the wing according to line 5 - 5 of FIG. 1.
Fig. 2 zeigt in schematisierter, perspektivischer Dar¬stellung einen Flugkörper 10 mit einem im Heckbereich angeordneten, entfaltbare Flügel 11 umfassenden Leitwerk. Flugkörper dieser Art und auch Geschosse werden von Startgeräten oder aus großkalibrigen Rohrwaffen abgefeuert und sollen in großer Entfernung Punktziele mitmöglichst hoher Präzision erreichen. Zur Flugbahnstabilisierung und/oder Endphasenlenkung ist ein Leitwerk erforderlich, das aerodynamisch optimale Eigenschaften haben soll, dabei aber robust und platzsparend aufgebaut ist, um einerseits hohen Beschleunigungsbeanspruchungen zu widerstehen, die insbesondere beim Abschuß aus Rohrwaffen auftreten, und um andererseits möglichst wenig des für Nutzlasten vorgesehenen Volumens des Flugkörpers/Geschosses zu beanspruchen.2 shows, in a schematic, perspective representation, a missile 10 with a tail unit comprising deployable wings 11 arranged in the aft region. Missiles of this type and projectiles are fired from launchers or from large-caliber barrel weapons and are intended to reach point targets from as far away as possible with the greatest possible precision. A stabilizer is required for trajectory stabilization and / or final phase steering, which should have optimal aerodynamic properties, but which is robust and space-saving, in order to withstand high acceleration stresses that occur in particular when firing from guns, and on the other hand as little as possible that intended for payloads To claim the volume of the missile / projectile.
Fig. 1 zeigt in vergrößerter Darstellung einen Querschnitt durch einen Teil des Flugkörpers 10 nach Fig. 2 mit Blick auf die Seitenkanten eines Flügels 11 des Leitwerks. Der Flügel 11 besteht aus zwei Flügelblättern, 12, 12a, die spitzenseitig miteinander verbunden, beispielsweise vernietet sind, und die wurzelseitig an getrennten, hinsichtlich ihres umfangsseitigen Abstands veränderbaren Lagern 17, 17a derart befestigt sind, daß die Flügelblätter 12, 12a im entfalteten Zustand des Flügels 11, der in Fig. 1 dargestellt ist, dachartig aufgestellt sind. Obgleich die Flügelblätter 12, 12a selbst aus einem elastischen und flexiblen Material, wie z. B. Federstahl, einer hochfesten Leichtmetalllegierung oder aus einem faserverstärkten Kunststoff hergestellt sind, was ihre Einfaltung und Unterbringung im Volumen des Flugkörpers 10 erleichtert, bilden sie im entfalteten Zustand nach Fig. 1 eine sehr stabile Anordnung mit hervorragenden aerodynamischen Eigenschaften. Bei einem der Lager 17, 17a handelt es sich um ein gelenkiges Festlager 17a, während das andere Lager ein gelenkiges Gleit führungs 1 ager ist. Der genaue Aufbau dieser Lager wird später unter Bezug auf weitere Figuren der Zeichnung (Fig. 4, Fig. 5) noch näher erläutert. Diese Lageranordnung ermöglicht - wie im einzelnen aus Fig. 3 hervorgeht - eine abschußsichere und raumsparende Unterbringung des Flügels 11 im Umf angsbereich des Flugkörpers 10, indem nämlich die Flügelblätter 12, 12a im eingefalteten Zustand in Umfangsrichtung um den Heckteil des Flugkörpers 10 herumgewickelt werden. Dieses Prinzip ist an sich von herkömmlichen Wickel leitwerken bekannt. Diese sind jedoch nur linienartig mit der Außenmantelfläche eines Geschosses oder Flugkörpers verbunden und weisen daher im ausgeklappten Zustand nicht die für Präzisionsanflüge erforderliche Stabilität auf. Im zusammengeklappten Zustand (Fig. 3) liegen die Flügelblätter 12, 12a eines jeden Flügels 11 dicht benachbart übereinander, was dadurch erreicht wird, daß das Gleitführungslager 17 parallel unmittelbar neben dem gelenkigen Festlager 17a eines jeden Flügels 11 angeordnet ist. Bei dieser Ausführungs form können die Flügel 11, in Radialrichtung gesehen, auch vergleichweise lang und damit im Hinblick auf die aerodynamischen Erfordernisse optimal ausgeführt werden, da selbst, diese langen Flügel noch raumsparend untergebracht werden können. Gemäß Fig. 3 überdecken dabei die Flügelblätter eines Flügels 11 mindestens den Lagerbereich eines benachbarten Flügels. Im entfalteten Zustand nach Fig. 1 sind die Lager 17, 17a der Flügelblätter 12, 12a dagegen in Umfangsrichtung beabstandet voneiander angeordnet, so daß sich die dargestellte dachförmige Anordnung der Flügelblätter 13, 13a ergibt. Diese Position erreichen die Flügelblätter 13, 13a dadurch, daß das gelenkige Gleitführungslager 17 beim Entfalten des Flügels 11 in Umfangsrichtung vom Festlager 17a entfernt wird. Der Aufbau der Flügelwurzel und deren Befestigung im Bereich der Lager 17, 17a wird im folgenden unter Bezugnahme auf Fig. 4 und Fig. 5 näher erläutert. Fig. 4 zeigt eine Ansicht auf einen Teil des Flügelblatts 12a und den Mantel 16 des Flugkörpers 10 mit Blick aus Richtung des Pfeils 4 gemäß Fig. 1. In Fig. 4 sind nur Einzelheiten des gelenkigen Glei t führungsl agers 17 dargestellt, während das gelenkige Festlager 17a, an dem das andere Flügelblatt 12 befestigt ist, nicht sichtbar ist. Fig. 5 dagegen zeigt einen Schnitt durch den Flügel 11, entlang der Linie 5 - 5 gemäß Fig. 1 mit Blick auf Teile des Mantels 16 des Flugkörpers 10. In dieser Figur ist auch das gelenkige Festlager 17a noch zu erkennen. Jedes Lager 17, 17a umfaßt ein Scharnierteil 13, 13a, das um jeweils einen, im Mantel 16 des Flugkörpers 10 fest angeordneten bzw. gleitbeweglich gelagerten Zapfen 31, 31a, 31b drehbar gelagert ist. Jeder der Zapfen 31 besteht aus mindestens zwei Teilen 31a, 31b, um die Montage der Flügelblätte 12, 12a zu erleichtern. In den Scharnierteilen 13, 13a sind die Flügelblätter 12, 12a befestigt, wobei sich für die Befestigung vorzugsweise eine Vernietung oder Verklebung anbietet. Der gleitbeweglich gelagerte Zapfen 31 des gelenkigen Gleitführungslagers 17 (Fig. 4) kann in parallel angeordneten Gleitbahnen 15 zwischen zwei Endstellungen gleiten. In der ersten Endstellung - hierbei sind die Flügel 11 gemäß Fig. 3 eingefaltet - sind die Zapfen 31 beider Lager 17, 17a unmittelbar benachbart nebeneinander angeordnet. In der anderen Endstellung ist der Zapfen 31 des Gleitführungslagers 17 max. entfernt vom Zapfen 31 des gelenkigen Festlagers 17a angeordnet, was dem entfalteten Zustand des Flügels 11 gemäß Fig. 1 entspricht. Auf der Längsachse des gleitbeweglich gelagerten Zapfens 31 des Gleitführungslagers 17 liegen zwei in Längsrichtung des Zapfens 31 gleitbar gelagerte Arretierstifte 32, die durch Druckfedern 30 belastet nach Erreichen des Endes einer Gleitbahn 15 in eine dort angeordnete Vertiefung 15a einrasten und dadurch das Flügelblatt 12a sicher verriegeln. Um die Stabilität der Flügelblätter 12, 12a im entfalteten Zustand des Flügels 11 zu vergrößern und gleichzeitig den Entfaltungsvorgang zu fördern, sind die Flügelblätter 12, 12a zweckmäßig in Richtung ihrer Längserstreckung gewölbt ausgebildet, so daß sie praktisch einen Teil eines Zylindermantels darstellen. Diese Wölbung kann den aus einem elastischen Werkstoff bestehenden Flügelblättern 12, 12a durch an sich bekannte Herstellungsverfahren, wie z. B. Walzen, aufgeprägt werden. Auf besonders einfache Weise kann die zweckmäßige Wölbung der Flügelblätter 12, 12a jedoch auch dadurch bewirkt werden, daß die Scharnierteile 13, 13a zur Befestigung der Flügelblätter 12, 12a einen Einspannschlitz aufweisen, der - entsprechend der gewünschten Wölbung - bogenförmig ausgebildet ist. Beim Einfalten der Flügel 11 wird die Wölbung der Flügelblätter 12, 12a zeitweilig flachgepreßt, so daß die Flügelblätter 12, 12a raumsparend eng übereinander zu liegen kommen. Die Flügelblätter 12, 12a tendieren jedoch dazu, die aufgeprägte Wölbung wieder einzunehmen, so daß dadurch der Entfaltungsvorgang gefördert wird. Diese Wölbung verleiht den Flügelblättern 12, 12a eine hervorragende Knickstabilität bei Druckbeanspruchung und sichert somit die vorteilhaften aerodynamischen Eigenschaften des Leitwerks. Quer zur ersten Wölbung ist den Flügelblättrn 12, 12a beispielsweise durch Walzen noch eine zweite Wölbung aufgeprägt, die ebenfalls ihre Entfaltung und ihre Stabilität im entfalteten Zustand fördert. Diese Wölbung trägt auch dazu bei, daß im entfalteten Zustand die Flügelblätter 12, 12a noch derart vorgespannt sind, daß die gleitbeweglich gelagerten Zapfen 31, 31a, 31b federnd in ihre Endlage gedrückt und dort gehalten werden. Um ein möglichst raumsparendes Unterbringen der Flügelblätter 12, 12a im eingefalteten Zustand des Flügels 11 zu ermöglichen, läuft das Scharnierteil 13 des Festlagers 17a nicht über die gesamte Breite des Flügelblatts 12, sondern läßt an beiden Seiten Platz für die im zusammengefalteten Zustand in Achsfluchtung liegenden zwei Teilscharniere des gelenkigen Gleitführungslagers 17. Damit sich bei der Zusammenfaltung des Flügels 11 die Flügelblätter 12, 12a im Bereich der Scharnierteile 13, 13a nicht behindern, enthält das mit dem Gleitführungslager 17 verbundene Flügelblatt 12a mittig eine fensterförmige Aussparung, während das mit dem gelenkigen Festlager 17 verbundene Flügelblatt 12 im Seitenbereich der Lagerstelle Ausnehmungen aufweist. Für bestimmte Anwendungsfälle ist es vorteilhaft, wenn der Flugkörper 10 um seine Längsachse rotiert, also einen Drall aufweist. Dieser Drall kann dem Flugkörper 10 auf einfache Weise dadurch verliehen werden, daß zumindest eines der Flügelblätter 12, 12a des Flügels 11 in Bezug auf die Längsachse des Flugkörpers 10 angestellt oder verwunden ist. Diese Anstellung wird zweckmäßig dadurch erreicht, daß die Gleitbahnen 15 unterschiedlich lang ausgebildet sind, so daß die Arretierstifte 32 mit unterschiedlichem Abstand vom Zapfen 31 einrasten und dadurch das mit ihnen verbundene Flügelblatt verwinden. FIG. 1 shows an enlarged cross section through part of the missile 10 according to FIG. 2 with a view of the side edges of a wing 11 of the tail unit. The wing 11 consists of two wing blades, 12, 12a, which are connected to one another on the tip side, for example riveted, and which are attached on the root side to separate bearings 17, 17a which can be changed in terms of their circumferential spacing in such a way that the wing blades 12, 12a in the unfolded state of the Wing 11, which is shown in Fig. 1, are set up like a roof. Although the blades 12, 12a themselves are made of an elastic and flexible material, such as. B. spring steel, a high-strength light alloy or made of a fiber-reinforced plastic, which facilitates their folding and placement in the volume of the missile 10, they form a very stable arrangement with excellent aerodynamic properties in the deployed state according to FIG. 1. One of the bearings 17, 17a is an articulated fixed bearing 17a, while the other bearing is an articulated sliding guide 1 ager. The exact structure of these bearings will be explained later with reference to other figures of the drawing (Fig. 4, Fig. 5). This bearing arrangement enables - as can be seen in detail from FIG. 3 - a shot-safe and space-saving accommodation of the wing 11 in the circumferential area of the missile 10, namely in the folded state, the wing blades 12, 12a are wrapped in the circumferential direction around the tail part of the missile 10. This principle is known from conventional winding tail units. However, these are only connected linearly to the outer surface of a projectile or missile and therefore do not have the stability required for precision approaches when expanded. In the folded state (Fig. 3), the wing blades 12, 12a of each wing 11 lie closely adjacent to one another, which is achieved in that the sliding guide bearing 17 is arranged in parallel directly next to the articulated fixed bearing 17a of each wing 11. In this embodiment, the wings 11, seen in the radial direction, can also be carried out for a comparatively long time and thus with regard to the aerodynamic requirements, since even these long wings can be accommodated in a space-saving manner. 3, the wing blades of a wing 11 cover at least the bearing area of an adjacent wing. 1, the bearings 17, 17a of the wing blades 12, 12a, on the other hand, are spaced apart from one another in the circumferential direction, so that the roof-shaped arrangement of the wing blades 13, 13a shown results. The wing blades 13, 13a reach this position in that the articulated sliding guide bearing 17 is removed from the fixed bearing 17a in the circumferential direction when the wing 11 is unfolded. The structure of the wing root and its attachment in the area of the bearings 17, 17a is explained in more detail below with reference to FIGS. 4 and 5. Fig. 4 shows a view of a part of the wing blade 12a and the shell 16 of the missile 10 with a view from the direction of arrow 4 according to Fig. 1. In Fig. 4 only details of the articulated sliding guide 17 are shown, while the articulated Fixed bearing 17a, to which the other blade 12 is attached, is not visible. 5, on the other hand, shows a section through the wing 11, along the line 5 - 5 according to FIG. 1 with a view of parts of the casing 16 of the missile 10. In this figure, the articulated fixed bearing 17a can also still be seen. Each bearing 17, 17a comprises a hinge part 13, 13a, which is rotatably mounted around a pin 31, 31a, 31b, which is fixedly arranged in the jacket 16 of the missile 10 and is slidably mounted. Each of the pins 31 consists of at least two parts 31a, 31b in order to facilitate the assembly of the wing blade 12, 12a. The wing leaves 12, 12a are fastened in the hinge parts 13, 13a, riveting or gluing preferably being offered for the fastening. The slidably mounted pin 31 of the articulated slide guide bearing 17 (FIG. 4) can slide in parallel slideways 15 between two end positions. In the first end position - in this case, the vanes 11 are folded in according to FIG. 3 - the pins 31 of both bearings 17, 17a are arranged immediately adjacent to one another. In the other end position, the pin 31 of the sliding guide bearing 17 is max. arranged away from the pin 31 of the articulated fixed bearing 17a, which corresponds to the unfolded state of the wing 11 according to FIG. 1. On the longitudinal axis of the slidably mounted pin 31 of the sliding guide bearing 17 there are two locking pins 32 slidably mounted in the longitudinal direction of the pin 31, which, loaded by compression springs 30, engage in a recess 15a there after reaching the end of a slideway 15 and thereby securely lock the wing blade 12a. In order to increase the stability of the wing blades 12, 12a in the unfolded state of the wing 11 and at the same time to promote the unfolding process, the wing blades 12, 12a are expediently curved in the direction of their longitudinal extent, so that they practically form part of a cylinder jacket. This curvature can the wing blades 12, 12a made of an elastic material by known manufacturing processes, such as. B. rollers are impressed. In a particularly simple manner, however, the expedient curvature of the wing leaves 12, 12a can also be brought about in that the hinge parts 13, 13a for fastening the wing leaves 12, 12a have a clamping slot which, in accordance with the desired curvature, has an arcuate shape. When the wings 11 are folded in, the curvature of the wing blades 12, 12a is temporarily pressed flat, so that the wing blades 12, 12a come to lie closely one above the other in a space-saving manner. The wing blades 12, 12a, however, tend to take up the embossed curvature again, so that the unfolding process is thereby promoted. This curvature gives the blades 12, 12a excellent resistance to buckling under pressure and thus ensures the advantageous aerodynamic properties of the tail unit. Transverse to the first curvature, a second curvature is also impressed on the wing blades 12, 12a, for example by rolling, which likewise promotes their unfolding and their stability in the unfolded state. This curvature also contributes to the fact that the wing blades 12, 12a are still biased in the unfolded state such that the slidably mounted pins 31, 31a, 31b are resiliently pressed into their end position and held there. In order to accommodate the wing blades 12, 12a in a space-saving manner To enable in the folded state of the wing 11, the hinge part 13 of the fixed bearing 17a does not run over the entire width of the wing blade 12, but leaves space on both sides for the two partial hinges of the articulated sliding guide bearing 17 lying in axial alignment when folded Folding of the wing 11 does not impede the wing blades 12, 12a in the area of the hinge parts 13, 13a, the wing blade 12a connected to the sliding guide bearing 17 contains a window-shaped recess in the middle, while the wing blade 12 connected to the articulated fixed bearing 17 has recesses in the side area of the bearing point. For certain applications, it is advantageous if the missile 10 rotates about its longitudinal axis, that is to say has a swirl. This swirl can be imparted to the missile 10 in a simple manner in that at least one of the wing blades 12, 12a of the wing 11 is turned or twisted with respect to the longitudinal axis of the missile 10. This employment is expediently achieved in that the slideways 15 are of different lengths, so that the locking pins 32 engage at different distances from the pin 31 and thereby twist the wing blade connected to them.

Claims

P a t e n t a n s r ü c h e Patent claims
1. Leitwerk mit entfaltbaren Flügeln für Geschosse und Flugkörper, d a d u r c h g e k e n n z e i c hn e t, daß jeder Flügel (11) zwei Flügelblätter (12, 12a) umfaßt, die spitzenseitig miteinander verbunden und wurzelseitig an getrennten, hinsichtlich ihres umfangs seit igen Abstands veränderbaren Lagern (17, 17a) derart befestigt sind, daß die Flügelblätter (12, 12a) im entfalteten Zustand der Flügel (11) dachartig aufgestellt sind.1. tail unit with deployable wings for projectiles and missiles, characterized in that each wing (11) comprises two wing blades (12, 12a) which are connected to one another on the tip side and on the root side on separate bearings (17, 17a) are fastened in such a way that the wing blades (12, 12a) are set up roof-like in the unfolded state of the wings (11).
2. Leitwerk nach Anspruch 1, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß die Lager (17, 17a) aus einem gelenkigen Festlager (17) und einem gelenkigen Gleitführungslager (17a) bestehen. 2. tail unit according to claim 1, characterized in that the bearings (17, 17a) consist of an articulated fixed bearing (17) and an articulated sliding guide bearing (17a).
3. Leitwerk nach einem der Ansprüche 1 und 2, d a d u r c h g ek e n n z e i c h n e t, daß jedes Lager (17, 17a) ein Scharnier teil (13, 13a) umfaßt, das um jeweils einen im Mantel (16) des Flugkörpers (10) fest angeordneten bzw. gleitbeweglich gelagerten Zapfen (31, 31a, 31b) drehbar gelagert ist.3. tail unit according to one of claims 1 and 2, dadurchg ek indicates that each bearing (17, 17a) comprises a hinge part (13, 13a), one around each in the jacket (16) of the missile (10) fixedly arranged or the pin (31, 31a, 31b) is mounted so that it can slide.
4. Leitwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 3, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß jeder Zapfen (31, 31a, 31b) mindestens aus zwei Teilen (31a, 31b) besteht.4. tail unit according to one of claims 1 to 3, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t that each pin (31, 31a, 31b) consists of at least two parts (31a, 31b).
5. Leitwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 4, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß auf der Längsachse des gleitbeweglich gelagerten Zapfens (31) liegend zwei in Längsrichtung des Zapfens (31) gleitbar gelagerte Arretierstifte5. tail unit according to one of claims 1 to 4, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t that lying on the longitudinal axis of the slidably mounted pin (31) two in the longitudinal direction of the pin (31) slidably mounted locking pins
(32) vorgesehen sind, die, durch Druckfedern (30) belastet, nach Erreichen des Endes einer Gleitbahn (15) in eine dort angeordnete Vertiefung (15a) einrasten und dadurch das Flügelblatt (12a) verriegeln.(32) are provided, which, loaded by compression springs (30), snap into a recess (15a) arranged there after reaching the end of a slideway (15) and thereby lock the wing blade (12a).
6. Leitwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 5, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß die Flügelblätter (12, 12a) mindestens um eine Achse gewölbt ausgebildet sind. 6. tail unit according to one of claims 1 to 5, characterized in that the wing blades (12, 12a) are arched at least about an axis.
7. Leitwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 6, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß die Flügelblätter (12, 12a) mit den Scharnierteilen (13, 13a) verbunden, vorzugsweise vernietet sind, und daß die Wölbung der Flügelblätter (12, 12a) diesen durch eine entsprechende Formgebung des in den Scharnierteilen (13, 13a) für das Einspannen der Flügelblätter vorgesehenen Einspannschlitzes aufgeprägt ist.7. tail unit according to one of claims 1 to 6, characterized in that the wing blades (12, 12a) with the hinge parts (13, 13a) are connected, preferably riveted, and that the curvature of the wing blades (12, 12a) this by a corresponding The shape of the clamping slot provided in the hinge parts (13, 13a) for clamping the wing blades is stamped.
8. Leitwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 7, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß die Gleitbahnen (15) unterschiedlich lang ausgebildet sind, so daß die Arretierstifte (32) mit unterschiedlichem Abstand vom Zapfen (31) einrasten und dadurch das mit ihnen verbundene Flügelblatt (12a) verwinden.8. tail unit according to one of claims 1 to 7, characterized in that the slideways (15) are of different lengths, so that the locking pins (32) engage at different distances from the pin (31) and thereby the wing blade (12a) connected to them get over.
9. Leitwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 8, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß die Flügelblätter (12, 12a) auch im entfalteten Zustand noch derart vorgespannt sind, daß die gleitbeweglich gelagerten Zapfen (31, 31a, 31b) durch Federkraft in Endlage gehalten werden. 9. tail unit according to one of claims 1 to 8, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t that the wing blades (12, 12a) are still biased in the unfolded state such that the slidably mounted pins (31, 31a, 31b) are held in the end position by spring force.
EP85904619A 1984-09-25 1985-09-06 Tail unit with collapsible wings Expired EP0232267B1 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE3435063 1984-09-25
DE3435063 1984-09-25

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP0232267A1 true EP0232267A1 (en) 1987-08-19
EP0232267B1 EP0232267B1 (en) 1989-03-29

Family

ID=6246238

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP85904619A Expired EP0232267B1 (en) 1984-09-25 1985-09-06 Tail unit with collapsible wings

Country Status (5)

Country Link
US (1) US4699334A (en)
EP (1) EP0232267B1 (en)
DE (3) DE8428118U1 (en)
ES (1) ES296987Y (en)
WO (1) WO1986002154A1 (en)

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3618956C1 (en) * 1986-06-05 1987-11-19 Rheinmetall Gmbh Tail unit with deployable wings for projectiles and missiles
DE3618958C1 (en) * 1986-06-05 1987-06-25 Rheinmetall Gmbh Tail unit with deployable wings
US4796835A (en) * 1986-12-17 1989-01-10 The Marquardt Company Projectile
US4752052A (en) * 1986-12-17 1988-06-21 The Marquardt Company Projectile
DE3916690C1 (en) * 1989-05-23 1998-10-01 Bodenseewerk Geraetetech Fold-out wing arrangement for missiles
US5615846A (en) * 1994-11-04 1997-04-01 Gec Marconi Dynamics Inc. Extendable wing for guided missles and munitions
SE508857C2 (en) * 1997-03-25 1998-11-09 Bofors Ab Fine stabilized base bleed grenade
SE508858C2 (en) * 1997-03-25 1998-11-09 Bofors Ab Fine stabilized grenade
US6186443B1 (en) 1998-06-25 2001-02-13 International Dynamics Corporation Airborne vehicle having deployable wing and control surface
DE102006006160B4 (en) * 2006-02-10 2017-05-24 Mbda Deutschland Gmbh Winding wing for a missile
US7841559B1 (en) 2006-02-16 2010-11-30 Mbda Incorporated Aerial vehicle with variable aspect ratio deployable wings
DE102006022248B3 (en) 2006-05-12 2007-11-08 Lfk-Lenkflugkörpersysteme Gmbh Retaining device on wrapped wings of flying object, allowing reliable release of wings into working position, comprises controlled release holder on one wing and cooperating fixtures on others
DE102006044945A1 (en) * 2006-09-22 2008-04-03 Lfk-Lenkflugkörpersysteme Gmbh Storage and locking for a winding wing
RU2453476C2 (en) * 2010-02-08 2012-06-20 Юрий Михайлович Киселев Aircraft container for rescue of passengers
US8946607B2 (en) 2011-12-13 2015-02-03 The Boeing Company Mechanisms for deploying and actuating airfoil-shaped bodies on unmanned aerial vehicles
US8698059B2 (en) * 2012-05-03 2014-04-15 Raytheon Company Deployable lifting surface for air vehicle
US10124880B1 (en) * 2016-02-03 2018-11-13 Lockheed Martin Corporation Rotatable control surface assembly for an unmanned aerial vehicle
DE102017003797A1 (en) 2017-04-19 2018-10-25 Mbda Deutschland Gmbh TWO-DIVIDED FLIP BODIES FOR AIRCRAFT CONSTRUCTION WORKS

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE30264C (en) * CH. TH. M. V. de bange in Paris Firing device for guns
GB189523823A (en) * 1895-12-12 1896-11-14 Martns Stevenson Calvert Improvements in Projectiles.
GB745252A (en) * 1953-07-29 1956-02-22 Ml Aviation Co Ltd Improvements relating to rocket propelled projectiles
US2923241A (en) * 1957-09-09 1960-02-02 Aerojet General Co Folding stabilizing fins
US3103886A (en) * 1960-10-13 1963-09-17 Charles H Popenoe Coiling fin for tube launched missiles
DE1297514B (en) * 1965-08-03 1969-06-12 Dynamit Nobel Ag Tail unit for missiles
US4203569A (en) * 1977-10-17 1980-05-20 Bei Electronics, Inc. Fin and nozzle unit for a free-flight rocket
US4351499A (en) * 1979-09-24 1982-09-28 General Dynamics Double fabric, retractable, self-erecting wing for missle

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See references of WO8602154A1 *

Also Published As

Publication number Publication date
DE3569151D1 (en) 1989-05-03
EP0232267B1 (en) 1989-03-29
DE3533994A1 (en) 1986-04-30
WO1986002154A1 (en) 1986-04-10
DE3533994C2 (en) 1996-10-24
ES296987Y (en) 1989-03-16
DE8428118U1 (en) 1986-07-03
US4699334A (en) 1987-10-13
ES296987U (en) 1988-09-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP0232267B1 (en) Tail unit with collapsible wings
DE2828251C1 (en) Bullet ammunition with bullet and flammable or partially flammable sleeve
DE602004005957T2 (en) Device for deploying and controlling the control surfaces of a projectile
DE19906969B4 (en) Tail-stabilized projectile that can be fired from a weapon barrel
DE3000347A1 (en) PROTECTIVE DEVICE FOR COMBAT CARS WITH TUBE
DE2342783A1 (en) FLOOR EQUIPPED WITH A TAIL UNIT FOR SHOT DOWN FROM A PIPE
DE2558354A1 (en) SPACESHIP
DE3301873A1 (en) MISSILE
DE3732674A1 (en) INTERNAL HANDLE FOR A MOTOR VEHICLE
CH660418A5 (en) BULLET WITH A SELF-RE-ESTABLING FLOOR LEAD, IN PARTICULAR FOR ARTILLERY PROTECTORS.
DE3618958C1 (en) Tail unit with deployable wings
DE1954953C3 (en) Stabilizing fin assembly for projectiles
DE1703722A1 (en) Projectile with retractable tail fins
DE3618956C1 (en) Tail unit with deployable wings for projectiles and missiles
DE2609932C2 (en) Folding tail for missiles
DE2857442A1 (en) SAIL RECORDING AND DELIVERY MAGAZINE FOR A SAILING CARRIER
CH692142A5 (en) Payload part of a missile with a payload fairing and a central part.
DE3838735C2 (en) Folding wing, especially for one floor
DE3422231A1 (en) DEVICE FOR AERODYNAMICALLY BRAKING THE ROTATIONAL MOVEMENT OF A BODY
EP0157211A1 (en) Case for a propellant charge
DE3340501C2 (en) Floor with fold-out wings
DE2820401C2 (en) Sealing arrangement for a shaft
DE3447852C2 (en)
DE19941555C5 (en) missile
CH661347A5 (en) FLOOR WITH AN ASSEMBLY FROM A NUMBER OF SELF-REARING WINGS, ESPECIALLY FOR ARTILLERY PROTECTION.

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

17P Request for examination filed

Effective date: 19861008

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): DE FR GB IT SE

17Q First examination report despatched

Effective date: 19871126

ITF It: translation for a ep patent filed

Owner name: CALVANI SALVI E VERONELLI S.R.L.

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): DE FR GB IT SE

GBT Gb: translation of ep patent filed (gb section 77(6)(a)/1977)
REF Corresponds to:

Ref document number: 3569151

Country of ref document: DE

Date of ref document: 19890503

ET Fr: translation filed
PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SE

Payment date: 19890809

Year of fee payment: 5

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Payment date: 19890830

Year of fee payment: 5

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Payment date: 19890831

Year of fee payment: 5

PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

26N No opposition filed
PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Effective date: 19900906

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SE

Effective date: 19900907

ITTA It: last paid annual fee
GBPC Gb: european patent ceased through non-payment of renewal fee
PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Effective date: 19910530

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: ST

EUG Se: european patent has lapsed

Ref document number: 85904619.5

Effective date: 19910527

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Payment date: 20000830

Year of fee payment: 16

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20020501