EP0802389B1 - Engin volant à aile déployable - Google Patents

Engin volant à aile déployable Download PDF

Info

Publication number
EP0802389B1
EP0802389B1 EP19970400838 EP97400838A EP0802389B1 EP 0802389 B1 EP0802389 B1 EP 0802389B1 EP 19970400838 EP19970400838 EP 19970400838 EP 97400838 A EP97400838 A EP 97400838A EP 0802389 B1 EP0802389 B1 EP 0802389B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
wing
fuselage
fact
state
body according
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Lifetime
Application number
EP19970400838
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP0802389A1 (fr
Inventor
Bernard Paysant
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.)
Aerospatiale Matra
Original Assignee
Aerospatiale Matra
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 Aerospatiale Matra filed Critical Aerospatiale Matra
Publication of EP0802389A1 publication Critical patent/EP0802389A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP0802389B1 publication Critical patent/EP0802389B1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime 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 flying object such that a missile equipped with a deployable wing authorizing its storage and transport under an aircraft, when the wing occupies a folded or retracted state.
  • the wing When the flying object is stored or loaded under an aircraft, the wing is in a state folded, in which it is wrapped around the fuselage. Keeping the wing in this folded position is ensured by a retention mechanism whose release is automatically controlled when the machine is dropped. The intrinsic elasticity of the plate in which the wing is formed then brings this one automatically in a deployed state. The wing is then spread of the fuselage of the craft to present in section a substantially semi-circular shape.
  • the plate forming the deployable wing has a profile thin rectangular which remains unchanged when the wing goes from its folded state to its deployed state, and vice versa. Furthermore, that the wing must have a low modulus of elasticity associated with a low thickness so to be able to be wound on the fuselage. The wing deployed therefore has a transverse bending rigidity and in relatively low torsion. That risks create mechanical and aerodynamic malfunctions at extreme speeds and load factors.
  • the main object of the invention is a flying machine equipped with a deployable wing operating according to the principle described in document EP-A-0 622 604, but designed so that the wing has significantly improved rigidity and profile in its deployed state, without maintaining wing in its folded state is more difficult to achieve.
  • this result is obtained by means of a flying object comprising a fuselage and a deployable wing connected to the fuselage by arms articulated so as to be able to occupy a folded state, in which the wing is wrapped around the fuselage, and a deployed state, in which the wing is moved away from the fuselage, characterized in that the profile of the wing along the cross section passing through the longitudinal axis of the craft has a higher moment of inertia in its deployed state than in its folded state.
  • the wing has a curved profile relatively thick in its deployed state and profile relatively thin rectangular in its folded state.
  • the wing preferably comprises at least one strip whose natural state corresponds to relatively thick curved profile and a flattened state, obtained by winding the strip on the fuselage, corresponds to the relatively thin rectangular profile.
  • the wing can then be formed of two bands connected at a leading edge and along a trailing edge of the wing, so that a naturally concave face of each of the bands either turned to the other band.
  • the inertia of the wing in its deployed state is increased in both bending and torsion, so that only the inertia in bending is increased when the wing is formed of a single band.
  • the wing can then be formed either two strips of metallic foil, welded edges to edges, either of two strips of composite material, glued edges to edges.
  • the latter advantageously comprises at least two deployable wings connected to the fuselage independently of each other, by arms articulated, these wings being offset one with respect to the other in a longitudinal direction and forming a substantially complete ring when observed in this longitudinal direction.
  • reference 10 designates part of the fuselage of a flying object such than a missile according to the invention. More precisely, the part shown is a central part of the fuselage, of circular section, which is located between a tapered front end (not shown) and a rear end generally equipped with a device propulsion, ailerons and control surfaces (not shown).
  • the flying machine further comprises two deployable wings 12a and 12b.
  • Each of these wings 12a and 12 is connected to the fuselage 10 by three articulated arms 13a, 14a, 15a and 13b, 14b, .15b, respectively.
  • the two deployable wings 12a and 12b are designed to be able to occupy a folded state, allowing their storage and their transport under an aircraft, as well that a deployed state, serving to increase the range of the craft during its flight.
  • the folded state of the wings 12a and 12b is such that each of the wings is rolled up around the fuselage 10 so as to be pressed against this latest.
  • Each of the wings then presents practically the shape of a circle surrounding almost all of the fuselage in section along a plane perpendicular to the longitudinal axis X-X of the machine.
  • a retention mechanism such as a fastener interposed between the two then adjacent ends of the wing. This mechanism is automatically released when dropping or launching the flying object.
  • each of the wings 12a and 12b is moved away from the fuselage 10 while being maintained at a substantially uniform distance from it by the articulated arms 13a, 14a, 15a and 13b, 14b, .15b.
  • Each wings 12a and 12b therefore present in section the shape of an arc close to a Semi circle.
  • the mounting of the wings 12a and 12b on the fuselage 10 is produced symmetrically with respect to a plane passing through the longitudinal axis X-X of this fuselage, so that the wings 12a and 12b form a substantially complete ring when they are observed in a parallel longitudinal direction to this axis.
  • the wings deployed 12a and 12b then behave like a wing single forming a continuous ring around the fuselage of the craft.
  • the behavior of the set constituted by the wings 12a and 12b is therefore practically independent possible changes in direction of the craft during his flight.
  • the wings 12a and 12b have a different inertia, depending on whether they occupy their deployed state or their folded state. More specifically, this inertia is significantly more high when the wings occupy their extended state than when they occupy their folded state.
  • This characteristic provides relatively easy maintenance wings in their folded state while giving them a much higher rigidity, especially in transverse bending and preferably in torsion, in their state deployed. We are thus guaranteed not to create a malfunction mechanical or aerodynamic in extreme speed and load factor conditions.
  • the wing 12a is constituted by a strip 16a, flexible and elastic which naturally presents in cross section, that is to say along a plane passing through the axis longitudinal XX, approximately the shape of a hanger whose concave side faces the fuselage 10.
  • the band 16a tends to take back when its retention mechanism is released, and which corresponds to the deployed state of wing 12a, the latter has a relatively thick curved profile. Consequently, the inertia of the wing 12a is then relatively high. This therefore prevents it from being subjected to detrimental deformations under conditions extremes of theft.
  • the relatively convex profile wing 12a thick in its extended state also improves the aerodynamic behavior of this during the flight of the flying object.
  • each of the wings 12a and 12b is connected to the fuselage 10 by three articulated arms 13a, 14a, 15a and 13b, 14b, .15b.
  • the arms 13a, 14a and 13b, 14b are in the form of arcs of a circle complementary to the form presented in section by the fuselage 10.
  • these arms 13a, 14a and 13b, 14b are interposed between the two ends of the corresponding wing 12a, 12b and the fuselage, and they're hinged on these parts by hinges 18a, 19a, 20a, 21a (figure 2).
  • the third articulated arm 15a is placed at equal distance of the first two arms 13a, 14a between the fuselage 10 and wing 12a and it appears under the form of two sections of arms 22a, 23a, articulated between them by a hinge 24a and articulated respectively on the fuselage 10 and on the wing 12a in pairs other hinges 25a and 26a.
  • Each of the two sections 22a, 23a of this third arm 15a has a complementary shape of the shape presented in section by the fuselage 10, so that these sections fold back one on the other against the fuselage, when the wing 16a is folded over the latter ( Figure 2).
  • the hinges 18a, 19a, 20a, 21a, 24a, 25a and 26a are for example formed by legs fixed to the fuselage 10 or wing 12a by rivets or by means an adhesive.
  • the articulations themselves are ensured by wicks of "Kevlar” (registered trademark) coated with flexible resin.
  • the wing 12a is constituted by the assembly of two bands 16a and 17a, flexible and elastic, connected to each other according to the leading edge and along the trailing edge of the wing. More specifically, this connection is made in such a way so that the strips 16a and 17a have faces naturally turned towards each other.
  • the behavior of the wing 12a thus produced is comparable to that described above, that is to say that the wing has a curved profile relatively thick when in a deployed state and a relatively thin rectangular profile when occupies its folded state. By the way, the wing naturally regains its deployed form and relatively thick, as soon as the means of retention are released.
  • this embodiment has the advantage, compared in case only one strip is used to form the wing, to increase both torsional rigidity and bending stiffness, when passing to the state deployed.
  • the strip (s) 16a and 17a constituting the deployable wing 12a can be metallic foil tapes or material tapes composite.
  • two bands are associated to form the wing, they are welded edges to edges when made by tinsel and they are glued edge to edge when made made of composite material.
  • the flying object according to the invention can also be equipped with a single deployable wing presenting a profile which varies when the wing passes from its folded state to its deployed state and vice versa.

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Toys (AREA)

Description

Domaine technique
L'invention concerne un engin volant tel qu'un missile équipé d'une aile déployable autorisant son stockage et son emport sous un aéronef, lorsque l'aile occupe un état plié ou rétracté.
Etat de la technique
Comme l'illustre notamment le document EP-A-0 622 604, il est connu d'équiper un engin volant tel qu'un missile d'une aile constituée par une plaque souple reliée au fuselage de l'engin par des bras articulés.
Lorsque l'engin volant est stocké ou embarqué sous un aéronef, l'aile se trouve dans un état plié, dans lequel elle est enroulée autour du fuselage. Le maintien de l'aile dans cette position pliée est assuré par un mécanisme de rétention dont la libération est commandée automatiquement lors du largage de l'engin. L'élasticité intrinsèque de la plaque dans laquelle l'aile est formée amène alors celle-ci automatiquement dans un état déployé. L'aile est alors écartée du fuselage de l'engin pour présenter en section une forme sensiblement semi-circulaire.
La présence d'une telle aile sur un engin volant permet d'accroítre la portée de cet engin en augmentant sa portance lors du vol.
Dans les engins volants de ce type, la plaque formant l'aile déployable présente un profil rectangulaire mince qui reste inchangé lorsque l'aile passe de son état plié dans son état déployé, et inversement. Par ailleurs, que l'aile doit présenter un bas module d'élasticité associé à une épaisseur faible afin de pouvoir être enroulée sur le fuselage. L'aile déployée présente donc une rigidité en flexion transversale et en torsion relativement faible. Cela risque de créer des dysfonctionnements mécaniques et aérodynamiques aux vitesses et facteurs de charge extrêmes.
D'autre part, même si le profil rectangulaire mince d'une aile ainsi conçue peut être acceptable pour un vol de courte portée, il présente des coefficients aérodynamiques désavantageux qu'il apparaít souhaitable d'améliorer.
En outre, le principe même d'une aile déployable susceptible de s'enrouler sur le fuselage d'un engin volant pour assurer son stockage conduit à une aile de section sensiblement semi-circulaire lorsqu'elle est déployée. Cela entraíne une dissymétrie qui peut poser certains problèmes, notamment lors des changements de direction éventuels de l'engin volant, comme l'illustre également le document EP-A-0 622 604.
Exposé de l'invention
L'invention a principalement pour objet un engin volant équipé d'une aile déployable fonctionnant selon le principe décrit dans le document EP-A-0 622 604, mais conçu de telle sorte que l'aile présente une rigidité et un profil sensiblement améliorés dans son état déployé, sans pour autant que le maintien de l'aile dans son état plié soit plus difficile à réaliser.
Conformément à l'invention, ce résultat est obtenu au moyen d'un engin volant comprenant un fuselage et une aile déployable reliée au fuselage par des bras articulés de façon à pouvoir occuper un état plié, dans lequel l'aile est enroulée autour du fuselage, et un état déployé, dans lequel l'aile est écartée du fuselage, caractérisé par le fait que le profil de l'aile suivant la section transversale passant par l'axe longitudinal de l'engin présente un moment d'inertie plus élevé dans son état déployé que dans son état plié.
Dans une forme de réalisation préférentielle de l'invention, l'aile présente un profil bombé relativement épais dans son état déployé et un profil rectangulaire relativement mince dans son état plié.
A cet effet, l'aile comprend de préférence au moins une bande dont un état naturel correspond au profil bombé relativement épais et dont un état aplati, obtenu par un enroulement de la bande sur le fuselage, correspond au profil rectangulaire relativement mince.
Avantageusement, l'aile peut alors être formée de deux bandes reliées selon un bord d'attaque et selon un bord de fuite de l'aile, de telle sorte qu'une face naturellement concave de chacune des bandes soit tournée vers l'autre bande. Dans cette forme de réalisation, l'inertie de l'aile dans son état déployé est accrue aussi bien en flexion qu'en torsion, alors que seule l'inertie en flexion est accrue lorsque l'aile est formée d'une seule bande.
Selon le cas, l'aile peut alors être formée soit de deux bandes de clinquant métallique, soudées bords à bords, soit de deux bandes de matériau composite, collées bords à bords.
En outre, afin d'éviter que l'aile déployée ne présente une dissymétrie par rapport à l'engin volant, ce dernier comprend avantageusement au moins deux ailes déployables reliées au fuselage indépendamment l'une de l'autre, par des bras articulés, ces ailes étant décalées l'une par rapport à l'autre selon une direction longitudinale et formant un anneau sensiblement complet lorsqu'elles sont observées selon cette direction longitudinale.
Brève description des dessins
On décrira à présent, à titre d'exemple non limitatif, une forme de réalisation préférentielle de l'invention, en se référant aux dessins annexés, dans lesquels :
  • la figure 1 est une vue en perspective qui représente partiellement un engin volant équipé de deux ailes déployables conformes à l'invention ;
  • la figure 2 est une vue en coupe de l'engin volant de la figure 1 qui représente en traits pleins l'une des ailes en position déployée et, en traits discontinus la même aile en position repliée ;
  • la figure 3 est une vue en coupe selon la ligne III-III de la figure 2 ;
  • la figure 4 est une vue en coupe selon la ligne IV-IV de la figure 2 ; et
  • la figure 5 est une vue en coupe comparable à la figure 3 représentant une variante de réalisation de l'aile déployable.
Exposé détaillé de formes de réalisation préférentielles
Sur les figures 1 et 2, la référence 10 désigne une partie du fuselage d'un engin volant tel qu'un missile conforme à l'invention. Plus précisément, la partie représentée est une partie centrale du fuselage, de section circulaire, qui se trouve située entre une extrémité avant effilée (non représentée) et une extrémité arrière généralement équipée d'un dispositif de propulsion, d'ailerons et de gouvernes (non représentés).
Dans la forme de réalisation préférentielle illustrée notamment sur la figure 1, l'engin volant comprend de plus deux ailes déployables 12a et 12b. Chacune de ces ailes 12a et 12 est reliée au fuselage 10 par trois bras articulés 13a, 14a, 15a et 13b, 14b, .15b, respectivement.
Les deux ailes déployables 12a et 12b sont conçues pour pouvoir occuper un état plié, permettant leur stockage et leur emport sous un aéronef, ainsi qu'un état déployé, servant à augmenter la portée de l'engin lors de son vol.
L'état plié des ailes 12a et 12b, partiellement illustré en traits mixtes pour l'aile 12a sur la figure 2, est tel que chacune des ailes est enroulée autour du fuselage 10 de façon à être plaquée sur ce dernier. Chacune des ailes présente alors pratiquement la forme d'un cercle entourant la quasi totalité du fuselage en section selon un plan perpendiculaire à l'axe longitudinal X-X de l'engin. Lorsque l'engin volant se trouve dans cet état, chacune des ailes 12a et 12b est maintenue par un mécanisme de rétention (non représenté) tel qu'une attache interposée entre les deux extrémités alors adjacentes de l'aile. Ce mécanisme de rétention est automatiquement libéré lors du largage ou du lancement de l'engin volant.
Dans son état déployé, illustré en trait plein sur les figures 1 et 2, chacune des ailes 12a et 12b est écartée du fuselage 10 tout en étant maintenue à une distance sensiblement uniforme de celui-ci par les bras articulés 13a, 14a, 15a et 13b, 14b,.15b. Chacune des ailes 12a et 12b présente donc alors en section la forme d'un arc de cercle proche d'un demi-cercle.
Par ailleurs, le montage des ailes 12a et 12b sur le fuselage 10 est réalisé de façon symétrique par rapport à un plan passant par l'axe longitudinal X-X de ce fuselage, de telle sorte que les ailes 12a et 12b forment un anneau sensiblement complet lorsqu'elles sont observées selon une direction longitudinale parallèle à cet axe.
Au décalage axial près, qui s'explique par la nécessité de replier chacune des ailes sur le fuselage 10 en des emplacements différents, les ailes déployées 12a et 12b se comportent alors comme une aile unique formant un anneau continu autour du fuselage de l'engin. Le comportement de l'ensemble constitué par les ailes 12a et 12b est donc pratiquement indépendant d'éventuels changements de direction de l'engin lors de son vol.
On décrira à présent plus en détail la structure de l'une 12a des ailes équipant l'engin volant de la figure 1. La structure de la deuxième aile 12b est totalement identique à celle de l'aile 12a. Sa description séparée n'est donc pas nécessaire.
Conformément à l'invention, les ailes 12a et 12b présentent une inertie différente, selon qu'elles occupent leur état déployé ou leur état plié. Plus précisément, cette inertie est sensiblement plus élevée lorsque les ailes occupent leur état déployé que lorsqu'elles occupent leur état plié. Cette caractéristique permet d'assurer un maintien relativement aisé des ailes dans leur état plié tout en leur donnant une rigidité très supérieure, notamment en flexion transversale et de préférence en torsion, dans leur état déployé. On est ainsi assuré de ne pas créer de dysfonctionnement mécanique ou aérodynamique dans des conditions de vitesse et de facteur de charge extrêmes.
Dans la pratique et comme l'illustrent notamment les coupes des figures 3 et 4, cette variation de l'inertie des ailes 12a et 12b entre leurs états plié et déployé est obtenue en donnant à chacune des ailes un profil bombé relativement épais dans son état naturel qu'elle reprend automatiquement en passant de l'état plié à l'état déployé. Au contraire, le profil de chacune des ailes est un profil rectangulaire relativement mince dans son état plié, comme l'illustre la figure 4.
Plus précisément, dans la forme de réalisation illustrée sur les figures 3 et 4, on voit que l'aile 12a est constituée par une bande 16a, souple et élastique qui présente naturellement en section transversale, c'est-à-dire selon un plan passant par l'axe longitudinal XX, approximativement la forme d'un cintre dont la face concave est tournée vers le fuselage 10. Dans cet état naturel que tend à reprendre la bande 16a lorsque son mécanisme de rétention est libéré, et qui correspond à l'état déployé de l'aile 12a, cette dernière présente bien un profil bombé relativement épais. Par conséquent, l'inertie de l'aile 12a est alors relativement élevée. Cela évite donc qu'elle soit soumise à des déformations préjudiciables dans des conditions extrêmes de vols.
Au contraire, lorsque la bande 16a est plaquée contre le fuselage 10 pour amener l'aile dans son état plié, elle prend automatiquement une section rectangulaire relativement mince comme l'illustre la figure 4. Par conséquent, son inertie est alors relativement faible, ce qui facilite son enroulement et son maintien sur le fuselage 10 à l'aide d'un dispositif de rétention (non représenté) .
Il est à noter que le profil bombé relativement épais de l'aile 12a dans son état déployé améliore également le comportement aérodynamique de celle-ci lors du vol de l'engin volant.
Dans la forme de réalisation illustrée sur les figures 1 et 2, chacune des ailes 12a et 12b est reliée au fuselage 10 par trois bras articulés 13a, 14a, 15a et 13b, 14b,.15b. Plus précisément, les bras 13a, 14a et 13b, 14b sont en forme d'arcs de cercle complémentaires de la forme présentée en section par le fuselage 10. ces bras 13a, 14a et 13b, 14b sont interposés entre les deux extrémités de l'aile 12a, 12b correspondante et le fuselage, et ils sont articulés sur ces pièces par des charnières 18a, 19a, 20a, 21a (figure 2).
Le troisième bras articulé 15a est placé à égale distance des deux premiers bras 13a, 14a entre le fuselage 10 et l'aile 12a et il se présente sous la forme de deux tronçons de bras 22a, 23a, articulés entre eux par une charnière 24a et articulés respectivement sur le fuselage 10 et sur l'aile 12a par deux autres charnières 25a et 26a. Chacun des deux tronçons 22a, 23a de ce troisième bras 15a a une forme complémentaire de la forme présentée en section par le fuselage 10, de telle sorte que ces tronçons se replient l'un sur l'autre contre le fuselage, lorsque l'aile 16a est replié sur ce dernier (figure 2).
Les charnières 18a, 19a, 20a, 21a, 24a, 25a et 26a sont par exemple formées de pattes fixées au fuselage 10 ou à l'aile 12a par de rivets ou au moyen d'un adhésif. Les articulation proprement dites sont assurées au moyen de mèches de "Kevlar" (marque déposée) enduites de résine souple.
Dans une variante de réalisation préférentielle illustrée sur la figure 5, au lieu d'être constituée par une seule bande 16a, l'aile 12a est constituée par l'assemblage de deux bandes 16a et 17a, souples et élastiques, reliées l'une à l'autre selon le bord d'attaque et selon le bord de fuite de l'aile. Plus précisément, cette liaison est réalisée de telle sorte que les bandes 16a et 17a présentent des faces naturellement tournées l'une vers l'autre.
Le comportement de l'aile 12a ainsi réalisée est comparable à celui qui a été décrit précédemment, c'est-à-dire que l'aile présente un profil bombé relativement épais lorsqu'elle est dans un état déployé et un profil rectangulaire relativement mince lorsqu'elle occupe son état plié. Par ailleurs, l'aile reprend naturellement sa forme déployée et relativement épaisse, dès que les moyens de rétention sont libérés. cette forme de réalisation a pour avantage, par rapport au cas où une seule bande est utilisée pour former l'aile, d'accroítre à la fois la rigidité en torsion et la rigidité en flexion, lors du passage à l'état déployé.
Dans la pratique, la ou les bandes 16a et 17a constituant l'aile déployable 12a peuvent être des bandes de clinquant métallique ou des bandes de matériau composite. Dans le cas où deux bandes sont associées pour former l'aile, elles sont soudées bords à bords lorsqu'elles sont réalisées en clinquant et elles sont collées bords à bords lorsqu'elles sont réalisées en matériau composite.
Bien entendu, la modification de l'inertie de l'aile entre son état déployé et son état plié peut être obtenue d'une manière différente de celle qui a été décrite. Par ailleurs, s'il est avantageux d'équiper l'engin volant simultanément de deux ailes déployables formant un anneau sensiblement complet dans leur état déployé, l'engin volant selon l'invention peut aussi être équipé d'une aile déployable unique présentant un profil qui varie lorsque l'aile passe de son état plié à son état déployé et inversement.

Claims (7)

  1. Engin volant comprenant un fuselage (10) et une aile déployable (12a,12b) reliée au fuselage par des bras articulés (13a,14a,15a ; 13b,14b,15b) de façon à pouvoir occuper un état plié, dans lequel l'aile est enroulée autour du fuselage, et un état déployé, dans lequel l'aile est écartée du fuselage, caractérisé par le fait que le profil de l'aile (12a,12b) suivant la section transversale passant par l'axe longitudinal (X, X) de l'engin présente un moment d'inertie plus élevé dans son état déployé que dans son état plié.
  2. Engin volant selon la revendication, caractérisé par le fait que l'aile (12a,12b) présente un profil bombé relativement épais dans son état déployé et un profil rectangulaire relativement mince dans son état plié.
  3. Engin volant selon la revendication 2, caractérisé par le fait que l'aile (12a,12b) comprend au moins une bande (16a,17a), souple et élastique, dont un état naturel correspond audit profil bombé relativement épais et dont un état aplati, obtenu par un enroulement de la bande sur le fuselage, correspond audit profil rectangulaire relativement mince.
  4. Engin volant selon la revendication 3, caractérisé par le fait que l'aile (12a,12b) est formée de deux bandes (16a,17a) reliées selon un bord d'attaque et selon un bord de fuite de l'aile, de telle sorte qu'une face naturellement concave de chacune des bandes soit tournée vers l'autre bande.
  5. Engin volant selon la revendication 4, caractérisé par le fait que l'aile (12a,12b) est formée de deux bandes (16a,17a) de clinquant métallique, soudées bords à bords.
  6. Engin volant selon la revendication 4, caractérisé par le fait que l'aile (12a,12b) est formée de deux bandes (16a,17a) de matériau composite, collées bords à bords.
  7. Engin volant selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé par le fait qu'il comprend au moins deux ailes déployables (12a,12b) reliées au fuselage indépendamment l'une de l'autre, par des bras articulés (13a,14a,15a ; 13b,14b,15b) ces ailes étant décalées l'une par rapport à l'autre selon une direction longitudinale et formant un anneau sensiblement complet lorsqu'elles sont observées selon cette direction longitudinale.
EP19970400838 1996-04-16 1997-04-14 Engin volant à aile déployable Expired - Lifetime EP0802389B1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR9604725 1996-04-16
FR9604725A FR2747464B1 (fr) 1996-04-16 1996-04-16 Engin volant a aile deployable

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP0802389A1 EP0802389A1 (fr) 1997-10-22
EP0802389B1 true EP0802389B1 (fr) 2000-11-15

Family

ID=9491236

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP19970400838 Expired - Lifetime EP0802389B1 (fr) 1996-04-16 1997-04-14 Engin volant à aile déployable

Country Status (4)

Country Link
EP (1) EP0802389B1 (fr)
DE (1) DE69703510T2 (fr)
ES (1) ES2153638T3 (fr)
FR (1) FR2747464B1 (fr)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SE541598C2 (sv) 2017-11-10 2019-11-12 Bae Systems Bofors Ab Akterparti för en fenstabiliserad projektil

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3188957A (en) * 1962-04-03 1965-06-15 Aerojet General Co Ring stabilizer
US3374969A (en) * 1966-07-28 1968-03-26 Army Usa Stabilized projectile
DE3516367A1 (de) * 1985-05-07 1986-11-13 Diehl GmbH & Co, 8500 Nürnberg Flugkoerper mit klappfluegel
US4752052A (en) * 1986-12-17 1988-06-21 The Marquardt Company Projectile
US5417393A (en) * 1993-04-27 1995-05-23 Hughes Aircraft Company Rotationally mounted flexible band wing
FR2716965B1 (fr) * 1994-03-02 1996-05-03 Matra Defense Engin largable à stabilisation et freinage aérodynamique.

Also Published As

Publication number Publication date
DE69703510T2 (de) 2001-05-17
FR2747464B1 (fr) 1999-09-17
EP0802389A1 (fr) 1997-10-22
FR2747464A1 (fr) 1997-10-17
ES2153638T3 (es) 2001-03-01
DE69703510D1 (de) 2000-12-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1371552B1 (fr) Dispositif d'articulation d'un volet sur une surface aérodynamique d'aéronef
EP0939727B1 (fr) Joint d'articulation automoteur, auto-verrouillant et amortissant et articulation equipee de tels joints
BE1017685A3 (fr) Chaine porteuse de cables pour volet mobile de bord d'attaque d'une aile d'aeronef.
FR2728535A1 (fr) Aerofrein a fente variable pour voilure d'aeronef
EP2116467B1 (fr) Aile d'aéronef comprenant un volet mobile de bord d'attaque équipé d'un rail suiveur contraint en déplacement selon une trajectoire en arc de cercle
EP1564137B1 (fr) Trappe de train d'atterrissage à cinématique contrôlée
FR2884221A1 (fr) Aile avec des volets aerodynamiques escamotables, en particulier des volets de sustentation
FR2868754A1 (fr) Avion supersonique a ailes variables deployees vers l'avant, presentant a la fois une caracteristique de faible bang et une caracteristique de faible trainee
CA2999360A1 (fr) Aube comprenant un bouclier de bord d'attaque et procede de fabrication de l'aube
EP0757955B1 (fr) Système pour commander une gouverne articulée sur une structure d'un véhicule
EP3157808B1 (fr) Aile pour la propulsion d'un engin
EP1857312B1 (fr) Toit escamotable dans le coffre arrière d`un vèhicle, ce toit comportant une lunette arrière pivotante
EP0802389B1 (fr) Engin volant à aile déployable
CA2982070C (fr) Faisceau torsible pour pale, un ensemble de faisceaux torsibles, un rotor et un aeronef
EP3408172B1 (fr) Aile d'aeronef comprenant un volet mobile et un boitier de rangement de tubulure souple
FR2648106A1 (fr) Dispositif de butees escamotables pour pales de rotors de giravions, et tete de rotor le comportant
WO2005000672A1 (fr) Aile rigide de portance variable par deploiement d’une aile souple
FR2777118A1 (fr) Reflecteur d'antenne elastiquement deformable pour engin spatial
EP1106501B1 (fr) Train d'atterrissage auxiliaire avant pour aéronef
EP0675334B1 (fr) Engin largable à stabilisation et freinage aérodynamique
BE1030173B1 (fr) Volet mobile de bord d'attaque a chemins multiples de passage d'efforts
WO2018138034A1 (fr) Ensemble pour aeronef comprenant un volet mobile de bord de fuite
BE1026008B1 (fr) Aile d'aéronef comprenant un volet mobile de bord d'attaque guidé par un dispositif situé à l'avant d'un caisson de voilure
EP1640264B1 (fr) Dispositif d'aileron pour aéronef léger, notamment un avion, comportant une ossature structurelle de type tubulaire.
EP0653604B1 (fr) Dispositif de déploiement pour une ailette de stabilisation de projectile de type roquette

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

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): BE DE ES GB IT NL SE

17P Request for examination filed

Effective date: 19980330

17Q First examination report despatched

Effective date: 19990629

GRAG Despatch of communication of intention to grant

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOS AGRA

17Q First examination report despatched

Effective date: 19990629

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: AEROSPATIALE MATRA

GRAG Despatch of communication of intention to grant

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOS AGRA

GRAH Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOS IGRA

GRAH Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOS IGRA

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): BE DE ES GB IT NL SE

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

Effective date: 20001115

REF Corresponds to:

Ref document number: 69703510

Country of ref document: DE

Date of ref document: 20001221

ITF It: translation for a ep patent filed

Owner name: STUDIO TORTA S.R.L.

REG Reference to a national code

Ref country code: ES

Ref legal event code: FG2A

Ref document number: 2153638

Country of ref document: ES

Kind code of ref document: T3

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
REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: IF02

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

Ref country code: DE

Payment date: 20110421

Year of fee payment: 15

Ref country code: SE

Payment date: 20110414

Year of fee payment: 15

Ref country code: ES

Payment date: 20110418

Year of fee payment: 15

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

Ref country code: NL

Payment date: 20110426

Year of fee payment: 15

Ref country code: GB

Payment date: 20110421

Year of fee payment: 15

Ref country code: BE

Payment date: 20110414

Year of fee payment: 15

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

Ref country code: IT

Payment date: 20110422

Year of fee payment: 15

BERE Be: lapsed

Owner name: AEROSPATIALE *MATRA

Effective date: 20120430

REG Reference to a national code

Ref country code: NL

Ref legal event code: V1

Effective date: 20121101

REG Reference to a national code

Ref country code: SE

Ref legal event code: EUG

GBPC Gb: european patent ceased through non-payment of renewal fee

Effective date: 20120414

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

Ref country code: BE

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

Effective date: 20120430

Ref country code: GB

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

Effective date: 20120414

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R119

Ref document number: 69703510

Country of ref document: DE

Effective date: 20121101

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

Ref country code: IT

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

Effective date: 20120414

Ref country code: SE

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

Effective date: 20120415

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

Ref country code: NL

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

Effective date: 20121101

REG Reference to a national code

Ref country code: ES

Ref legal event code: FD2A

Effective date: 20130715

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

Ref country code: ES

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

Effective date: 20120415

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: 20121101