EP0838656A2 - Guided missile with ram jet engine - Google Patents

Guided missile with ram jet engine Download PDF

Info

Publication number
EP0838656A2
EP0838656A2 EP97114018A EP97114018A EP0838656A2 EP 0838656 A2 EP0838656 A2 EP 0838656A2 EP 97114018 A EP97114018 A EP 97114018A EP 97114018 A EP97114018 A EP 97114018A EP 0838656 A2 EP0838656 A2 EP 0838656A2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
rudder
rudders
guided missile
axis
linkage
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
EP97114018A
Other languages
German (de)
French (fr)
Other versions
EP0838656B1 (en
EP0838656A3 (en
Inventor
Walter Dipl.-Ing. Hetzer
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.)
Airbus Defence and Space GmbH
Original Assignee
LFK Lenkflugkoerpersysteme GmbH
Daimler Benz Aerospace AG
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 LFK Lenkflugkoerpersysteme GmbH, Daimler Benz Aerospace AG filed Critical LFK Lenkflugkoerpersysteme GmbH
Publication of EP0838656A2 publication Critical patent/EP0838656A2/en
Publication of EP0838656A3 publication Critical patent/EP0838656A3/en
Application granted granted Critical
Publication of EP0838656B1 publication Critical patent/EP0838656B1/en
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
    • F42B10/60—Steering arrangements
    • F42B10/62—Steering by movement of flight surfaces
    • F42B10/64—Steering by movement of flight surfaces of fins

Definitions

  • Fig. 1 shows a guided missile 1 with ramjet in perspective View looking diagonally from the left front and from above.
  • an orthogonal axis cross is shown, in which the Longitudinal axis with X, the transverse axis with Y and the vertical axis with Z are. In terms of flight mechanics, this would be the roll axis (X), the pitch axis (Y) and the yaw axis (Z).
  • cell 2 of the guided missile 1 has a largely circular cylindrical shape, the diameter something varies locally.
  • Fig. 2 shows i.w. the drive kinematics of the lower left oar 14 in the direction of view from its pivot axis R2.
  • the lower right rudder 13 and that left upper rudder 11 with their common pivot axis R1 are - with Break lines to the outside areas - seen in side view, as well the horizontally arranged cell 2.
  • the trailing shaft 8 is cut open graphically, so that its inside is visible.
  • the drive unit 16 of the rudder 14 is in shape of a brushless DC electric motor with roller spindle drive 18.
  • Fig. 4 shows in addition to Fig. 3 shows a cross section through the cell 2 in the Swivel axis plane (R1, R2) of rudder 11 to 14, the course of the cut partially follows the linkage of the upper left oar 11.
  • the right one Trailing shaft 9 is thus cut in the R1-R2 level, the left trailing shaft 8 in a further lying level in the area of the double lever 26 and the mother 21.
  • the rudder 11 is - like the rudder 12 - in one backlash-free bearing 15, here a four-point deep groove ball bearing to its Swivel axis rotatably guided. Its linkage point A1 coincides with the center M3 of the ball joint 30, which with the coupling rod 29 is connected.

Abstract

The propulsion mechanism extends over most or all the cross-section of the missile interior, and has two air inlets in the bottom part connected by tail-pipes (8,9) to the rear end. At the latter are four radial and pivoting guidance rudders (11-14). The shafts of the two bottom rudders extend inside the tail-pipes. Rigid rudders are mounted on the missile, extending from the middle to the front part. Each rudder has a linear adjusting-drive unit. In each tail-pipe are two of the adjusting-drive units, offset in the lengthwise and peripheral directions, and working in the lengthwise direction. Each rudder has a linkage coupling point (A1) clear of its pivot axis (R1,R2). For each of the two bottom rudder the coupling between drive unit and coupling point is by a rod with hinge- or ball-joints at both ends. In the case of the top rudders, the coupling is achieved by a double-armed lever (26) hinging on an axis (S) and a rod with a ball-joint at both ends.

Description

Die Erfindung betrifft einen Lenkflugkörper mit Staustrahlantrieb, gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruches 1.The invention relates to a guided missile with ramjet drive, according to the Preamble of claim 1.

Bei Flugkörpern mit Strahltriebwerken ist es aus aerodynamischen und konstruktiven Gründen oft so, daß der Zellenquerschnitt nicht oder nur unwesentlich größer ist, als der maximale Triebwerksquerschnitt. Somit ist es in der Regel schwierig, im Triebwerksbereich zusätzliche Funktionselemente in die Zelle zu integrieren. Werden außenluftunabhängige Raketentriebwerke als Antriebe verwendet, so weisen diese aufgrund ihrer hohen Betriebsdrücke in der Regel einen stark eingeschnürten Düsenhals, d.h. einen stark reduzierten Durchmesser im Bereich zwischen Brennkammer und Schubdüse, auf. Da dieser Bereich meist mit dem Leitwerksbereich des Flugkörpers zusammenfällt bietet es sich an, hier Ruderservos, Gestänge, Ruderlager etc. in die Zelle zu integrieren. Zum Teil ist die Brennkammer im Querschnitt kleiner als die Schubdüse, so daß sich zusätzliche Einbaumöglichkeiten ergeben. Aus guten Gründen, z.B. des Wirkungsgrades und der Reichweite, geht der Trend jedoch zunehmend zu luftatmenden Antrieben. Insbesondere für kleinere bis mittlere Flugkörper bieten sich aufgrund ihrer einfachen, robusten und preiswerten Konstruktion Staustrahltriebwerke an. Da diese aber mit relativ niedrigen Betriebsdrücken arbeiten, benötigen sie relativ große Strö-mungsquerschnitte, wobei der Düsenhals nur geringfügig eingezogen ist. Somit führt diese Triebwerksart leider zu extrem beengten Einbauverhältnissen für die Ruderkinematik. Die Zellenkontur unterliegt häufig auch Schnittstellenforderungen seitens der Abschuß- bzw. Trägervorrichtungen, des Trägerflugzeuges selbst usw., insbesondere beim Ersatz existierender Flugkörper durch verbesserte Versionen, so daß auch örtlich begrenzte Querschnittserweiterungen oft nicht möglich sind. For missiles with jet engines, it is made of aerodynamic and constructive Reasons often so that the cell cross section is not or only insignificantly is larger than the maximum engine cross-section. So it is usually difficult to find additional functional elements in the engine area Integrate cell. Rocket engines independent of outside air are used as drives used, these have due to their high operating pressures in the Usually a constricted nozzle neck, i.e. a greatly reduced Diameter in the area between the combustion chamber and thrust nozzle. Because of this Area usually coincides with the tail area of the missile it is advisable to move rudder servos, rods, rudder bearings etc. into the cell integrate. The cross section of the combustion chamber is partly smaller than that Thruster, so that there are additional installation options. For good Reasons, e.g. efficiency and range, the trend continues increasingly to air-breathing drives. Especially for small to medium-sized ones Missiles offer themselves because of their simple, robust and inexpensive Construction of ramjet engines. But since these have relatively low operating pressures work, they require relatively large flow cross-sections, the nozzle neck is only slightly retracted. So this type of engine leads Unfortunately, extremely tight installation conditions for the rowing kinematics. The cell contour is also often subject to interface requirements the launcher or carrier devices, the carrier aircraft itself, etc., especially when replacing existing missiles with improved versions, so that locally limited cross-sectional extensions are often not possible are.

Es sind Flugkörper bekannt, bei welchen außenseitig auf die Zellenkontur aufgesetzte Lufteinläufe primär aus strömungstechnischen Gründen in Form von Nachlaufschächten bis zum Flugkörperheck verlängert sind. Diese Nachlaufschächte können, falls nicht anderweitig genutzt, für die Installation von Elementen des Ruderantriebes verwendet werden.Missiles are known in which those placed on the outside of the cell contour Air inlets primarily for fluidic reasons in the form of Trailing shafts are extended to the missile tail. These trailing shafts can, if not used otherwise, for the installation of elements of the rudder drive can be used.

Ausgehend von einer gattungsgemäßen Konfiguration mit vier radial angeordneten, separat schwenkbaren Rudern und mit zwei Nachlaufschächten im Bereich der beiden unteren Ruder besteht die Aufgabe der Erfindung darin, einen Lenkflugkörper mit Staustrahlantrieb zu schaffen, dessen Ruderstellsystem bestmöglich in die Zelle integriert ist und auch bei extremen mechanischen und thermischen Bedingungen die vorgegebenen Anforderungen, z.B. hinsichtlich Stellgenauigkeit und Stellgeschwindigkeit, voll erfüllt.Starting from a generic configuration with four radially arranged, separately swiveling oars and with two trailing shafts in the area of the two lower rudders, the object of the invention is one To create a guided missile with its rudder control system is optimally integrated into the cell and also with extreme mechanical and thermal conditions the specified requirements, e.g. regarding Positioning accuracy and positioning speed, fully met.

Diese Aufgabe wird durch die im Anspruch 1 gekennzeichnete Kombination der Merkmale a) bis e) gelöst, in Verbindung mit den gattungsbildenden Merkmalen in dessen Oberbegriff.This object is achieved by the combination characterized in claim 1 the features a) to e) solved in connection with the generic features in its generic term.

Die vier Antriebseinheiten mit linearer Stellbewegung für die vier Ruder sind örtlich konzentriert je paarweise in den beiden Nachlaufschächten angeordnet, wobei der doppelte Versatz - in Längs- und Umfangsrichtung des Flugkörpers - zusätzlich raumtechnische Vorteile bringt. Somit sind ausreichend große/starke Antriebe verwendbar, welche nicht in die Zelle selbst integriert werden müssen.The four drive units with linear adjustment movement for the four rudders are arranged locally concentrated in pairs in the two trailing shafts, where the double offset - in the longitudinal and circumferential direction of the missile - brings additional spatial advantages. So they are big enough Drives can be used which do not have to be integrated into the cell itself.

Die kinematische Verbindung Antrieb-Ruder erfolgt über relativ einfache, stabile und platzsparende Gestänge mit wenig Lagern und Gelenken, wobei an jedem Rinder ein definierter Gestängeanlenkpunkt vorgesehen ist.The drive-rudder is kinematically connected via relatively simple, stable and space-saving linkage with few bearings and joints, with each Cattle a defined linkage pivot point is provided.

Die Gestänge für die beiden unteren Rinder, bestehend aus je einer Koppelstange mit zwei Gelenken, sind - wie die Antriebseinheiten - auch vollständig in die Nachlaufschächte integriert. The rods for the two lower cattle, each consisting of a coupling rod with two joints are - like the drive units - also complete integrated in the trailing shafts.

Die Gestänge für die beiden oberen Ruder bestehen jeweils aus zwei gelenkig verbundenen Elementen, nämlich einem schwenkbar gelagerten Doppelhebel und einer Koppelstange mit räumlich beweglichen Gelenken. Sie führen aus den Nachlaufschächten heraus und sind bis hin zu den Rudern der räumlichen, i.w. zylindrischen Zellenkontur angepaßt.The rods for the two upper oars consist of two articulated connected elements, namely a pivoted double lever and a coupling rod with spatially movable joints. You execute the trailing shafts and are right down to the oars of the spatial, i.w. adapted cylindrical cell contour.

In den Unteransprüchen 2 bis 8 sind bevorzugte Ausgestaltungen des Lenkflugkörpers nach dem Hauptanspruch gekennzeichnet.Preferred embodiments of the guided missile are in subclaims 2 to 8 marked according to the main claim.

Die Erfindung wird anschließend anhand der Figuren noch näher erläutert. Dabei zeigen:

Fig. 1
eine perspektivische Ansicht eines Lenkflugkörpers,
Fig. 2
eine seitliche Teilansicht eines Flugkörperhecks in Achsrichtung eines unteren Ruders mit Einblick in einen Nachlaufschacht,
Fig. 3
eine vergleichbare Teilansicht in Achsrichtung eines oberen Ruders,
Fig. 4
einen Querschnitt durch einen Flugkörper im Bereich der Ruder mit Blickrichtung von hinten.
The invention is subsequently explained in more detail with reference to the figures. Show:
Fig. 1
a perspective view of a guided missile,
Fig. 2
a partial side view of a missile tail in the axial direction of a lower rudder with a view of a trailing shaft,
Fig. 3
a comparable partial view in the axial direction of an upper oar,
Fig. 4
a cross section through a missile in the area of the rudder with a view from behind.

Fig. 1 zeigt einen Lenkflugkörper 1 mit Staustrahlantrieb in perspektivischer Ansicht mit Blickrichtung schräg von links vorne sowie von oben. Zur Verdeutlichung ist ein orthogonales Achsenkreuz eingezeichnet, bei welchem die Längsachse mit X, die Querachse mit Y und die Hochachse mit Z bezeichnet sind. Flugmechanisch gesehen wären dies die Rollachse (X), die Nickachse (Y) und die Gierachse (Z). Es ist zu erkennen, daß die Zelle 2 des Lenkflugkörpers 1 eine weitgehend kreiszylindrische Form besitzt, wobei der Durchmesser lokal etwas variiert. Zu erkennen sind auch die beiden im unteren Bereich von außen auf die Zelle 2 aufgesetzten Lufteinläufe 6, 7, welche in Form von Nachlaufschächten 8, 9 (hier nur 8 sichtbar) bis zum Flugkörperheck verlängert sind, was sowohl aerodynamische als auch konstruktive, insbesondere raumtechnische, Vorteile bringt. Für die aerodynamische Steuerung sind vier separat bewegliche Ruder 11 bis 14 (13 hier nicht sichtbar) in Form eines rechtwinkeligen Diagonalkreuzes angeordnet, so daß man von zwei oberen Rudern 11, 12 und zwei unteren Rudern 13, 14 sprechen kann. Im mittleren bis vorderen Flugkörperbereich ist eine mit dem Ruderkreuz fluchtende Flügelanordnung 10 vorhanden, wobei die unteren Flügel nur noch als kurze Spitzen aus den Lufteinläufen 6, 7 hervorstehen und mehr der mechanischen Führung/Fixierung, z.B. in einer Startvorrichtung, als der Aerodynamik dienen.Fig. 1 shows a guided missile 1 with ramjet in perspective View looking diagonally from the left front and from above. For clarification an orthogonal axis cross is shown, in which the Longitudinal axis with X, the transverse axis with Y and the vertical axis with Z are. In terms of flight mechanics, this would be the roll axis (X), the pitch axis (Y) and the yaw axis (Z). It can be seen that cell 2 of the guided missile 1 has a largely circular cylindrical shape, the diameter something varies locally. You can also see the two in the lower area from the outside on the cell 2 air inlets 6, 7, which in the form extended from trailing shafts 8, 9 (only 8 visible here) to the missile tail are what is both aerodynamic and constructive, in particular spatial, brings advantages. There are four for aerodynamic control separately movable rudders 11 to 14 (13 not visible here) in the form of a right-angled diagonal cross arranged, so that one of two upper Rowing 11, 12 and two lower rudders 13, 14 can speak. In the middle up to the front missile area is a wing arrangement aligned with the rudder cross 10 available, the lower wings only as short tips protrude from the air inlets 6, 7 and more of the mechanical guidance / fixation, e.g. in a starter, serve as the aerodynamics.

Fig. 2 zeigt i.w. die Antriebskinematik des linken unteren Ruders 14 in Blickrichtung von dessen Schwenkachse R2. Das rechte untere Ruder 13 sowie das linke obere Ruder 11 mit ihrer gemeinsamen Schwenkachse R1 sind - mit Bruchlinien zu den Außenbereichen hin - in Seitenansicht zu sehen, ebenso wie die horizontal angeordnete Zelle 2. Der Nachlaufschacht 8 ist graphisch aufgeschnitten, so daß sein Inneres einsehbar ist. Am weitesten links, d.h. in Flugrichtung vorne, befindet sich die Antriebseinheit 16 des Ruders 14, in Form eines bürstenlosen Gleichstrom-Elektromotors mit Rollenspindeltrieb 18. Die Antriebseinheit 17 des Ruders 11 ist bezüglich der Einheit 16 sowohl in Längsrichtung als auch in Umfangsrichtung des Lenkflugkörpers 1 vesetzt und liegt näher an der Ruderachsenebene (R1, R2). Das Ruder 14 weist - hier senkrecht unterhalb seiner Schwenkachse R2 - einen Gestängeanlenkpunkt A2 auf. Zwischen diesem und der Mutter 20 des Rollenspindeltriebes 18 ist eine auf Zug und Druck belastbare Koppelstange 23 als kinematisches Verbindungsglied eingefügt. Diese weist gabelartige Gelenkenden 24, 25 auf, welche die Mutter 20 und den Ruderhebel umgreifen und mit diesen gelenkig verbunden sind. Da die Gelenkachsen G1, G2 und die Ruderschwenkachse R2 hier parallel sind, genügen Gelenke mit einem Freiheitsgrad, d.h. mit Schwenkbarkeit um eine Achse.Fig. 2 shows i.w. the drive kinematics of the lower left oar 14 in the direction of view from its pivot axis R2. The lower right rudder 13 and that left upper rudder 11 with their common pivot axis R1 are - with Break lines to the outside areas - seen in side view, as well the horizontally arranged cell 2. The trailing shaft 8 is cut open graphically, so that its inside is visible. Most left, i.e. in the direction of flight at the front, the drive unit 16 of the rudder 14 is in shape of a brushless DC electric motor with roller spindle drive 18. Die The drive unit 17 of the rudder 11 is relative to the unit 16 both in the longitudinal direction displaced and lies in the circumferential direction of the guided missile 1 closer to the rudder axis plane (R1, R2). The rudder 14 points - here vertically below its pivot axis R2 - a linkage pivot point A2. Between this and the nut 20 of the roller spindle drive 18 is one on train and pressure-resistant coupling rod 23 as a kinematic connecting link inserted. This has fork-like joint ends 24, 25, which the mother 20 and grasp the rudder lever and are articulated to it. There the hinge axes G1, G2 and the rudder pivot axis R2 are parallel here, joints with one degree of freedom, i.e. with swiveling by one Axis.

Fig. 3 zeigt i.w. die Antriebskinematik des linken oberen Ruders 11 in Blickrichtung seiner Schwenkachse R1. Das linke untere Ruder 14 sowie das rechte obere Ruder 12 mit ihrer gemeinsamen Schwenkachse R2 sind - Bruchlinien zu den radial äußeren Bereichen hin - in Seitenansicht zu sehen, ebenso wie die horizontal angeordnete Zelle 2. Letztere ist im oberen Bildbereich aufgeschnitten dargestellt, wobei auch der Strömungskanal des Triebwerkes im wandnahen Bereich zu sehen ist. Das Bezugszeichen 3 weist etwa in den Bereich des stromabwärtigen Staubrennkammerendes, das Bezugszeichen 5 in den Bereich des Düsenhalses und das Bezugszeichen 4 in den Bereich der Schubdüse, genauer gesagt in deren Austrittsquerschnitt. Es ist zu erkennen, daß die äußere Zellenwand im Bereich des Düsenhalses 5 eine umlaufende Einschnürung aufweist, in welcher zumindest Teile der Ruderlagerung sowie des Rudergestänges untergebracht sind. Das Innere des Nachlaufschachtes 8 ist wieder einsehbar dargestellt, jedoch aus einer gegenüber Fig. 2 um 90° verschiedenen Blickrichtung. Links unten ist die Antriebseinheit 16 für das Ruder 14 im Teillängsschnitt zu sehen. Weiter rechts auf gleicher Höhe folgt die Antriebseinheit 17 des Ruders 11 - in Ansicht - mit ihrem Rollenspindeltrieb 19 einschließlich dessen Mutter 21. Der Gestängeanlenkpunkt des Ruders 11 ist mit A1 bezeichnet. Die Stellkraft- bzw. Stellbewegungsübertragung erfolgt von der Mutter 21 auf den um eine feste Achse schwenkbaren Doppelhebel 26 und weiter über eine mit letzterem gelenkig verbundene Koppelstange 29 auf den Punkt A1. Da die Ruderschwenkachse R1 und die Schwenkachse des Doppelhebels 26 weder parallel sind, noch sich schneiden, ist die Koppelstange 29 mit zwei räumlich beweglichen Kugelgelenken versehen. Die kinematische Anordnung gleicht einem sogenannten Watts-Gestänge, wobei sich durch geometrische Anpassung (Längen, Winkel, Achslagen) eine nahezu vollständige Linearität zwischen der Ein- und der Ausgangsbewegung erreichen läßt.Fig. 3 shows i.w. the drive kinematics of the upper left oar 11 in the direction of view its pivot axis R1. The lower left rudder 14 and the right upper rudders 12 with their common pivot axis R2 are - break lines too the radially outer areas - seen in side view, as well as the horizontally arranged cell 2. The latter is cut open in the upper image area shown, the flow channel of the engine in the wall Area can be seen. The reference number 3 points approximately in the area of downstream dust chamber end, reference numeral 5 in the area of the nozzle neck and the reference number 4 in the area of the thrust nozzle, more precisely said in their exit cross section. It can be seen that the outer Cell wall has a circumferential constriction in the area of the nozzle neck 5, in which at least parts of the rudder bearing and the rudder linkage are accommodated. The inside of the trailing shaft 8 is visible again shown, but from a direction different from FIG. 2 by 90 °. At the bottom left is the drive unit 16 for the rudder 14 in a partial longitudinal section to see. The drive unit 17 follows further to the right at the same height of the rudder 11 - in view - with their roller spindle drive 19 inclusive his mother 21. The linkage pivot point of the rudder 11 is designated A1. The actuating force or actuating movement is transmitted by the mother 21 on the double lever 26 pivotable about a fixed axis and on via a coupling rod 29 articulated to the latter to the point A1. Because the rudder pivot axis R1 and the pivot axis of the double lever 26 are neither parallel nor intersect, the coupling rod 29 is with two spatially movable ball joints. The kinematic arrangement resembles a so-called Watts linkage, with geometric Adaptation (lengths, angles, axis positions) almost complete linearity between the entrance and exit movement.

Fig. 4 zeigt in Ergänzung zu Fig. 3 einen Querschnitt durch die Zelle 2 in der Schwenkachsebene (R1, R2) der Ruder 11 bis 14, wobei der Schnittverlauf bereichsweise dem Gestänge des linken oberen Ruders 11 folgt. Der rechte Nachlaufschacht 9 ist somit in der R1-R2-Ebene geschnitten, der linke Nachlaufschacht 8 in einer weiter vorne liegenden Ebene im Bereich des Doppelhebels 26 und der Mutter 21. Das Ruder 11 ist - wie das Ruder 12 - in einem spielfreien Lager 15, hier einem Vierpunkt-Rillenkugellager, um seine Schwenkachse drehbar geführt. Sein Gestängeanlenkpunkt A1 fällt zusammen mit dem Mittelpunkt M3 des Kugelgelenks 30, welches mit der Koppelstange 29 verbunden ist. Das doppelhebelseitige Kugelgelenk hat in dieser Ansicht die gleiche Mittelpunktslage M3 und ist nicht sichtbar. Man sieht jedoch im Schnitt den Doppelhebel 26, sein Schwenklager 28 mit Schwenkachse S sowie sein unteres, gegabeltes Ende 27. Letzteres umgreift die Mutter 21 des Rollenspindeltriebs 19 und ist gelenkig mit dieser verbunden. Die Mitte der Mutter 21 ist hier mit M1 bezeichnet. An der Mutter 21 sind Gelenkzapfen 22 befestigt, welche in Kulissensteinen drehbar gelagert sein sollen, wobei letztere in den beiden Schenkeln des gegabelten Endes 27 des Doppelhebels 26 begrenzt verschiebbar geführt sein sollen. Dabei soll die Mutter 21 separat verdrehgesichert sein. Diese Kulissenführung ist erforderlich, um bei der gegebenen Kinematik - mit Übergang von Linearbewegung auf Schwenkbewegung - schädliche Zwangskräfte zu vermeiden. Im vorgegebenen Zeichnungsmaßstab ist eine Wiedergabe dieser Details mangels Erkennbarkeit jedoch nicht sinnvoll. Dem Fachmann ist die konstruktive Ausführung ohnehin geläufig.Fig. 4 shows in addition to Fig. 3 shows a cross section through the cell 2 in the Swivel axis plane (R1, R2) of rudder 11 to 14, the course of the cut partially follows the linkage of the upper left oar 11. The right one Trailing shaft 9 is thus cut in the R1-R2 level, the left trailing shaft 8 in a further lying level in the area of the double lever 26 and the mother 21. The rudder 11 is - like the rudder 12 - in one backlash-free bearing 15, here a four-point deep groove ball bearing to its Swivel axis rotatably guided. Its linkage point A1 coincides with the center M3 of the ball joint 30, which with the coupling rod 29 is connected. The double-lever ball joint has the in this view same center position M3 and is not visible. However, one sees in Cut the double lever 26, its pivot bearing 28 with pivot axis S and its lower, forked end 27. The latter encompasses the nut 21 of the roller spindle drive 19 and is articulated to it. The center of the mother 21 is designated here with M1. Hinge pins 22 are fastened to the nut 21, which should be rotatably mounted in sliding blocks, the latter in the two legs of the forked end 27 of the double lever 26 can be displaced to a limited extent should be led. The nut 21 is to be secured against rotation separately be. This scenery guide is necessary in order to with transition from linear movement to swivel movement - harmful Avoid coercive forces. In the given drawing scale is one However, rendering these details does not make sense due to the lack of recognizability. The The constructive implementation is already familiar to a person skilled in the art.

Die durch die Gelenkzapfen 22 gegebene Gelenkachse ist mit G3 bezeichnet. Diese und die Schwenkachse S des Doppelhebels 26 liegen parallel, um Zwangskräfte und Verformungen im Gabelbereich zu vermeiden. Die Mittelpunkte M1 bis M3 liegen auf einer Linie L, welche innerhalb oder etwa am Rand des Materialquerschnittes des Doppelhebels 26 verläuft. Der so erzielte Kraftfluß führt lediglich zu minimalen lokalen Torsionsbelastungen im Doppelhebel 26, was die Steifigkeit der Übertragungskinematik erhöht.The hinge axis given by the hinge pin 22 is designated G3. This and the pivot axis S of the double lever 26 are parallel to Avoid constraining forces and deformation in the fork area. The centers M1 to M3 lie on a line L, which is within or approximately on Edge of the material cross section of the double lever 26 runs. The so achieved Power flow only leads to minimal local torsional loads in the double lever 26, which increases the rigidity of the transmission kinematics.

Dadurch, daß die Antriebseinheiten 16 für die unteren Ruder 13, 14 in deutlich größerem Abstand vor der Schwenkachsenebene R1-R2 liegen als die Antriebseinheiten 17 der oberen Ruder 11, 12 läßt sich das Steifigkeitsverhalten der relativ langen und somit "weicheren" Koppelstangen 23 an die "Summensteifigkeit" der im einzelnen "härteren", kürzeren Elemente 26 und 29 anpassen, was der Steuerpräzision der Ruderanordnung zugute kommt. Characterized in that the drive units 16 for the lower rudders 13, 14 in clearly are at a greater distance in front of the swivel axis level R1-R2 than the drive units 17 of the upper rudders 11, 12, the stiffness behavior the relatively long and thus "softer" coupling rods 23 to the "total stiffness" adapt the "harder", shorter elements 26 and 29 in detail, which benefits the control precision of the rudder arrangement.

Die vom Ruder 12 bis in den Bereich des Ruders 14 verlaufende Grenzlinie B gibt die seitens des Startgerätes vorgegebene Kontur wieder, zu welcher die Flugkörperaußenkontur - mit Ausnahme des Ruders 11 - überall einen gewissen Abstand einhalten muß, wovon eben auch das Rudergestänge zum Ruder 11 betroffen ist.The boundary line B extending from the rudder 12 to the area of the rudder 14 reproduces the contour specified by the starting device to which the Missile outer contour - with the exception of Rudder 11 - a certain everywhere Keep a distance, from which the rudder linkage to the rudder 11 is affected.

Claims (8)

Lenkflugkörper mit Staustrahlantrieb, insbesondere für militärische Einsätze, mit einem den Querschnitt seiner Zelle weitgehend bis vollständig ausfüllenden Triebwerk, mit zwei außenseitig auf die Zellenkontur aufgesetzten Lufteinläufen im unteren Zellenbereich, welche mit Nachlaufschächten bis zum Flugkörperheck verlängert sind, mit einem Heckleitwerk aus vier radial, vorzugsweise in Form eines rechtwinkeligen Diagonalkreuzes, angeordneten, separat schwenkbaren Rudern, wobei die Schäfte der beiden unteren Ruder in das Innere der Nachlaufschächte führen, und mit einer starten Flügelanordnung im mittleren bis vorderen Flugkörperbereich, gekennzeichnet durch die Kombination folgender, zum Teil bekannter Merkmale: a) Zu jedem Ruder (11 bis 14) ist eine Antriebseinheit (16, 17) mit linearer Stellbewegung vorhanden, b) in jedem der beiden Nachlaufschächte (8, 9) sind zwei der vier Antriebseinheiten (16, 17) in Längs- und Umfangsrichtung des Lenkflugkörpers (1) zueinander versetzt mit längsorientierter Bewegungsrichtung angeordnet, c) jedes Ruder (11 bis 14) weist in Abstand zu seiner Schwenkachse (R1, R2) einen Gestängeanlenkpunkt (A1, A2) auf, d) die kinematische Verbindung von der Antriebseinheit (16) zum Gestängeanlenkpunkt (A2) jedes der beiden unteren Ruder (13, 14) bildet eine Koppelstange (23) mit je einem Schwenk- oder Kugelgelenk an beiden Enden (Gelenkende 24, 25), e) die kinematische Verbindung von der Antriebseinheit (17) zum Gestängegelenkpunkt (A1) jedes der beiden oberen Ruder (11, 12) bilden ein um eine Achse (S) schwenkbarer Doppelhebel (26) und eine Koppelstange (29) mit je einem Kugelgelenk (30) an beiden Enden. Guided missile with ramjet drive, in particular for military use, with an engine that largely fills the cross section of its cell, with two air inlets on the outside of the cell contour in the lower area of the cell, which are extended to the missile tail with trailing shafts, with a tail unit consisting of four radial, preferably in the form of a right-angled diagonal cross, arranged, separately pivotable rudders, the shafts of the two lower rudders leading into the interior of the trailing shafts, and with a starting wing arrangement in the middle to front missile area, characterized by the combination of the following, in part known features: a) for each rudder (11 to 14) there is a drive unit (16, 17) with linear adjustment movement, b) in each of the two trailing shafts (8, 9) two of the four drive units (16, 17) are arranged offset to one another in the longitudinal and circumferential direction of the guided missile (1) with a longitudinally oriented direction of movement, c) each rudder (11 to 14) has a linkage pivot point (A1, A2) at a distance from its pivot axis (R1, R2), d) the kinematic connection from the drive unit (16) to the linkage pivot point (A2) of each of the two lower rudders (13, 14) forms a coupling rod (23), each with a swivel or ball joint at both ends (joint end 24, 25), e) the kinematic connection from the drive unit (17) to the linkage articulation point (A1) of each of the two upper rudders (11, 12) form a double lever (26) which can be pivoted about an axis (S) and a coupling rod (29), each with a ball joint ( 30) at both ends. Lenkflugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Antriebseinheiten (16, 17) als elektromechanische Motor-Getriebe-Einheiten ausgeführt sind, vorzugsweise als bürstenlose Gleichstrommotoren mit Rollenspindeltrieben (18, 19).Guided missile according to claim 1, characterized in that the drive units (16, 17) are designed as electromechanical motor-gear units, preferably as brushless DC motors with roller spindle drives (18, 19). Lenkflugkörper nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die beiden Antriebseinheiten (16) für die unteren Ruder (13, 14) vor den beiden Antriebseinheiten (17) für die oberen Ruder (11, 12), d.h. in größerem Abstand vor der von den Ruderschwenkachsen (R1, R2) aufgespannten Ebene, angeordnet sind, und daß die Rudergestänge für die unteren Ruder (13, 14) (je eine Koppelstange 23) hinsichtlich ihrer Steifigkeit, d.h.hinsichtlich ihrer Kraft-Verformungs-Charakteristik, an die Rudergestänge für die oberen Ruder (11, 12) (je ein Doppelhebel 26 und eine Koppelstange 29) angepaßt sind.Guided missile according to claim 1 or 2, characterized in that the two drive units (16) for the lower rudders (13, 14) in front of the two drive units (17) for the upper rudders (11, 12), ie at a greater distance in front of the the rudder pivot axes (R1, R2) spanned plane, are arranged, and that the rudder linkage for the lower rudder (13, 14) (each a coupling rod 23) in terms of their rigidity, ie in terms of their force-deformation characteristics, to the rudder linkage for the upper Rudder (11, 12) (each a double lever 26 and a coupling rod 29) are adapted. Lenkflugkörper nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Koppelstangen (23) für die unteren Ruder (13, 14) mit gabelkopfartigen Gelenkenden (24, 25) mit parallelen Gelenkachsen (G1, G2) versehen sind. Guided missile according to one or more of claims 1 to 3, characterized in that the coupling rods (23) for the lower rudders (13, 14) are provided with forked joint ends (24, 25) with parallel joint axes (G1, G2). Lenkflugkörper nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß jeder Doppelhebel (26) der Gestänge für die oberen Ruder (11, 12) jeweils mit einem gegabelten Ende (27) die Mutter (21) eines Rollenspindeltriebes (19) umgreift und an der Mutter (21) befestigte Gelenkzapfen (22) in langlochförmigen Kulissen mit Kulissensteinen aufnimmt, wobei die Mutter (21) selbst verdrehgesichert ist.Guided missile according to one or more of claims 1 to 4, characterized in that each double lever (26) of the linkage for the upper rudders (11, 12) engages around the nut (21) of a roller spindle drive (19) with a forked end (27) and receives pivot pins (22) fastened to the nut (21) in slot-shaped backdrops with link blocks, the nut (21) itself being secured against rotation. Lenkflugkörper nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß bei jedem Doppelhebel (26) seine Schwenkachse (S) und die Gelenkachse (G3) durch die Mutter (21) des Rollenspindeltriebes (19), d.h. die Achse durch die Mitte der Gelenkzapfen (22), parallel stehen.Guided missile according to one or more of claims 1 to 5, characterized in that with each double lever (26) its pivot axis (S) and the articulated axis (G3) through the nut (21) of the roller spindle drive (19), ie the axis through the center the pivot pin (22) are parallel. Lenkflugkörper nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß bei jedem Doppelhebel (26) der Schnittpunkt (M1) der Gelenkachse (G3) durch die Mutter (21) des Rollenspindeltriebes (19) mit der Spindelachse des Rollenspindeltriebes (19), der radiale und axiale Mittelpunkt (M2) seines Schwenklagers (28) und der Mittelpunkt (M3) des koppelstangenseitigen Kugelgelenkes (30) auf einer Linie (L) liegen.Guided missile according to one or more of claims 1 to 6, characterized in that with each double lever (26) the point of intersection (M1) of the articulated axis (G3) through the nut (21) of the roller spindle drive (19) with the spindle axis of the roller spindle drive (19) , the radial and axial center (M2) of its pivot bearing (28) and the center (M3) of the coupling rod-side ball joint (30) lie on a line (L). Lenkflugkörper nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß zumindest der Großteil der Schwenk- und Gelenklager (15, 28, 30) der Rudergestänge und Ruder (11 bis 14) als Wälzlager ausgeführt sind.Guided missile according to one or more of claims 1 to 7, characterized in that at least the majority of the pivot and articulated bearings (15, 28, 30) of the rudder linkage and rudder (11 to 14) are designed as roller bearings.
EP97114018A 1996-09-04 1997-08-14 Guided missile with ram jet engine Expired - Lifetime EP0838656B1 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE19635847A DE19635847C2 (en) 1996-09-04 1996-09-04 Guided missile with ramjet drive
DE19635847 1996-09-04

Publications (3)

Publication Number Publication Date
EP0838656A2 true EP0838656A2 (en) 1998-04-29
EP0838656A3 EP0838656A3 (en) 2000-01-19
EP0838656B1 EP0838656B1 (en) 2002-02-13

Family

ID=7804584

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP97114018A Expired - Lifetime EP0838656B1 (en) 1996-09-04 1997-08-14 Guided missile with ram jet engine

Country Status (3)

Country Link
US (1) US5904319A (en)
EP (1) EP0838656B1 (en)
DE (2) DE19635847C2 (en)

Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6250584B1 (en) 1999-10-18 2001-06-26 Hr Textron, Inc. Missile fin locking mechanism
DE19960738C1 (en) 1999-12-16 2001-08-23 Lfk Gmbh Rudder connection for guided missiles
DE10007120B4 (en) 2000-02-17 2007-04-12 LFK Lenkflugkörpersysteme GmbH Current regulation of permanent-magnet synchronous motors for guided missiles with electromechanical rudder actuator
DE10149087B4 (en) * 2000-10-07 2008-04-03 Bayern-Chemie Gesellschaft Für Flugchemische Antriebe Mbh Rudder blade control for missiles
SE521445C2 (en) * 2001-03-20 2003-11-04 Bofors Defence Ab Methods for synchronizing the fine precipitation in a finely stabilized artillery grenade and a correspondingly designed artillery grenade
US6948685B2 (en) 2003-10-27 2005-09-27 Hr Textron, Inc. Locking device with solenoid release pin
US7410120B2 (en) * 2005-01-21 2008-08-12 The Boeing Company Control surface assemblies with torque tube base
US7195197B2 (en) * 2005-02-11 2007-03-27 Hr Textron, Inc. Techniques for controlling a fin with unlimited adjustment and no backlash
IL167721A (en) * 2005-03-29 2008-06-05 Israel Aerospace Ind Ltd Steering system and method for guided flying apparatus
DE102009007731A1 (en) * 2009-02-05 2010-08-19 Lfk-Lenkflugkörpersysteme Gmbh Flight crash device for a missile
EP2556327B1 (en) * 2010-04-07 2016-06-08 BAE Systems Information and Electronic Systems Integration Inc. Wing slot seal
US8530809B2 (en) 2011-08-03 2013-09-10 Raytheon Company Ring gear control actuation system for air-breathing rocket motors
DE102015005135A1 (en) 2015-04-22 2016-10-27 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg Missile rudder system
US11340052B2 (en) 2019-08-27 2022-05-24 Bae Systems Information And Electronic Systems Integration Inc. Wing deployment initiator and locking mechanism
US11852211B2 (en) 2020-09-10 2023-12-26 Bae Systems Information And Electronic Systems Integration Inc. Additively manufactured elliptical bifurcating torsion spring

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3154015A (en) * 1962-09-19 1964-10-27 Martin Marietta Corp Missile flight control system
US4327886A (en) * 1972-11-30 1982-05-04 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Integral rocket ramjet missile
US4560121A (en) * 1983-05-17 1985-12-24 The Garrett Corporation Stabilization of automotive vehicle
DE3441533A1 (en) * 1984-11-14 1986-05-15 Diehl GmbH & Co, 8500 Nürnberg COUPLING DEVICE BETWEEN A LINEAR ACTUATOR AND A SWIVELING ELEMENT, IN PARTICULAR A CONTROL LEVER
DE4135557A1 (en) * 1991-10-29 1993-05-06 Diehl Gmbh & Co, 8500 Nuernberg, De RUDDER CONTROL
EP0636852A1 (en) * 1993-07-28 1995-02-01 DIEHL GMBH & CO. Artillery rocket using canard fins for guiding

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3373955A (en) * 1964-05-25 1968-03-19 Huska Paul Pitch and yaw actuator assembly for vehicle guidance surfaces
US5393011A (en) * 1965-12-03 1995-02-28 Shorts Missile Systems Limited Control systems for moving bodies
US4327885A (en) * 1971-10-06 1982-05-04 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Thrust augmented rocket
US3901028A (en) * 1972-09-13 1975-08-26 Us Air Force Ramjet with integrated rocket boost motor
US4417441A (en) * 1979-03-29 1983-11-29 Messerschmitt-Bokow-Blohm Gesellschaft mit beschrankter Haftung Ram jet engine
US4369940A (en) * 1979-12-17 1983-01-25 Mcdonnell Douglas Corporation Airbreathing propulsion system for supersonic vehicles
US4655420A (en) * 1983-06-09 1987-04-07 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Low height fin control actuator
DE3441534A1 (en) * 1984-11-14 1986-05-15 Diehl GmbH & Co, 8500 Nürnberg BEARING ARRANGEMENT FOR THE RUDDER BLADE OF AN AIRCRAFT
FR2629136B1 (en) * 1985-09-17 1990-11-09 Aerospatiale STATOREACTOR PROVIDED WITH A PLURALITY OF CARBIDE AND MISSILE AIR SUPPLY HANDLES PROVIDED WITH SUCH A STATOREACTOR
FR2631387B1 (en) * 1988-05-10 1990-07-13 Poudres & Explosifs Ste Nale LOW ELONGATION NOZZLE PROPELLER
JPH03199198A (en) * 1989-12-28 1991-08-30 Shin Etsu Chem Co Ltd Lanthanum gallate single crystal and production thereof
US5505408A (en) * 1993-10-19 1996-04-09 Versatron Corporation Differential yoke-aerofin thrust vector control system

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3154015A (en) * 1962-09-19 1964-10-27 Martin Marietta Corp Missile flight control system
US4327886A (en) * 1972-11-30 1982-05-04 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Integral rocket ramjet missile
US4560121A (en) * 1983-05-17 1985-12-24 The Garrett Corporation Stabilization of automotive vehicle
DE3441533A1 (en) * 1984-11-14 1986-05-15 Diehl GmbH & Co, 8500 Nürnberg COUPLING DEVICE BETWEEN A LINEAR ACTUATOR AND A SWIVELING ELEMENT, IN PARTICULAR A CONTROL LEVER
DE4135557A1 (en) * 1991-10-29 1993-05-06 Diehl Gmbh & Co, 8500 Nuernberg, De RUDDER CONTROL
EP0636852A1 (en) * 1993-07-28 1995-02-01 DIEHL GMBH & CO. Artillery rocket using canard fins for guiding

Also Published As

Publication number Publication date
DE19635847A1 (en) 1998-03-12
EP0838656B1 (en) 2002-02-13
DE59706370D1 (en) 2002-03-21
DE19635847C2 (en) 1998-07-16
EP0838656A3 (en) 2000-01-19
US5904319A (en) 1999-05-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP0838656B1 (en) Guided missile with ram jet engine
EP1205383B1 (en) Mechanism for modifying the camber of at least a part of an aircraft wing
DE3121653C2 (en)
EP2274200B1 (en) Landing flap mechanism driven by pinion gears
DE19741326C2 (en) Flow profile with variable profile adaptation
DE60212303T2 (en) Actuation system for an aerodynamic rudder
EP2280867B1 (en) Lateral coupling device for holding and guiding at least one aerodynamic body in relation to the main wing of an aircraft, wing and aircraft comprising the same
DE3013774A1 (en) OPERATING ARRANGEMENT FOR FLAP VALVES
DE1291635B (en) Airplane with wings pivotable about vertical axes
DE3814943A1 (en) Rudder, in particular balance profile rudder for watercraft
DE102010051216A1 (en) Rudder system on an airplane
DE102008022452B4 (en) Airplane with actively controllable auxiliary wings
EP2883787B1 (en) Drive mechanism for a deformable wing leading edge structure
DE60100589T2 (en) Linkage arrangement for control surfaces of an aircraft
EP2417023B1 (en) Wing of an aircraft or spacecraft, comprising a mobile flow body
EP1460258A1 (en) Deployable rocket engine nozzle
WO2002047976A2 (en) Aerodynamic wing with at least partially variable curvature and structural joints
DE19936721B4 (en) Wing profile with adaptive warping
DE102010033639A1 (en) Additional flap device and aerodynamic body having such additional flap device
EP0814315B1 (en) Rocket
DE888367C (en) Airplane with a swiveling wing
DE19909257C2 (en) Connection means for connecting a movable flap to a wing of an aircraft
DE1925055A1 (en) Flying body with swiveling guide surfaces
EP1787904B1 (en) High-load suspended rudder
DE202005013179U1 (en) Pluggable model airplane

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: A2

Designated state(s): DE FR GB IT SE

17P Request for examination filed

Effective date: 19980421

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

Owner name: DAIMLER-BENZ AEROSPACE AKTIENGESELLSCHAFT

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

Owner name: LFK LENKFLUGKOERPERSYSTEME GMBH

PUAL Search report despatched

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009013

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A3

Designated state(s): AT BE CH DE DK ES FI FR GB GR IE IT LI LU MC NL PT SE

AKX Designation fees paid

Free format text: DE FR GB IT SE

17Q First examination report despatched

Effective date: 20001009

GRAG Despatch of communication of intention to grant

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOS AGRA

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

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: IF02

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): DE FR GB IT SE

REF Corresponds to:

Ref document number: 59706370

Country of ref document: DE

Date of ref document: 20020321

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

Effective date: 20020517

ET Fr: translation filed
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

Effective date: 20021114

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R084

Ref document number: 59706370

Country of ref document: DE

Effective date: 20120622

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R081

Ref document number: 59706370

Country of ref document: DE

Owner name: MBDA DEUTSCHLAND GMBH, DE

Free format text: FORMER OWNER: LFK LENKFLUGKOERPERSYSTEME GMBH, 81669 MUENCHEN, DE

Effective date: 20130307

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 20

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

Ref country code: IT

Payment date: 20160825

Year of fee payment: 20

Ref country code: GB

Payment date: 20160819

Year of fee payment: 20

Ref country code: DE

Payment date: 20160822

Year of fee payment: 20

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

Ref country code: SE

Payment date: 20160819

Year of fee payment: 20

Ref country code: FR

Payment date: 20160822

Year of fee payment: 20

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R071

Ref document number: 59706370

Country of ref document: DE

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: PE20

Expiry date: 20170813

REG Reference to a national code

Ref country code: SE

Ref legal event code: EUG

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

Ref country code: GB

Free format text: LAPSE BECAUSE OF EXPIRATION OF PROTECTION

Effective date: 20170813