EP1628112A1 - Wing arrangement - Google Patents

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Publication number
EP1628112A1
EP1628112A1 EP05016830A EP05016830A EP1628112A1 EP 1628112 A1 EP1628112 A1 EP 1628112A1 EP 05016830 A EP05016830 A EP 05016830A EP 05016830 A EP05016830 A EP 05016830A EP 1628112 A1 EP1628112 A1 EP 1628112A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
wing
wing element
missile
arrangement
connecting means
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.)
Withdrawn
Application number
EP05016830A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Erich Plocher
Michael Feuerstein
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.)
Diehl BGT Defence GmbH and Co KG
Original Assignee
Diehl BGT Defence GmbH and Co KG
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 Diehl BGT Defence GmbH and Co KG filed Critical Diehl BGT Defence GmbH and Co KG
Publication of EP1628112A1 publication Critical patent/EP1628112A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current

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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 wing arrangement for a missile comprising two wing elements.
  • Missiles are partially fired from launch containers or pipes in which only limited space is available for the missile. For this reason, such missiles must be built very compact. Especially arranged on the missiles wings require a certain amount of space. Therefore missiles that are fired in such a way, usually wing arrangements, which are located before the launch of the missile close to the fuselage or in a recess in the fuselage of the missile. These wing assemblies unfold their full effectiveness with respect to their wing surface only after firing, for example, by being folded out laterally or swung out.
  • a first wing member from a provided in the fuselage of a missile recess can be swung laterally by 90 degrees, so that its wing surface is no longer parallel to the fuselage of the missile, but perpendicular to whose hull is aligned.
  • the wing element is then rotated by a further 90 degrees about its longitudinal axis, so that its wing surface in the end position is parallel to the longitudinal axis of the missile.
  • a second Wing element included which is telescoped out of this after completion of the pivoting operation of the first wing member to increase the wing area.
  • a wing assembly for a missile comprising two wing elements according to the invention that a first wing member along its longitudinal axis via a connecting means on the missile is hinged folded and that a second wing member is connected to the first wing member such that it is a to Longitudinal axis of the first wing element perpendicular axis is pivotally.
  • the invention is based in a first step on the consideration that in principle a larger wing span can be achieved by a combination of two wing elements via a folding pivot mechanism.
  • a hinged pivoting mechanism is not suitable, because it is accompanied by a reduced mechanical wing stability.
  • the invention is based on the consideration that an attachment of a wing element along its longitudinal axis via a connecting means for a greater stability of the wing member provides compared to an attachment in the region of its transverse axis. Due to the greater connection to the hull, the mechanical stability is increased so far that even a wing assembly, in which a first wing member is arranged hinged and another wing member is connected thereto via a pivot mechanism, is feasible.
  • a better position stability with respect to the alignment of the wing element can be achieved because the position of the center of gravity of the wing element is closer to the missile. This ensures that, after folding out a wing element, there is a delay in time or, subsequently, another wing element can be easily pivoted, for example, without being prevented from doing so by any malpositioning of a first wing element.
  • the invention provides a wing assembly which meets high requirements for the stability of a wing on a missile, has a large wing span and can be arranged extremely space-saving on the fuselage or in a recess in the fuselage of a missile. Due to the large wing span a particularly well maneuverable missile can be achieved.
  • a missile with such wing assemblies is also suitable for use in high-density media such.
  • high-density media such as water
  • the wing assembly unfolds as desired after the launch of the missile and does not stop in an intermediate position.
  • the second wing element is at least partially pivotable in an interior of the first wing element.
  • a space saving is additionally achieved and thus allows an arrangement of a missile provided with such wing arrangements in a launch container of small dimensions.
  • the second is Wing element thereby protected from damaging, external influences before the actual use of the missile.
  • the two side walls of the first wing element can exert a supporting effect laterally on the wing surface of the second wing element. The risk of breakage or kinking of the second wing element during a missile mission is thereby substantially reduced.
  • the connecting means is designed as a hinge connection. About a hinge connection a certain folding angle is particularly accurate.
  • the first wing element can thereby be brought into a defined position with respect to the missile. Too wide unfolding of the first wing element in an aerodynamically unfavorable position or damage caused thereby to the missile are thus prevented.
  • It can be provided that are located both on the connecting means and on the first wing element bushings, for example in the form of hinge eyes through which a common shaft can be pushed.
  • bushes with a mechanical spring wound around them can be pushed over such a shaft, which are located in the region between two hinge eyes of the first wing element and connecting means. It makes sense that the springs are in applied first wing element in the tensioned state and fold the first wing element after removal of any provided securing means that holds the wing assembly before launching the missile in position from.
  • the number of springs and their hardness make it easy to regulate the speed with which the first wing element can be unfolded.
  • a hinge eye of the first wing element may, for example, have a stop which, in interaction with the connecting means, ensures that the first wing element can only open by a fold-out angle defined above the stop.
  • a hinge eye of the connecting means may also have such a stop with the same function.
  • the connecting means is already integrated into the fuselage of the missile or applied thereto, for example, by a welded, screwed or glued connection. It can also be provided that the connecting means is arranged in a recess within the fuselage of the missile, which can also accommodate the first and the second wing element. As a result, a missile is realized, which can be accommodated particularly well in small launch containers or tubes with a small inner diameter.
  • the second wing element is pivotally connected in the region of its root with the first wing element.
  • no or only a minimal recess in the fuselage of the missile or in the connecting means or in the first wing element must be provided upon pivoting of the second wing element over a certain angle in order to accommodate the directed by the pivoting movement into the missile interior part of the second wing element.
  • this can be realized a particularly long span of the wing, which has a positive effect on the flight characteristics of the missile.
  • a stop is provided on the first wing element, which defines the maximum swiveling angle of the second wing element.
  • a certain swiveling angle is meaningful for the second wing element.
  • the attack can already be predetermined production technology, if the field of use of the missile is already defined precisely, for example in the form of a projection on the first wing element, or be designed to be variable depending on the application of the missile optimal Ausschwenkwinkel, for example in the form of a displaceable element.
  • Another advantage is achieved when the second wing member has a nose in the region of its root, which engages in the swung-out state in a provided in the connecting means pocket and so locks the second wing member. As a result, an exact alignment of the second wing element and thus good maneuverability during use of the missile is ensured.
  • the second wing element is partially disposed within the first wing element and engages in the pocket via a recess on the underside of the first wing element. Because of this, the first wing element is automatically held on the second wing element in position. An additional locking means to hold the first wing element in its position after unfolding is not mandatory. The forces acting on the second wing element in its swung-out state are absorbed by the connecting means. Thus, the power flow need not be conducted via the first wing element, shafts, locking means between the first wing element and connecting means, etc. As a result, excessive stress and associated damage to these wing components is prevented.
  • the second wing member is pivoted about relaxation of a mechanical spring, such as a leaf spring, after the launch of the missile and removal of any intended securing means from its space-saving position.
  • a mechanical spring such as a leaf spring
  • a locking means is provided for fixing the first wing element in its unfolded position.
  • the locking means may be, for example, a rotatable via a mechanical spring connected to the connecting element, which rotates when opening the first wing element in a recess in a hinge eye of the first wing element and thereby fixed in its unfolded position.
  • the wing assembly is held in the required orientation for placement in a launch container via a securing means in the form of a band which is annular around the diameter of the missile and the wing assembly.
  • This tape can then be solved by firing the missile, for example, pyrotechnic. Thereafter, unfolding or pivoting of the wing elements is possible.
  • FIG. 1 the individual components of a wing assembly 10 are shown in exploded view.
  • a first wing element 12 is hollow-walled, so that a second wing element 14 can be arranged partially within the first wing element.
  • the first wing member 12 is screwed to the second wing member 14 in the region of its root via a through its two side walls bore 16 and a bore 18 by means of a bolt 20 with internal thread and a corresponding counter bolt 22 with external thread.
  • the second wing element 14 can be pivoted about an axis which is perpendicular to the longitudinal axis of the first wing element 12 and which extends in the direction of the bolt connection from bolt 20 and counterbolt 22.
  • the first wing element 12 can be connected to a connecting means 24 by means of differently configured hinge eyes 26, which are located both on the connecting means 24 and on the first wing element 12, via shafts 28, 30.
  • the shafts 28, 30 are completely or partially pushed through the hinge eyes 26.
  • recesses 32 are provided to bushes 34 to the mechanical springs 36 are pushed to record.
  • the shaft 30 is also pushed through the bushes 34.
  • the mechanical springs 36 are arranged so that they are in a tensioned state when the first wing member 12 is in a state applied to the missile.
  • the connecting means 24 has a recess 38, in which a locking means 40 is rotatably arranged by means of unillustrated connecting pins and a mechanical spring, not shown.
  • the mechanical spring is arranged so that it is in a tensioned state when the first wing member 12 is in a state applied to the missile. Folding the first wing member 12 after removal of a securing means, not shown, due to relaxation of the previously tensioned springs 36, then the locking means 40 rotates due to the relaxation of his previously strained mechanical spring and locks in a specially designed recess 46 in the overlying Hinge eyelet 48 and thereby prevents folding back of the first wing member 12 (see Fig. 6).
  • the connecting means 24 has a pocket 50 into which the lower part 52 of the second wing element 14 projects when swinging out of the first wing element 12. Upon complete swinging out of the second wing member 14 this is located on a within the first wing member 12 stop 54 - here in the form of the configuration of the inner wall of the first wing member 12 - and ensures by its at the lower part 52 protruding nose 56 for fixing its position ( see Fig. 4).
  • Fig. 2 shows a previously described wing assembly 10 in the fully unfolded state of the first wing member 12 and fully swung out state of the second wing member 14.
  • the disc 58 with its four projections symbolizes this one introduced in a tube missile and the number of provided on him wing arrangements 10.
  • the outer diameter of the disc 58 represents the pipe diameter.
  • Fig. 3 shows a previously described wing assembly 10 in the fully folded state of the first wing member 12 to a missile and as far as possible pivoted into the first wing member 12 wing member 14.
  • first wing element 12 shown transparent. It can be seen that partly arranged within the first wing member 12 wing member 14 and the stopper 54, at which the second wing member would rest in a fully swung out state.
  • the locking region of the second wing element 14 with the connecting means 24 is shown in a partially transparent representation when the second wing element 14 is pivoted out completely. It can be seen how the lower part 52 and the nose 56 of the second wing element 14 reach into the pocket 50 of the connecting means 24 and thereby fix the second wing element 14 in its current position. The upper part of the nose 56 is from the wall of the adjacent hinge eye 26 enclosed.
  • Fig. 5 shows the already mentioned locking means 40.
  • the locking means 40 is arranged about an axis parallel to its bore 60 rotatably in the recess 38 shown in FIG.
  • Fig. 6 the locking means 40 and the associated overlying hinge eye 48 are shown.
  • the locking means 40 In applied to a missile state of the first wing member 12, the locking means 40 is positively against the hinge eye 48.
  • the hinge eye 48 has a recess 46 dimensioned such that when the first wing element 12 is folded out of the plane of the drawing, the locking means 40 rotates 90 degrees counterclockwise due to its tensioned mechanical spring (not shown) and engages in the recess 46.
  • a stop 62 is provided on the hinge eye 48, which ensures that the locking means can not accidentally perform a rotation of more than 90 degrees.
  • the locking means of the locking means 40 only serves to support the locking or fixing of the first wing member 12 in its unfolded position on the engagement of the lower part 52 and the nose 56 of the second wing member 14 in the pocket 50 of the connecting means 24th
  • wing arrangement 36 mechanical springs 12 first wing element 38 recess 14 second wing element 40 locking means 16 hole 46 recess 18 hole 48 hinge eye 20 bolts 50 recess 22 counter bolts 52 lower part 24 connecting means 54 stop 26 hinged eyelets 56 nose 28 wave 58 disc 30 wave 60 hole 32 recesses 62 stop 34 sockets

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
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  • Engineering & Computer Science (AREA)
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  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
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Abstract

The wing arrangement (10) for a missile comprises two wing elements, the first (12) of which is fastened on the missile by a hinge connection (24) to swing out along the missile's longitudinal axis, and the second (14) connected to the first wing element in such a way that it is pivotable around an axis which is perpendicular to the longitudinal axis of the first wing element. The second wing element is pivotable at least partially in an inner cavity of the first wing element.

Description

Die Erfindung betrifft eine Flügelanordnung für einen Flugkörper umfassend zwei Flügelelemente.The invention relates to a wing arrangement for a missile comprising two wing elements.

Flugkörper werden zum Teil aus Startcontainern oder Rohren heraus verschossen, in denen für den Flugkörper nur begrenzter Raum zur Verfügung steht. Aus diesem Grund müssen derartige Flugkörper sehr kompakt gebaut werden. Speziell die an den Flugkörpern angeordneten Flügel benötigen einen gewissen Platzbedarf. Deshalb weisen Flugkörper, die auf derartige Weise verschossen werden, zumeist Flügelanordnungen auf, die sich vor Abschuss des Flugkörpers nahe am Rumpf oder in einer Aussparung im Rumpf des Flugkörpers befinden. Diese Flügelanordnungen entfalten erst nach dem Abschuss ihre volle Wirksamkeit hinsichtlich ihrer Flügelfläche, indem sie beispielsweise seitlich herausgeklappt oder herausgeschwenkt werden.Missiles are partially fired from launch containers or pipes in which only limited space is available for the missile. For this reason, such missiles must be built very compact. Especially arranged on the missiles wings require a certain amount of space. Therefore missiles that are fired in such a way, usually wing arrangements, which are located before the launch of the missile close to the fuselage or in a recess in the fuselage of the missile. These wing assemblies unfold their full effectiveness with respect to their wing surface only after firing, for example, by being folded out laterally or swung out.

Als Flügelanordnung der eingangs genannten Art ist aus der US 4,667,899 eine Anordnung bekannt, bei der ein erstes Flügelelement aus einer im Rumpf eines Flugkörpers vorgesehenen Aussparung um 90 Grad seitlich herausschwenkbar ist, so dass seine Flügelfläche nicht mehr parallel zum Rumpf des Flugkörpers, sondern senkrecht zu dessen Rumpf ausgerichtet ist. Im Anschluss an diese Schwenkbewegung wird das Flügelelement dann um weitere 90 Grad um seine Längsachse gedreht, so dass seine Flügelfläche in der Endstellung parallel zur Längsachse des Flugkörpers liegt. In dem ersten Flügelelement ist ein zweites Flügelelement enthalten, das nach Beendigung des Schwenkvorgangs des ersten Flügelelementes aus diesem teleskopartig herausgeschoben wird, um die Flügelfläche zu erhöhen.As a wing assembly of the type mentioned in US 4,667,899 an arrangement is known in which a first wing member from a provided in the fuselage of a missile recess can be swung laterally by 90 degrees, so that its wing surface is no longer parallel to the fuselage of the missile, but perpendicular to whose hull is aligned. Following this pivotal movement, the wing element is then rotated by a further 90 degrees about its longitudinal axis, so that its wing surface in the end position is parallel to the longitudinal axis of the missile. In the first wing element is a second Wing element included, which is telescoped out of this after completion of the pivoting operation of the first wing member to increase the wing area.

Mit der Flügelanordnung gemäß Stand der Technik ist nachteiligerweise nur eine begrenzte Gesamtspannweite des Flügels erreichbar. Auch sind vergleichsweise hohe Öffnungskräfte zum Bewegen des Teleskopmechanismus erforderlich.With the wing assembly according to the prior art disadvantageously only a limited overall span of the wing can be achieved. Also, relatively high opening forces are required to move the telescoping mechanism.

Es ist daher die Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine Flügelanordnung anzugeben, mit der sich eine gegenüber dem Stand der Technik größere Flügelspannweite erzielen lässt.It is therefore an object of the present invention to provide a wing assembly, with which can be achieved over the prior art larger wing span.

Diese Aufgabe wird für eine Flügelanordnung für einen Flugkörper umfassend zwei Flügelelemente erfindungsgemäß dadurch gelöst, dass ein erstes Flügelelement entlang seiner Längsachse über ein Verbindungsmittel an dem Flugkörper ausklappbar befestigt ist und dass ein zweites Flügelelement mit dem ersten Flügelelement derart verbunden ist, dass es um eine zur Längsachse des ersten Flügelelementes senkrecht stehende Achse schwenkbar ist.This object is achieved for a wing assembly for a missile comprising two wing elements according to the invention that a first wing member along its longitudinal axis via a connecting means on the missile is hinged folded and that a second wing member is connected to the first wing member such that it is a to Longitudinal axis of the first wing element perpendicular axis is pivotally.

Die Erfindung geht in einem ersten Schritt von der Überlegung aus, dass durch eine Kombination zweier Flügelelemente über einen Klapp-Schwenkmechanismus prinzipiell eine größere Flügelspannweite erreichbar ist. Ein Klapp-Schwenkmechanismus ist jedoch nicht geeignet, da er mit einer verringerten mechanischen Flügelstabilität einhergeht.The invention is based in a first step on the consideration that in principle a larger wing span can be achieved by a combination of two wing elements via a folding pivot mechanism. However, a hinged pivoting mechanism is not suitable, because it is accompanied by a reduced mechanical wing stability.

In einem zweiten Schritt geht die Erfindung von der Überlegung aus, dass eine Befestigung eines Flügelelementes entlang seiner Längsachse über ein Verbindungsmittel für eine größere Stabilität des Flügelelementes sorgt im Vergleich zu einer Befestigung im Bereich seiner Querachse. Durch die größere Anbindung an den Rumpf wird die mechanische Stabilität soweit erhöht, dass auch eine Flügelanordnung, bei der ein erstes Flügelelement klappbar angeordnet ist und ein weiteres Flügelelement mit diesem über einen Schwenkmechanismus verbunden ist, realisierbar ist.In a second step, the invention is based on the consideration that an attachment of a wing element along its longitudinal axis via a connecting means for a greater stability of the wing member provides compared to an attachment in the region of its transverse axis. Due to the greater connection to the hull, the mechanical stability is increased so far that even a wing assembly, in which a first wing member is arranged hinged and another wing member is connected thereto via a pivot mechanism, is feasible.

Zudem ist mit einem Klappmechanismus um eine Längsachse eines Flügelelementes eine bessere Positionsstabilität hinsichtlich der Ausrichtung des Flügelelementes erzielbar, weil die Lage des Schwerpunktes des Flügelelementes näher am Flugkörper ist. Dadurch wird sichergestellt, dass sich nach dem Ausklappen eines Flügelelementes etwas zeitlich verzögert oder im Anschluss daran auch ein weiteres Flügelelement problemlos beispielsweise verschwenken lässt, ohne durch eine eventuelle Fehlstellung eines ersten Flügelelementes daran gehindert zu werden.In addition, with a folding mechanism about a longitudinal axis of a wing element a better position stability with respect to the alignment of the wing element can be achieved because the position of the center of gravity of the wing element is closer to the missile. This ensures that, after folding out a wing element, there is a delay in time or, subsequently, another wing element can be easily pivoted, for example, without being prevented from doing so by any malpositioning of a first wing element.

Durch die Erfindung wird eine Flügelanordnung geschaffen, die hohe Anforderungen an die Stabilität eines Flügels an einem Flugkörper erfüllt, eine große Flügelspannweite aufweist und dabei äußerst Platz sparend am Rumpf oder in einer Aussparung im Rumpf eines Flugkörpers angeordnet werden kann. Durch die große Flügelspannweite kann ein besonders gut manövrierbarer Flugkörper erzielt werden.The invention provides a wing assembly which meets high requirements for the stability of a wing on a missile, has a large wing span and can be arranged extremely space-saving on the fuselage or in a recess in the fuselage of a missile. Due to the large wing span a particularly well maneuverable missile can be achieved.

Ein Flugkörper mit derartigen Flügelanordnungen ist zudem für einen Einsatz in Medien hoher Dichte, wie z. B. Wasser, geeignet, da bei dieser Flügelanordnung, d. h. speziell aufgrund der Schwenkbewegung des zweiten Flügelelementes um eine zur Längsachse des ersten Flügelelementes senkrecht stehenden Achse im Vergleich zu beispielsweise einer Klappbewegung parallel zu jener Längsachse nur geringere Öffnungskräfte erforderlich sind. Damit kann auch in solchen Medien davon ausgegangen werden, dass sich die Flügelanordnung nach dem Abschuss des Flugkörpers wie gewünscht entfaltet und nicht in einer Zwischenstellung stehen bleibt.A missile with such wing assemblies is also suitable for use in high-density media such. As water, suitable because in this wing assembly, d. H. especially due to the pivoting movement of the second wing member about an axis perpendicular to the longitudinal axis of the first wing member axis compared to, for example, a folding movement parallel to that longitudinal axis only lower opening forces are required. Thus it can be assumed in such media that the wing assembly unfolds as desired after the launch of the missile and does not stop in an intermediate position.

In einer vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung ist das zweite Flügelelement zumindest teilweise in einem Innenraum des ersten Flügelelementes schwenkbar. Dadurch wird zusätzlich eine Platzersparnis erreicht und somit eine Anordnung eines mit derartigen Flügelanordnungen versehenen Flugkörpers in einem Startcontainer kleiner Abmessungen ermöglicht. Zudem ist das zweite Flügelelement dadurch vor schädigenden, äußeren Einflüssen vor dem eigentlichen Einsatz des Flugkörpers geschützt.In an advantageous embodiment of the invention, the second wing element is at least partially pivotable in an interior of the first wing element. As a result, a space saving is additionally achieved and thus allows an arrangement of a missile provided with such wing arrangements in a launch container of small dimensions. In addition, the second is Wing element thereby protected from damaging, external influences before the actual use of the missile.

Verbleibt bei dem Herausschwenken des zweiten Flügelelementes aus dem Innenraum des ersten Flügelelementes ein Teil des zweiten Flügelelementes innerhalb des Innenraumes, wird für eine gewisse zusätzliche Stabilität des zweiten Flügelelementes in herausgeschwenktem Zustand gesorgt. Die beiden Seitenwände des ersten Flügelelementes können dabei eine stützende Wirkung seitlich auf die Flügelfläche des zweiten Flügelelementes ausüben. Die Gefahr eines Abbrechens oder Umknickens des zweiten Flügelelementes während einer Flugkörpermission wird dadurch wesentlich gemindert.Remains in the swinging out of the second wing element from the interior of the first wing element, a part of the second wing element within the interior, is provided for a certain additional stability of the second wing element in herausgeschwenktem state. The two side walls of the first wing element can exert a supporting effect laterally on the wing surface of the second wing element. The risk of breakage or kinking of the second wing element during a missile mission is thereby substantially reduced.

Vorteilhafterweise ist das Verbindungsmittel als Scharnierverbindung ausgebildet. Über eine Scharnierverbindung ist ein bestimmter Klappwinkel besonders genau festlegbar. Das erste Flügelelement kann dadurch in eine definierte Position in Bezug auf den Flugkörper gebracht werden. Ein zu weites Aufklappen des ersten Flügelelementes in eine aerodynamisch ungünstige Position oder dadurch verursachte Beschädigungen am Flugkörper werden somit verhindert. Es kann dabei vorgesehen sein, dass sich sowohl am Verbindungsmittel als auch am ersten Flügelelement Durchführungen befinden, beispielsweise in Form von Scharnierösen, durch die eine gemeinsame Welle geschoben werden kann.Advantageously, the connecting means is designed as a hinge connection. About a hinge connection a certain folding angle is particularly accurate. The first wing element can thereby be brought into a defined position with respect to the missile. Too wide unfolding of the first wing element in an aerodynamically unfavorable position or damage caused thereby to the missile are thus prevented. It can be provided that are located both on the connecting means and on the first wing element bushings, for example in the form of hinge eyes through which a common shaft can be pushed.

Geschickterweise können über eine solche Welle Buchsen mit einer darum gewickelten mechanischen Feder geschoben sein, die sich in dem Bereich zwischen zwei Scharnierösen von erstem Flügelelement und Verbindungsmittel befinden. Sinnvollerweise befinden sich die Federn bei angelegtem erstem Flügelelement in gespannten Zustand und klappen das erste Flügelelement nach Entfernung eines eventuell vorgesehenen Sicherungsmittels, das die Flügelanordnung vor Abschuss des Flugkörpers in ihrer Position hält, aus. Über die Anzahl der Federn und über deren Härte lässt sich die Geschwindigkeit, mit der sich das erste Flügelelement ausklappen lässt, einfach regulieren.Cleverly, bushes with a mechanical spring wound around them can be pushed over such a shaft, which are located in the region between two hinge eyes of the first wing element and connecting means. It makes sense that the springs are in applied first wing element in the tensioned state and fold the first wing element after removal of any provided securing means that holds the wing assembly before launching the missile in position from. The number of springs and their hardness make it easy to regulate the speed with which the first wing element can be unfolded.

Es ist denkbar, dass die Scharnierösen an dem Verbindungsmittel und an dem ersten Flügelelement unterschiedlich ausgelegt sind. Eine Scharnieröse des ersten Flügelelementes kann beispielsweise einen Anschlag aufweisen, der in Zusammenspiel mit dem Verbindungsmittel dafür sorgt, dass das erste Flügelelement nur um einen über den Anschlag definierten Ausklappwinkel aufklappen kann. Umgekehrt kann auch eine Scharnieröse des Verbindungsmittels einen derartigen Anschlag mit gleicher Funktion aufweisen.It is conceivable that the hinge eyes are designed differently on the connecting means and on the first wing element. A hinge eye of the first wing element may, for example, have a stop which, in interaction with the connecting means, ensures that the first wing element can only open by a fold-out angle defined above the stop. Conversely, a hinge eye of the connecting means may also have such a stop with the same function.

Praktischerweise ist das Verbindungsmittel bereits in den Rumpf des Flugkörpers integriert oder auf diesen beispielsweise durch eine Schweiß-, Schraub- oder Klebverbindung aufgebracht. Es kann dabei auch vorgesehen sein, dass das Verbindungsmittel in einer Aussparung innerhalb des Rumpfes des Flugkörpers angeordnet ist, die auch das erste und das zweite Flügelelement aufnehmen kann. Dadurch wird ein Flugkörper realisiert, der besonders gut in kleinen Startcontainern oder Rohren mit geringem Innendurchmesser untergebracht werden kann.Conveniently, the connecting means is already integrated into the fuselage of the missile or applied thereto, for example, by a welded, screwed or glued connection. It can also be provided that the connecting means is arranged in a recess within the fuselage of the missile, which can also accommodate the first and the second wing element. As a result, a missile is realized, which can be accommodated particularly well in small launch containers or tubes with a small inner diameter.

Zweckmäßigerweise ist das zweite Flügelelement im Bereich seiner Wurzel schwenkbar mit dem ersten Flügelelement verbunden. Dadurch muss bei Verschwenkung des zweiten Flügelelementes über einen gewissen Winkel hinweg keine oder nur eine minimale Aussparung im Rumpf des Flugkörpers bzw. im Verbindungsmittel oder im ersten Flügelelement vorgesehen werden, um den durch die Schwenkbewegung ins Flugkörperinnere gerichteten Teil des zweiten Flügelelementes aufnehmen zu können. Zudem kann dadurch eine besonders lange Spannweite des Flügels realisiert werden, die sich positiv auf die Flugeigenschaften des Flugkörpers auswirkt.Conveniently, the second wing element is pivotally connected in the region of its root with the first wing element. As a result, no or only a minimal recess in the fuselage of the missile or in the connecting means or in the first wing element must be provided upon pivoting of the second wing element over a certain angle in order to accommodate the directed by the pivoting movement into the missile interior part of the second wing element. In addition, this can be realized a particularly long span of the wing, which has a positive effect on the flight characteristics of the missile.

Von Vorteil ist es, wenn an dem ersten Flügelelement ein Anschlag vorgesehen ist, der den maximalen Ausschwenkwinkel des zweiten Flügelelementes definiert. Je nachdem, in welchem Medium (z. B. Luft oder Wasser) der Flugkörper eingesetzt werden soll und mit welcher Geschwindigkeit der Flugkörper fliegen soll, ist ein bestimmter Ausschwenkwinkel für das zweite Flügelelement sinnvoll. Der Anschlag kann dabei bereits fertigungstechnisch fest vorgegeben sein, wenn das Einsatzgebiet des Flugkörpers schon genau festgelegt ist, beispielsweise in Form eines Vorsprungs am ersten Flügelelement, oder variabel ausgelegt sein, um je nach Einsatzgebiet des Flugkörpers einen optimalen Ausschwenkwinkel einstellen zu können, beispielsweise in Form eines verschiebbaren Elementes.It is advantageous if a stop is provided on the first wing element, which defines the maximum swiveling angle of the second wing element. Depending on in which medium (eg air or water) the missile is to be used and at what speed the missile should fly, a certain swiveling angle is meaningful for the second wing element. The attack can already be predetermined production technology, if the field of use of the missile is already defined precisely, for example in the form of a projection on the first wing element, or be designed to be variable depending on the application of the missile optimal Ausschwenkwinkel, for example in the form of a displaceable element.

Ein weiterer Vorteil wird erreicht, wenn das zweite Flügelelement im Bereich seiner Wurzel eine Nase aufweist, die im ausgeschwenkten Zustand in eine im Verbindungsmittel vorgesehene Tasche eingreift und so das zweite Flügelelement arretiert. Dadurch wird eine exakte Ausrichtung des zweiten Flügelelementes und somit eine gute Manövrierbarkeit während eines Einsatzes des Flugkörpers gewährleistet.Another advantage is achieved when the second wing member has a nose in the region of its root, which engages in the swung-out state in a provided in the connecting means pocket and so locks the second wing member. As a result, an exact alignment of the second wing element and thus good maneuverability during use of the missile is ensured.

Besonders geschickt ist es dabei, wenn das zweite Flügelelement dabei teilweise innerhalb des ersten Flügelelementes angeordnet ist und über eine Aussparung auf der Unterseite des ersten Flügelelementes in die Tasche eingreift. Denn dadurch wird das erste Flügelelement automatisch über das zweite Flügelelement in seiner Position gehalten. Ein zusätzliches Arretierungsmittel, um das erste Flügelelement nach dem Aufklappen in seiner Position zu halten, ist nicht zwingend erforderlich. Die am zweiten Flügelelement angreifenden Kräfte in seinem herausgeschwenkten Zustand werden dabei über das Verbindungsmittel aufgenommen. Der Kraftfluss muss somit nicht über das erste Flügelelement, Wellen, Arretierungsmittel zwischen erstem Flügelelement und Verbindungsmittel usw. geleitet werden. Dadurch wird eine übermäßige Beanspruchung und damit verbundene Beschädigung dieser Flügelbauteile unterbunden.It is particularly clever in this case if the second wing element is partially disposed within the first wing element and engages in the pocket via a recess on the underside of the first wing element. Because of this, the first wing element is automatically held on the second wing element in position. An additional locking means to hold the first wing element in its position after unfolding is not mandatory. The forces acting on the second wing element in its swung-out state are absorbed by the connecting means. Thus, the power flow need not be conducted via the first wing element, shafts, locking means between the first wing element and connecting means, etc. As a result, excessive stress and associated damage to these wing components is prevented.

Praktischerweise wird das zweite Flügelelement über Entspannung einer mechanischen Feder, beispielsweise einer Blattfeder, nach dem Abschuss des Flugkörpers und Entfernung eines eventuell vorgesehenen Sicherungsmittels aus seiner platzsparenden Position herausgeschwenkt. Eine derartige mechanische Lösung ist kostengünstig und zudem kaum fehleranfällig.Conveniently, the second wing member is pivoted about relaxation of a mechanical spring, such as a leaf spring, after the launch of the missile and removal of any intended securing means from its space-saving position. Such a mechanical solution is inexpensive and also hardly susceptible to errors.

Außerdem wird vorgeschlagen, dass zum Fixieren des ersten Flügelelementes in seiner ausgeklappten Position ein Arretierungsmittel vorgesehen ist. Durch ein Arretierungsmittel kann verhindert werden, dass das erste Flügelelement aufgrund der Anströmung so weit zurückklappen kann, dass eine Schwenkbewegung des zweiten Flügelelementes nur eingeschränkt oder unter Umständen sogar überhaupt nicht möglich ist. Bei dem Arretierungsmittel kann es sich beispielsweise um ein mit dem Verbindungsmittel verbundenes, über eine mechanische Feder drehbares Element handeln, das sich bei Aufklappen des ersten Flügelelementes in eine Aussparung in einer Scharnieröse des ersten Flügelelementes hineindreht und dieses dadurch in seiner ausgeklappten Position fixiert.It is also proposed that a locking means is provided for fixing the first wing element in its unfolded position. Through a Locking means can be prevented that the first wing element can fold back so far due to the flow, that a pivoting movement of the second wing member is limited or even impossible under certain circumstances. The locking means may be, for example, a rotatable via a mechanical spring connected to the connecting element, which rotates when opening the first wing element in a recess in a hinge eye of the first wing element and thereby fixed in its unfolded position.

Es kann vorgesehen sein, dass die Flügelanordnung über ein Sicherungsmittel in Form eines Bandes, das um den Durchmesser des Flugkörpers und die Flügelanordnung ringförmig herum verläuft, in der für die Unterbringung in einem Startcontainer erforderlichen Ausrichtung gehalten wird. Dieses Band kann dann nach Abschuss des Flugkörpers beispielsweise pyrotechnisch gelöst werden. Danach ist ein Ausklappen bzw. Schwenken der Flügelelemente möglich.It may be provided that the wing assembly is held in the required orientation for placement in a launch container via a securing means in the form of a band which is annular around the diameter of the missile and the wing assembly. This tape can then be solved by firing the missile, for example, pyrotechnic. Thereafter, unfolding or pivoting of the wing elements is possible.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird anhand einer Zeichnung näher erläutert.
In der Zeichnung zeigen:

Fig. 1
die Bestandteile einer Flügelanordnung in Explosionsdarstellung,
Fig. 2
eine Flügelanordnung in vollständig ausgeklapptem, ausgeschwenktem Zustand,
Fig. 3
eine Flügelanordnung in an einen Flugkörper angelegten Zustand,
Fig. 4
einen Verriegelungsbereich eines zweiten Flügelementes mit einem Verbindungsmittel,
Fig. 5
ein Arretierungsmittel und
Fig. 6
ein Arretierungsmittel und eine zugehörige Scharnieröse.
An embodiment of the invention will be explained in more detail with reference to a drawing.
In the drawing show:
Fig. 1
the components of a wing assembly in exploded view,
Fig. 2
a wing assembly in fully unfolded, swung out state,
Fig. 3
a wing assembly in a state applied to a missile,
Fig. 4
a locking portion of a second wing element with a connecting means,
Fig. 5
a locking means and
Fig. 6
a locking means and an associated hinge eye.

Gleiche Teile werden dabei mit gleichen Bezugszeichen bezeichnet.Identical parts are designated by the same reference numerals.

In Fig. 1 sind die einzelnen Bestandteile einer Flügelanordnung 10 in Explosionsdarstellung abgebildet. Ein erstes Flügelelement 12 ist hohlwandig ausgestaltet, so dass ein zweites Flügelelement 14 teilweise innerhalb des ersten Flügelelementes angeordnet werden kann. Das erste Flügelelement 12 ist mit dem zweiten Flügelelement 14 im Bereich seiner Wurzel über eine durch seine beiden Seitenwände durchgängige Bohrung 16 und über eine Bohrung 18 mittels eines Bolzens 20 mit Innengewinde und eines entsprechenden Gegenbolzens 22 mit Außengewinde verschraubbar. Dadurch kann das zweite Flügelelement 14 um eine zur Längsachse des ersten Flügelelementes 12 senkrechte Achse, die in Richtung der Bolzenverbindung aus Bolzen 20 und Gegenbolzen 22 verläuft, verschwenkt werden.In Fig. 1, the individual components of a wing assembly 10 are shown in exploded view. A first wing element 12 is hollow-walled, so that a second wing element 14 can be arranged partially within the first wing element. The first wing member 12 is screwed to the second wing member 14 in the region of its root via a through its two side walls bore 16 and a bore 18 by means of a bolt 20 with internal thread and a corresponding counter bolt 22 with external thread. As a result, the second wing element 14 can be pivoted about an axis which is perpendicular to the longitudinal axis of the first wing element 12 and which extends in the direction of the bolt connection from bolt 20 and counterbolt 22.

Das erste Flügelelement 12 ist mit einem Verbindungsmittel 24 durch unterschiedlich ausgestaltete Scharnierösen 26, die sich sowohl an dem Verbindungsmittel 24 als auch am ersten Flügelelement 12 befinden, über Wellen 28, 30 verbindbar. Die Wellen 28, 30 sind dabei vollständig oder teilweise durch die Scharnierösen 26 geschoben. In dem Verbindungsmittel 24 sind Aussparungen 32 vorgesehen, um Buchsen 34, um die mechanische Federn 36 geschoben werden, aufnehmen zu können. Die Welle 30 wird auch durch die Buchsen 34 geschoben. Die mechanischen Federn 36 sind dabei so angeordnet, dass sie sich in einem gespannten Zustand befinden, wenn sich das erste Flügelelement 12 in einem an den Flugkörper angelegten Zustand befindet.The first wing element 12 can be connected to a connecting means 24 by means of differently configured hinge eyes 26, which are located both on the connecting means 24 and on the first wing element 12, via shafts 28, 30. The shafts 28, 30 are completely or partially pushed through the hinge eyes 26. In the connecting means 24 recesses 32 are provided to bushes 34 to the mechanical springs 36 are pushed to record. The shaft 30 is also pushed through the bushes 34. The mechanical springs 36 are arranged so that they are in a tensioned state when the first wing member 12 is in a state applied to the missile.

Des Weiteren weist das Verbindungsmittel 24 eine Aussparung 38 auf, in die ein Arretierungsmittel 40 mittels nicht dargestellter Verbindungsstifte und einer nicht dargestellten mechanischen Feder drehbar angeordnet wird. Die mechanische Feder wird dabei so angeordnet, dass sie sich in einem gespannten Zustand befindet, wenn sich das erste Flügelelement 12 in einem an den Flugkörper angelegten Zustand befindet. Klappt das erste Flügelelement 12 nach Entfernung eines nicht gezeigten Sicherungsmittels aufgrund Entspannung der zuvor gespannten Federn 36 auf, so dreht sich das Arretierungsmittel 40 aufgrund der Entspannung seiner zuvor gespannten mechanischen Feder und rastet in einer speziell dafür vorgesehenen Aussparung 46 in der darüber liegenden Scharnieröse 48 ein und verhindert dadurch ein Zurückklappen des ersten Flügelelementes 12 (siehe Fig. 6).Furthermore, the connecting means 24 has a recess 38, in which a locking means 40 is rotatably arranged by means of unillustrated connecting pins and a mechanical spring, not shown. The mechanical spring is arranged so that it is in a tensioned state when the first wing member 12 is in a state applied to the missile. Folding the first wing member 12 after removal of a securing means, not shown, due to relaxation of the previously tensioned springs 36, then the locking means 40 rotates due to the relaxation of his previously strained mechanical spring and locks in a specially designed recess 46 in the overlying Hinge eyelet 48 and thereby prevents folding back of the first wing member 12 (see Fig. 6).

Weiterhin weist das Verbindungsmittel 24 eine Tasche 50 auf, in die der untere Teil 52 des zweiten Flügelelementes 14 bei Herausschwenken aus dem ersten Flügelelement 12 hineinragt. Bei vollständigem Herausschwenken des zweiten Flügelelementes 14 liegt dieses an einem innerhalb des ersten Flügelelements 12 befindlichen Anschlags 54 - hier in Form der Ausgestaltung der Innenwand des ersten Flügelelementes 12 - an und sorgt durch seine am unteren Teil 52 hervorstehende Nase 56 für eine Fixierung seiner Position (siehe Fig. 4).Furthermore, the connecting means 24 has a pocket 50 into which the lower part 52 of the second wing element 14 projects when swinging out of the first wing element 12. Upon complete swinging out of the second wing member 14 this is located on a within the first wing member 12 stop 54 - here in the form of the configuration of the inner wall of the first wing member 12 - and ensures by its at the lower part 52 protruding nose 56 for fixing its position ( see Fig. 4).

Fig. 2 zeigt eine zuvor beschriebene Flügelanordnung 10 in vollständig ausgeklapptem Zustand des ersten Flügelelementes 12 und vollständig ausgeschwenktem Zustand des zweiten Flügelelementes 14. Die Scheibe 58 mit ihren vier Fortsätzen symbolisiert hierbei einen in einem Rohr eingebrachten Flugkörper und die Anzahl, der an ihm vorgesehenen Flügelanordnungen 10. Der äußere Durchmesser der Scheibe 58 stellt den Rohrdurchmesser dar.Fig. 2 shows a previously described wing assembly 10 in the fully unfolded state of the first wing member 12 and fully swung out state of the second wing member 14. The disc 58 with its four projections symbolizes this one introduced in a tube missile and the number of provided on him wing arrangements 10. The outer diameter of the disc 58 represents the pipe diameter.

Fig. 3 hingegen zeigt eine zuvor beschriebene Flügelanordnung 10 in vollständig eingeklapptem Zustand des ersten Flügelelementes 12 an einen Flugkörper und ein soweit wie möglich in das erste Flügelelement 12 hineingeschwenktes Flügelelement 14. Zur Verbesserung der Darstellung der Anordnung der beiden Flügelelemente 12, 14 zueinander ist das erste Flügelelement 12 transparent dargestellt. Man erkennt das teilweise innerhalb des ersten Flügelelementes 12 angeordnete Flügelelement 14 und den Anschlag 54, an dem das zweite Flügelelement in vollständig herausgeschwenktem Zustand anliegen würde.Fig. 3, however, shows a previously described wing assembly 10 in the fully folded state of the first wing member 12 to a missile and as far as possible pivoted into the first wing member 12 wing member 14. To improve the representation of the arrangement of the two wing elements 12, 14 to each other is first wing element 12 shown transparent. It can be seen that partly arranged within the first wing member 12 wing member 14 and the stopper 54, at which the second wing member would rest in a fully swung out state.

In Fig. 4 ist in teilweise transparenter Darstellung der Verriegelungsbereich des zweiten Flügelelementes 14 mit dem Verbindungsmittel 24 bei vollständig herausgeschwenktem zweitem Flügelelement 14 gezeigt. Man sieht, wie der untere Teil 52 und die Nase 56 des zweiten Flügelelementes 14 in die Tasche 50 des Verbindungsmittels 24 hineingreifen und dadurch das zweite Flügelelement 14 in seiner aktuellen Position fixieren. Der obere Teil der Nase 56 wird dabei von der Wandung der angrenzenden Scharnieröse 26 umschlossen. Mittels dieses Verriegelungsbereiches wird jedoch nicht nur das zweite Flügelelement 14 in seiner Position gehalten, sondern auch automatisch das ausgeklappte erste Flügelelement 12.4, the locking region of the second wing element 14 with the connecting means 24 is shown in a partially transparent representation when the second wing element 14 is pivoted out completely. It can be seen how the lower part 52 and the nose 56 of the second wing element 14 reach into the pocket 50 of the connecting means 24 and thereby fix the second wing element 14 in its current position. The upper part of the nose 56 is from the wall of the adjacent hinge eye 26 enclosed. By means of this locking portion, however, not only the second wing member 14 is held in position, but also automatically the unfolded first wing member 12th

Fig. 5 zeigt das bereits erwähnte Arretierungsmittel 40. Das Arretierungsmittel 40 ist um eine zu seiner Bohrung 60 parallelen Achse drehbar in der in Fig. 1 gezeigten Aussparung 38 angeordnet.Fig. 5 shows the already mentioned locking means 40. The locking means 40 is arranged about an axis parallel to its bore 60 rotatably in the recess 38 shown in FIG.

In Fig. 6 sind das Arretierungsmittel 40 und die zugehörige darüber liegende Scharnieröse 48 gezeigt. In an einen Flugkörper angelegten Zustand des ersten Flügelelementes 12 liegt das Arretierungsmittel 40 formschlüssig an der Scharnieröse 48 an. Die Scharnieröse 48 weist eine so dimensionierte Aussparung 46 auf, dass das Arretierungsmittel 40 bei Herausklappen des ersten Flügelelementes 12 aus der Zeichenebene heraus aufgrund seiner nicht dargestellten gespannten mechanischen Feder eine Drehung um 90 Grad gegen den Uhrzeigersinn ausführt und dabei in die Aussparung 46 einrastet. Darüber hinaus ist an der Scharnieröse 48 ein Anschlag 62 vorgesehen, der dafür sorgt, dass das Arretierungsmittel nicht versehentlich eine Drehung von mehr als 90 Grad ausführen kann. In vorliegendem Ausführungsbeispiel dient die Verriegelung mittels des Arretierungsmittels 40 nur zur Unterstützung der Verriegelung bzw. Fixierung des ersten Flügelelementes 12 in seiner ausgeklappten Position über das Eingreifen des unteren Teils 52 und der Nase 56 des zweiten Flügelelementes 14 in die Tasche 50 des Verbindungsmittels 24.In Fig. 6, the locking means 40 and the associated overlying hinge eye 48 are shown. In applied to a missile state of the first wing member 12, the locking means 40 is positively against the hinge eye 48. The hinge eye 48 has a recess 46 dimensioned such that when the first wing element 12 is folded out of the plane of the drawing, the locking means 40 rotates 90 degrees counterclockwise due to its tensioned mechanical spring (not shown) and engages in the recess 46. In addition, a stop 62 is provided on the hinge eye 48, which ensures that the locking means can not accidentally perform a rotation of more than 90 degrees. In the present embodiment, the locking means of the locking means 40 only serves to support the locking or fixing of the first wing member 12 in its unfolded position on the engagement of the lower part 52 and the nose 56 of the second wing member 14 in the pocket 50 of the connecting means 24th

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

10 Flügelanordnung10 wing arrangement 36 mechanische Federn36 mechanical springs 12 erstes Flügelelement12 first wing element 38 Aussparung38 recess 14 zweites Flügelelement14 second wing element 40 Arretierungsmittel40 locking means 16 Bohrung16 hole 46 Aussparung46 recess 18 Bohrung18 hole 48 Scharnieröse48 hinge eye 20 Bolzen20 bolts 50 Aussparung50 recess 22 Gegenbolzen22 counter bolts 52 unterer Teil52 lower part 24 Verbindungsmittel24 connecting means 54 Anschlag54 stop 26 Scharnierösen26 hinged eyelets 56 Nase56 nose 28 Welle28 wave 58 Scheibe58 disc 30 Welle30 wave 60 Bohrung60 hole 32 Aussparungen32 recesses 62 Anschlag62 stop 34 Buchsen34 sockets

Claims (8)

Flügelanordnung (10) für einen Flugkörper umfassend zwei Flügelelemente (12, 14),
dadurch gekennzeichnet, dass a) ein erstes Flügelelement (12) entlang seiner Längsachse über ein Verbindungsmittel (24) an dem Flugkörper ausklappbar befestigbar ist und b) ein zweites Flügelelement (14) mit dem ersten Flügelelement (12) derart verbunden ist, dass es um eine zur Längsachse des ersten Flügelelementes (12) senkrecht stehende Achse schwenkbar ist. Wing arrangement (10) for a missile comprising two wing elements (12, 14),
characterized in that a) a first wing element (12) along its longitudinal axis via a connecting means (24) on the missile is foldable fastened, and b) a second wing element (14) is connected to the first wing element (12) such that it is pivotable about an axis perpendicular to the longitudinal axis of the first wing element (12). Flügelanordnung (10) nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass
das zweite Flügelelement (14) zumindest teilweise in einem Innenraum des ersten Flügelelementes (12) schwenkbar ist.Wing arrangement (10) according to claim 1,
characterized in that
the second wing element (14) is at least partially pivotable in an inner space of the first wing element (12). Flügelanordnung (10) nach einem der vorangehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass
das Verbindungsmittel (24) als Scharnierverbindung ausgebildet ist.Wing arrangement (10) according to one of the preceding claims,
characterized in that
the connecting means (24) is designed as a hinge connection. Flügelanordnung (10) nach einem der vorangehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass
zur Auslösung des Ausklappens des ersten Flügelelementes (12) eine Anzahl von mechanischen Federn (36) vorgesehen ist.Wing arrangement (10) according to one of the preceding claims,
characterized in that
a number of mechanical springs (36) are provided for triggering the unfolding of the first wing element (12). Flügelanordnung (10) nach einem der vorangehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass
das zweite Flügelelement (14) im Bereich seiner Wurzel schwenkbar mit dem ersten Flügelelement (12) verbunden ist.Wing arrangement (10) according to one of the preceding claims,
characterized in that
the second wing element (14) is pivotally connected to the first wing element (12) in the region of its root. Flügelanordnung (10) nach einem der vorangehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass
an dem ersten Flügelelement (12) ein Anschlag (54) vorgesehen ist, der den maximalen Ausschwenkwinkel des zweiten Flügelelementes (14) definiert.Wing arrangement (10) according to one of the preceding claims,
characterized in that
on the first wing element (12) a stop (54) is provided, which defines the maximum swiveling angle of the second wing element (14). Flügelanordnung (10) nach einem der vorangehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass
das zweite Flügelelement (14) im Bereich seiner Wurzel eine Nase (56) aufweist, die im ausgeschwenkten Zustand in eine im Verbindungsmittel vorgesehene Tasche (50) eingreift und so das zweite Flügelelement (14) arretiert.Wing arrangement (10) according to one of the preceding claims,
characterized in that
the second wing element (14) in the region of its root has a nose (56) which, in the pivoted-out state, engages in a pocket (50) provided in the connecting means and thus locks the second wing element (14). Flügelanordnung (10) nach einem der vorangehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass
zum Fixieren des ersten Flügelelementes (12) in seiner ausgeklappten Position ein Arretierungsmittel (40) vorgesehen ist.Wing arrangement (10) according to one of the preceding claims,
characterized in that
for fixing the first wing element (12) in its unfolded position a locking means (40) is provided.
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