EP0232267B1 - Leitwerk mit entfaltbaren flügeln - Google Patents

Leitwerk mit entfaltbaren flügeln Download PDF

Info

Publication number
EP0232267B1
EP0232267B1 EP85904619A EP85904619A EP0232267B1 EP 0232267 B1 EP0232267 B1 EP 0232267B1 EP 85904619 A EP85904619 A EP 85904619A EP 85904619 A EP85904619 A EP 85904619A EP 0232267 B1 EP0232267 B1 EP 0232267B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
leaves
wing
tail unit
pin
fact
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
Application number
EP85904619A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP0232267A1 (de
Inventor
Dieter Böder
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/de
Application granted granted Critical
Publication of EP0232267B1 publication Critical patent/EP0232267B1/de
Expired legal-status Critical Current

Links

Images

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.
  • a tail unit of the type mentioned is known from DE-C-3 026 409.
  • This Leitverk 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 take up a relatively large space within the missile and thus represent a considerable dead load component. 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.
  • each wing comprising two wing blades, which are connected on the tip side and are attached on the root side to separate bearings which can be changed in terms of their circumferential spacing, the wing blades in deployed roof-like condition.
  • a particularly disadvantage of these known wings is that the wing blades are not constructed symmetrically to one another.
  • the invention has for its object to provide a tail unit of the type mentioned, which can be manufactured inexpensively and withstands the highest acceleration stresses when firing projectiles and has a high stability against laterally acting air forces.
  • Fig. 2 shows a schematic, perspective view of a missile 10 with a tail unit arranged in the rear area and comprising expandable wing 11. Missiles of this type and projectiles are fired from launchers or from large-caliber barrel weapons and are intended to reach point targets at great distances 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 of that intended for payloads To claim the volume of the missile / projectile.
  • Fig. 1 shows an enlarged view of a cross section through part of the missile 10 of FIG. 2 with a view of the side edges of a wing 11 of the tail unit.
  • the vane 11 is composed of two diegelblä t tern, 12, 12a, the tip side connected to each other, for example riveted, and the root side variable to separate, with respect to their circumferential spacing bearings 17, 17a are mounted so that the blades 12, 12 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.
  • One of the bearings 17, 17a is an articulated fixed bearing 17a, while the other bearing is an articulated sliding guide bearing. The exact structure of these bearings will be explained in more detail 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-proof and space-saving accommodation of the wing 11 in the peripheral region of the missile 10, namely in the folded state, the wing blades 12, 12a are wound circumferentially around the rear part of the missile 10.
  • This principle is known per se from conventional winding tail units. However, these are only connected linearly to the outer surface of a projectile or missile and therefore, when unfolded, do not have the stability required for precision approaches.
  • the wing blades 12, 12 a 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 17 a of each wing 11.
  • the wings 11, seen in the radial direction can also be made comparatively long and therefore optimal in terms of 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.
  • 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.
  • 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 jacket 16 of the missile 10 with a view from the direction of the arrow 4 according to FIG. 1. Only details of the articulated sliding guide bearing 17 are shown in FIG. 4, while the articulated fixed bearing 17a, to which the other wing 12 is attached is not visible.
  • FIG. 5, 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 31 a, 31 b 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 extension, 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 blades 12, 12a can also be brought about in that the hinge parts 13, 13a have a clamping slot for fastening the wing blades 12, 12a, which slot is arc-shaped in accordance with the desired curvature.
  • 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 wing blades 12, 12a excellent kink stability 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 in such a way 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 leaf 12, but leaves space on both sides for the two lying in alignment in the folded state Partial hinges of the articulated sliding guide bearing 17.
  • the wing leaf 12a connected to the sliding guide bearing 17 contains a window-shaped recess in the middle, while that with the articulated fixed bearing 17 connected wing blade 12 has recesses in the side region of the bearing.
  • the missile 10 is around its Longitudinal axis rotates, i.e. has a twist.
  • 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)
  • Tents Or Canopies (AREA)
  • Pivots And Pivotal Connections (AREA)

Description

  • Die Erfindung betrifft ein Leitwerk mit entfaltbaren Flügeln für Geschosse und Flugkörper.
  • Ein Leitwerk der eingangs genannten Art ist aus der DE-C-3 026 409 bekannt. Dieses Leitverk 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 großen 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.
  • Aus der GB-A-745 252 ist ein Leitwerk mit entfaltbaren Flügeln gemäß Oberbegriff des Anspruches 1 bekannt, wobei jeder Flügel zwei Flügelblätter umfaßt, die spitzenseitig miteinander verbunden und wurzelseitig an getrennten, hinsichtlich ihres umfangsseitigen Abstands veränderbaren Lagern befestigt sind, wobei die Flügelblätter im entfalteten Zustand dachartig aufgestellt sind. Besonders nachteilig bei diesen bekannten Flügeln ist, daß die Flügelblätter nicht symmetrisch zu einander aufgebaut sind.
  • Dadurch ergibt sich eine relativ geringe Stabilität, weil die Flügel bei seitlich angreifenden Luftkräften zusammenklappen können. Dieses wird insbesondere noch dadurch unterstützt, daß jeweils eines der beiden Flügelblätter nach innen, d. h. zum anderen Flügelblatt hin gewölbt ist.
  • Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Leitwerk der eingangs erwähnten Art anzugeben, das preiswert hergestellt werden kann und höchsten Beschleunigungsbeanspruchungen beim Abschuß von Geschossen standhält und gegenüber seitlich angreifenden Luftkräften eine hohe Stabilität aufweist.
  • Diese Aufgabe wird durch die in Patentanspruch 1 angegebene Erfindung gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung gehen aus den Unteransprüchen hervor.
  • Die Erfindung wird nachfolgend unter Bezug auf die Zeichnung näher erläutert. Dabei zeigt:
    • Fig. 1: einen Querschnitt durch einen Teil des Flugkörpers nach Fig. 2 mit Blickrichtung auf die Seitenkanten eines Leitwerksflügels;
    • Fig. 2: eine perspektivische und stark schematisierte Darstellung eines Flugkörpers mit einem entfaltbare Flügel umfassenden Leitwerk;
    • Fig. 3: einen Querschnitt durch den Flugkörper im Bereich des Leitwerks mit eingefalteten Flügeln;
    • Fig. 4: eine Detaildarstellung eines Flügels mit Blickrichtung gemäß Pfeil 3 aus Fig. 1;
    • Fig. 5: eine Schnittdarstellung durch den Flügel gemäß Linie 5 - 5 nach Fig. 1.
  • Fig. 2 zeigt in schematisierter, perspektivischer Darstellung 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 mit möglichst 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.
  • 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 Gleitführungslager 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 Umfangsbereich 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 Wickelleitwerken 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 Ausführungsform 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 voneinander 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 Gleitführungslagers 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, 31 a, 31 b drehbar gelagert ist. Jeder der Zapfen 31 besteht aus mindestens zwei Teilen 31 a, 31 b, 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 entfaltenen 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 Flügelblättern 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, 31 b 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.

Claims (6)

1. Leitwerk mit entfaltbaren Flügeln (11) für Geschosse und Flugkörper (10) wobei jeder Flügel (11) zwei Flügelblätter (12, 12a) umfaßt, die spitzenseitig miteinander verbunden und wurzelseitig an getrennten, hinsichtlich ihres umfangsseitigen Abstands veränderbaren Lagern (17,17a) derart befestigt sind, daß die Flügelblätter (12, 12a) im entfalteten Zustand der Flügel (11) dachartig aufgestellt, daß die Lager (17, 17a) aus einem Festlager (17) und einem gelenkigen Gleitführungslager (17a) bestehen, und daß das Gleitführungslager (17a) ein Scharnierteil (13) umfaßt, das um jeweils einen im Mantel (16) des Flugkörpers (10) gleitbeweglich gelagerten Zapfen (31) drehbar gelagert ist, dadurch gekennzeichnet, daß auch das Festlager (17) gelenkig ist und um einen Zapfen (31) drehbar gelagert ist, daß die zwei Flügelblätter (12, 12a) symmetrisch zueinander aufgebaut sind; und daß die Flügelblätter (12, 12a) jeweils in ihrer Längsrichtung und senkrecht zu dieser Richtung gewölbt ausgebildet sind.
2. Leitwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß jeder Zapfen (31, 31 a, 31 b) mindestens aus zwei Teilen (31 a, 31 b) besteht.
3. Leitwerk nach einem der Ansprüche 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß auf der Längsachse des gleitbeweglich gelagerten Zapfen (31) liegend zwei in Längsrichtung des Zapfens (31) gleitbar gelagerte Arretierstifte (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.
4. Leitwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, 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.
5. Leitwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, 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.
6. Leitwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Flügelblätter (12, 12a) auch im entfalteten Zustand noch derart vorgespannt sind, daß die gleitbeweglich gelagerten Zapfen (31, 31a, 31 b) durch Federkraft in Endlage gehalten werden.
EP85904619A 1984-09-25 1985-09-06 Leitwerk mit entfaltbaren flügeln Expired EP0232267B1 (de)

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 EP0232267A1 (de) 1987-08-19
EP0232267B1 true EP0232267B1 (de) 1989-03-29

Family

ID=6246238

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP85904619A Expired EP0232267B1 (de) 1984-09-25 1985-09-06 Leitwerk mit entfaltbaren flügeln

Country Status (5)

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

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3618956C1 (de) * 1986-06-05 1987-11-19 Rheinmetall Gmbh Leitwerk mit entfaltbaren Fluegeln fuer Geschosse und Flugkoerper
DE3618958C1 (de) * 1986-06-05 1987-06-25 Rheinmetall Gmbh Leitwerk mit entfaltbaren Fluegeln
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 (de) * 1989-05-23 1998-10-01 Bodenseewerk Geraetetech Ausklappbare Flügelanordnung für Flugkörper
US5615846A (en) * 1994-11-04 1997-04-01 Gec Marconi Dynamics Inc. Extendable wing for guided missles and munitions
SE508858C2 (sv) * 1997-03-25 1998-11-09 Bofors Ab Fenstabiliserad granat
SE508857C2 (sv) * 1997-03-25 1998-11-09 Bofors Ab Fenstabiliserad base-bleedgranat
US6186443B1 (en) 1998-06-25 2001-02-13 International Dynamics Corporation Airborne vehicle having deployable wing and control surface
DE102006006160B4 (de) * 2006-02-10 2017-05-24 Mbda Deutschland Gmbh Wickelflügel für einen Flugkörper
US7841559B1 (en) 2006-02-16 2010-11-30 Mbda Incorporated Aerial vehicle with variable aspect ratio deployable wings
DE102006022248B3 (de) * 2006-05-12 2007-11-08 Lfk-Lenkflugkörpersysteme Gmbh Vorrichtung an Wickelflügeln eines Flugkörpers
DE102006044945A1 (de) * 2006-09-22 2008-04-03 Lfk-Lenkflugkörpersysteme Gmbh Lagerung und Verriegelung für einen Wickelflügel
RU2453476C2 (ru) * 2010-02-08 2012-06-20 Юрий Михайлович Киселев Авиационный контейнер для эвакуации пассажиров
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 (de) 2017-04-19 2018-10-25 Mbda Deutschland Gmbh Zweigeteilter klappflügel für flugkörperleitwerke

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE30264C (de) * CH. TH. M. V. de bange in Paris Abfeuerungsvorrichtung für Geschütze
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 (de) * 1965-08-03 1969-06-12 Dynamit Nobel Ag Leitwerk fuer Raketen
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

Also Published As

Publication number Publication date
DE8428118U1 (de) 1986-07-03
DE3533994A1 (de) 1986-04-30
ES296987U (es) 1988-09-01
DE3569151D1 (en) 1989-05-03
DE3533994C2 (de) 1996-10-24
WO1986002154A1 (en) 1986-04-10
US4699334A (en) 1987-10-13
EP0232267A1 (de) 1987-08-19
ES296987Y (es) 1989-03-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP0232267B1 (de) Leitwerk mit entfaltbaren flügeln
DE2342783C2 (de) Mit einem Leitwerk versehenes Geschoß
DE2828251C1 (de) Patronierte Munition mit Geschoss und verbrennbarer oder teilverbrennbarer Huelse
DE3000347A1 (de) Schutzvorrichtung fuer kampfwagen mit geschuetzrohr
DE2728388C2 (de) Leitwerk für ein mit Überschallgeschwindigkeit vorantreibbares Projektil
DE3301873A1 (de) Flugkoerper
DE3234267C2 (de) Ausfahrbare Strebenanordnung für einen sich selbst aufrichtenden Flügel
DE3618958C1 (de) Leitwerk mit entfaltbaren Fluegeln
DE3918244A1 (de) Von einem flugkoerper wegklappbarer fluegel
DE3618956C1 (de) Leitwerk mit entfaltbaren Fluegeln fuer Geschosse und Flugkoerper
DE1954953C3 (de) Stabilisierungsflossenanordnung für Geschosse
DE1703722A1 (de) Projektil mit einziehbaren Schwanzflossen
EP1818646B1 (de) Wickelflügel für einen Flugkörper
EP3392603B1 (de) Zweigeteilter klappflügel für flugkörperleitwerke
DE2609932C2 (de) Klappleitwerk für Flugkörper
DE3422231A1 (de) Einrichtung zum aerodynamischen abbremsen der rotationsbewegung eines koerpers
DE3403508A1 (de) Flugkoerper
DE1203647B (de) Flossenleitwerk, insbesondere fuer Raketengeschosse
DE2635676A1 (de) Leitwerk fuer raketen
DE3234269A1 (de) Fluegelgehaeuse und deckelausloesemechanik fuer selbstaufrichtende fluegel
DE3447852C2 (de)
DE19941555C5 (de) Flugkörper
DE3408585A1 (de) Fluegelstabilisiertes geschoss
DE8615207U1 (de) Leitwerk mit entfaltbaren Flügeln
DE2134421C3 (de) Kupplungsvorrichtung zum sicheren Festhalten eines selbstgetriebenen, insbesondere rückstoßgetriebenen, mit einem Leitwerk versehenen Projektils in seinem Behälter

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