EP1106958A1 - Flugkörper - Google Patents

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EP1106958A1
EP1106958A1 EP00124806A EP00124806A EP1106958A1 EP 1106958 A1 EP1106958 A1 EP 1106958A1 EP 00124806 A EP00124806 A EP 00124806A EP 00124806 A EP00124806 A EP 00124806A EP 1106958 A1 EP1106958 A1 EP 1106958A1
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EP
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flight
wing
missile
wings
attack
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EP00124806A
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English (en)
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EP1106958B1 (de
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Michael Dr. Imdahl
Rudolf Rombach
Manfred Dieter Schwies
Torsten Niemeyer
Thomas Heitmann
Uwe Naderhoff
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Rheinmetall Waffe Munition GmbH
Original Assignee
Rheinmetall W&M GmbH
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    • 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

Definitions

  • the invention relates to a missile with a wing consisting of several wings Tail unit, the wings each about a bearing axis from a folded rest position are pivotally arranged in an outwardly folded flight position, according to Preamble of claim 1.
  • Such missiles with a foldable stabilization stabilizer which during their flight, e.g. due to their wing position in relation to the missile axis, a rotating movement Execute (compensation twist) are known. To a defined position of the wing To get throughout the trajectory, they are in known missiles in locked outward end position locked by a locking device.
  • a disadvantage of these known missiles is, inter alia, that during flight forces acting on the wing cause changing mechanical loads on the wing locks to lead. These changing mechanical loads result then often vibrations of the entire missile, which e.g. when using Structure-borne noise sensors for misbehavior of the detonators, such as explosives, being able to lead.
  • the invention has for its object a missile of the type mentioned specify the wing in the unfolded state as aerodynamically favorable as possible Assume position without the forces acting on them (air attack forces, centrifugal force, Mass inertia of the wings) lead to vibrations of the missile.
  • the invention is essentially based on the idea of the wings of the missile not to be locked in a certain flight position folded outwards.
  • the air attack forces are usually greater than the inertial forces, but with the onset of twist and the associated centrifugal forces Torques generated, which also pivot the wing around the bearing axes effect forward.
  • the centrifugal force increases during the flight of the missile constantly increasing, but their axial component increases more and more with the folding back of the wing from. This leads to a torque equilibrium, which is usually at Angle of attack of the wing ⁇ is> 90 °.
  • 1 denotes the rear area of a missile with an empennage 2.
  • the tail unit 2 comprises a plurality of wings 3, 4, the front edges of which are known per se Are sharpened so that the missile 1 during its flight Longitudinal axis 5 rotates.
  • the wings 3, 4 are each about a bearing axis 6 from a folded rest position (see dashed line of wing 3) can be pivoted into an outwardly folded flight position.
  • the wings are laterally offset with respect to the respective bearing axis 6, so that after reaching a maximum angle of attack ⁇ m of e.g. 120 ° with their underside 10 strike the rear area 11 of the missile.
  • ⁇ m e.g. 120 ° with their underside 10
  • the respective wing 3, 4 When the missile continues to fly, the respective wing 3, 4 is then in a forward end position pivoted back out of balance on it during flight acting forces results.
  • the air attack forces 7 press the respective wing 3, 4 to the rear, while the inertial forces 8 and the centrifugal forces 9 pivot the wings 3, 4 cause forward.
  • the angle of attack a is e.g. 105 °.
  • the stop which is the pivoting of the wing limited in its outward folded flight position, also by separate on the rear Part of the floor arranged stop elements can be realized.
  • the maximum Angle of attack can also have a value greater or less than 120 °. Indeed the angle must be greater than that which arises during flight and the aerodynamic Angle of attack characterizing the position of equilibrium.

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Abstract

Die Erfindung betrifft einen Flugkörper mit einem aus mehreren Flügeln (3,4) bestehenden Leitwerk (2), wobei die Flügel (3,4) jeweils um eine Lagerachse (6) von einer eingeklappten Ruheposition in eine nach außen geklappte Flugstellung verschwenkbar angeordnet sind und wobei der Flugkörper während des Fluges eine Rotation um seine Längsachse (5) ausführt. Um zu erreichen, daß die Flügel (3,4) des Flugkörpers im ausgeklappten Zustand eine aerodynamisch möglichst günstige Lage einnehmen, ohne daß die an ihnen angreifenden Kräfte (Luftangriffskräfte, Zentrifugalkraft, Massenträgheit der Flügel) zu Erschütterungen des Flugkörpers führen, schlägt die Erfindung vor, die Flügel (3,4) nicht in einer bestimmten nach außen geklappten Flugstellung zu arretieren, sondern sie bis zu einem maximalen Anstellwinkel αm > 90° entsprechend der beim Flug auf sie wirkenden Kräfte frei schwenkbar anzuordnen, wobei der maximale Anstellwinkel am durch entsprechende Anschläge der Flügel (3,4) festgelegt ist. <IMAGE>

Description

Die Erfindung betrifft einen Flugkörper mit einem aus mehreren Flügeln bestehenden Leitwerk, wobei die Flügel jeweils um eine Lagerachse von einer eingeklappten Ruheposition in eine nach außen geklappte Flugstellung verschwenkbar angeordnet sind, nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1.
Derartige Flugkörper mit klappbarem Stabilisierungsleitwerk, die während ihres Fluges, z.B. aufgrund ihrer Flügelstellung in bezug auf die Flugkörperachse, eine rotierende Bewegung (Ausgleichsdrall) ausführen, sind bekannt. Um eine definierte Stellung der Flügel während der gesamten Flugbahn zu erhalten, werden sie bei den bekannten Flugkörpern in ihrer nach außen geklappten Endstellung mittels einer Verriegelungsvorrichtung arretiert.
Nachteilig bei diesen bekannten Flugkörpern ist unter anderem, daß die während des Fluges auf die Flügel wirkenden Kräfte zu sich ändernden mechanischen Belastungen der Flügelarretierungen führen. Aus diesen sich ändernden mechanischen Belastungen resultieren dann häufig Erschütterungen des gesamten Flugkörpers, welche z.B. bei Verwendung von Körperschallsensoren zu einem Fehlverhalten der Zünder, etwa von Sprenggeschossen, führen können.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Flugkörper der eingangs erwähnten Art anzugeben, dessen Flügel im ausgeklappten Zustand eine aerodynamisch möglichst günstige Lage einnehmen, ohne daß die an ihnen angreifenden Kräfte (Luftangriffskräfte, Zentrifugalkraft, Massenträgheit der Flügel) zu Erschütterungen des Flugkörpers führen.
Diese Aufgabe wird durch die Merkmale des Anspruchs 1 gelöst. Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung offenbaren die Unteransprüche.
Der Erfindung liegt im wesentlichen der Gedanke zugrunde, die Flügel des Flugkörpers nicht in einer bestimmten nach außen geklappten Flugstellung zu arretieren. Vielmehr werden die Flügel nach Verlassen des Rohres aufgrund der zunächst sehr großen Luftangriffskräfte in eine durch einen Flügelanschlag definierte hintere Endstellung gedrückt, um dann anschließend in eine vordere Endstellung zurückgeschwenkt zu werden, die aus dem Gleichgewicht der auf sie während des Fluges wirkenden Kräfte resultiert. Dabei drücken die Luftangriffskräfte den Flügel nach hinten, während die Massenträgheitskräfte der Flügel diese nach vorne ziehen, da das Restgeschoß erheblich stärker abgebremst wird als die Flügel. Allerdings sind die Luftangriffskräfte in der Regel größer als die Massenträgheitskräfte, aber mit einsetzendem Drall und den damit verbundenen Fliehkräften werden Drehmomente erzeugt, die ebenfalls ein Verschwenken der Flügel um die Lagerachsen nach vorne bewirken. Die Fliehkraft nimmt während des Fluges des Flugkörpers zwar ständig zu, doch ihr axialer Anteil nimmt mit dem Zurückklappen des Flügels immer mehr ab. Dieses führt zu einem Drehmomentgleichgewicht, welches üblicherweise bei einem Anstellwinkel der Flügel α > 90° liegt.
Die möglicherweise durch den Aufprall des jeweiligen Flügels auf den entsprechenden Anschlag verursachte Erschütterung führt zu keiner unbeabsichtigten Zünderaktivierung, da der Zünder erst entsichert wird, wenn sich der Flugkörper in einer gewissen Entfernung von der jeweiligen Abschußvorrichtung befindet (Vorrohrsicherheit).
Weitere Einzelheiten und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus dem folgenden anhand einer Figur erläuterten Ausführungsbeispiel.
In der Fig. ist mit 1 der heckseitige Bereich eines Flugkörpers mit einem Leitwerk 2 bezeichnet. Das Leitwerk 2 umfaßt mehrere Flügel 3, 4, deren Vorderkanten in an sich bekannter Weise angeschärft sind, so daß der Flugkörper 1 während des Fluges um seine Längsachse 5 rotiert.
Die Flügel 3, 4 sind jeweils um eine Lagerachse 6 von einer eingeklappten Ruheposition (vgl. gestrichelte Linie des Flügels 3) in eine nach außen geklappte Flugstellung verschwenkbar. Zur Begrenzung des Schwenkweges aufgrund der zunächst sehr starken Luftangriffskräfte sind die Flügel in bezug auf die jeweilige Lagerachse 6 seitlich versetzt angeordnet, so daß sie nach Erreichen eines maximalen Anstellwinkels αm von z.B. 120° mit ihrer Unterseite 10 auf den heckseitigen Bereich 11 des Flugkörpers auftreffen. In der Fig. befindet sich der mit 3 bezeichnete Flügel in dieser Flugstellung.
Beim Weiterflug des Flugkörpers wird der jeweilige Flügel 3, 4 dann in eine vordere Endstellung zurückgeschwenkt, die aus dem Gleichgewicht der auf sie während des Fluges wirkenden Kräfte resultiert. Dabei drücken die Luftangriffskräfte 7 den jeweiligen Flügel 3, 4 nach hinten, während die Massenträgheitskräfte 8 und die Fliehkräfte 9 ein Verschwenken der Flügel 3, 4 nach vorne bewirken. In der Fig. befindet sich der mit 4 bezeichnete Flügel in dieser aerodynamischen Gleichgewichtsposition. Der entsprechende Anstellwinkel a beträgt in diesem Fall z.B. 105°.
Die Erfindung ist selbstverständlich nicht auf das vorstehend beschriebene Ausführungsbeispiel beschränkt. So kann beispielsweise der Anschlag, der das Verschwenken der Flügel in seine nach außen geklappte Flugstellung begrenzt, auch durch separate an dem heckseitigen Teil des Geschosses angeordnete Anschlagselemente realisiert werden. Der maximale Anstellwinkel kann auch einen Wert größer oder kleiner 120° besitzen. Allerdings muß der Winkel am größer sein als der sich während des Fluges einstellende und die aerodynamische Gleichgewichtsposition charakterisierende Anstellwinkel.
Bezugszeichenliste
1
heckseitiger Bereich eines Flugkörpers
2
Leitwerk
3,4
Flügel
5
Längsachse
6
Lagerachse
7
Luftangriffskraft
8
Massenträgheitskraft
9
Fliehkraft
10
Unterseite (Flügel)
11
Bereich (Flugkörper)
α
Anstellwinkel der Flügel
αm
maximaler Anstellwinkel

Claims (2)

  1. Flugkörper mit einem aus mehreren Flügeln (3,4) bestehenden Leitwerk (2), wobei die Flügel (3,4) jeweils um eine Lagerachse (6) von einer eingeklappten Ruheposition in eine nach außen geklappte Flugstellung verschwenkbar angeordnet sind und wobei der Flugkörper während des Fluges eine Rotation um seine Längsachse (5) ausführt, dadurch gekennzeichnet, daß die Flügel (3,4) bis zu einem maximalen Anstellwinkel αm > 90° entsprechend der beim Flug auf sie wirkenden Kräfte frei einstellbar angeordnet sind und daß der maximale Anstellwinkel am durch entsprechende Anschläge der Flügel (3,4) festgelegt ist.
  2. Flugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Anschläge der Flügel (3,4) derart gewählt sind, daß der maximale Anstellwinkel αm ≥ 120° ist.
EP00124806A 1999-12-09 2000-11-14 Flugkörper Expired - Lifetime EP1106958B1 (de)

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Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2315261C2 (ru) * 2006-01-26 2008-01-20 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Устройство стабилизации авиационной крылатой ракеты
CN103112513B (zh) * 2013-01-16 2015-06-10 北京航空航天大学 一种具有姿态调整功能的仿蝗虫机器人
RU2568967C1 (ru) * 2014-10-22 2015-11-20 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (АО "ВПК "НПО машиностроения") Устройство стибализации ракеты
US11754378B1 (en) * 2018-04-30 2023-09-12 The Charles Stark Draper Laboratory, Inc. Deployable flap for high-G maneuvers

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2070389A5 (de) * 1969-12-03 1971-09-10 Serat
US3790104A (en) * 1973-03-12 1974-02-05 Us Navy High/low aspect ratio dual-mode fin design
US4641802A (en) * 1984-06-04 1987-02-10 The State Of Israel, Ministry Of Defence, Israel Military Industries Projectile stabilization system
US4693434A (en) * 1984-09-22 1987-09-15 Rheinmetall Gmbh Self-deploying stabilizing-vane assembly for projectile
USH905H (en) * 1990-09-13 1991-04-02 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Fin assembly

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2070389A5 (de) * 1969-12-03 1971-09-10 Serat
US3790104A (en) * 1973-03-12 1974-02-05 Us Navy High/low aspect ratio dual-mode fin design
US4641802A (en) * 1984-06-04 1987-02-10 The State Of Israel, Ministry Of Defence, Israel Military Industries Projectile stabilization system
US4693434A (en) * 1984-09-22 1987-09-15 Rheinmetall Gmbh Self-deploying stabilizing-vane assembly for projectile
USH905H (en) * 1990-09-13 1991-04-02 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Fin assembly

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