EP4111127A1 - Flugkörper-finnenausklappeinrichtung, flugkörper und verfahren zum betrieb eines flugkörpers - Google Patents

Flugkörper-finnenausklappeinrichtung, flugkörper und verfahren zum betrieb eines flugkörpers

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Publication number
EP4111127A1
EP4111127A1 EP21706569.7A EP21706569A EP4111127A1 EP 4111127 A1 EP4111127 A1 EP 4111127A1 EP 21706569 A EP21706569 A EP 21706569A EP 4111127 A1 EP4111127 A1 EP 4111127A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
fin
missile
actuator
pivoting
pivoted
Prior art date
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Granted
Application number
EP21706569.7A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP4111127C0 (de
EP4111127B1 (de
Inventor
Josef Klevanski
Etienne Dumont
Waldemar Rotärmel
Ivaylo Petkov
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.)
Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Original Assignee
Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
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Filing date
Publication date
Application filed by Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV filed Critical Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Publication of EP4111127A1 publication Critical patent/EP4111127A1/de
Application granted granted Critical
Publication of EP4111127C0 publication Critical patent/EP4111127C0/de
Publication of EP4111127B1 publication Critical patent/EP4111127B1/de
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

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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
    • 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

  • the fold-out fins can be folded in during the ascent phase, the tilt-over maneuver phase and the ballistic phase and thus (at least largely) aerodynamically ineffective, while they can be unfolded during the aerodynamic descent phase, the braking phase, the approach phase and the landing phase can to bring about the desired aerodynamic influence.
  • the fins can be designed, for example, as so-called grid fins or as flat fins (so-called “plain fins”).
  • the influence of the fin (in addition to the geometry of the fin itself) on the flow conditions of the missile is dependent on an angle of attack of the fin with respect to the flow around the missile.
  • the fins serve to ensure and / or improve the stability of the missile and / or to control the same in atmospheric flight phases.
  • the fins may be folded out in order to be able to bring the fin into effect only selectively in certain flight phases.
  • it may be necessary to fold in the fins in order to minimize a negative effect of the unfolded fin on the aerodynamic properties of the missile (for example an undesired additional drag or a destabilizing effect) in the take-off phase. Folding in the fins may also be necessary to bring the missile into a spatially compact state with the fins folded in, which can be advantageous for storing and / or transporting the missile and / or for launching the missile from a launch canister or launch shaft .
  • the present invention relates to a missile-fin deployment device which enables a fin to be folded out.
  • the invention also relates to a missile with such a missile-fin deployment device.
  • the invention also relates to a method for operating a missile with a missile fin deployment device.
  • WO 2014/197046 A2 discloses a missile designed as a projectile, in which fins are arranged in the rear end region of the missile.
  • the fins can be pivoted about an axis oriented parallel to the longitudinal axis of the missile.
  • the fins are integrated into the surface of the missile in such a way that a longitudinal axis of the fin is oriented in the circumferential direction or tangential to the surface of the missile, while one is oriented parallel to the transverse axis of the fin in the longitudinal direction of the missile.
  • WO 2008/147453 A2 also discloses a pivoting of fins arranged in the rear end region of a missile designed as a projectile about pivot axes which are oriented parallel to the longitudinal axis of the missile.
  • WO 2008/147453 A2 also proposes an embodiment in which the fins are arranged in radial shafts in the rear end region of the missile. In the folded-in position, the fins are initially held in the shafts by means of a holding device.
  • the fins are in the radially outer one
  • the end region is mounted so as to be pivotable about a pivot axis which is oriented tangentially to the circumferential direction of the missile.
  • the holding effect of the holding device can be overcome by means of centrifugal forces exerted on the fins as a result of a rotation of the missile, whereby the fins can be folded out radially outward about the pivot axis from the shafts.
  • EP 2 433 084 B1 discloses a missile which, on the one hand, has fins serving for roll stabilization in the rear end area, which are received in radial slots and can be pivoted outward about a pivot axis that is oriented tangentially to the surface of the missile.
  • the fins are spring-loaded in the direction of pivoting out, the fins initially being prevented from pivoting outwards by a lock. The locking mechanism is destroyed when the fins are swiveled out by the springs.
  • the missile has centrally arranged pivotable wings which, in the pivoted-in state, are also received in radial slots of the missile and can be pivoted out about a pivot axis oriented transversely to the longitudinal axis of the missile.
  • the wings are swiveled out when the missile in the form of a projectile emerges from the muzzle or after the highest point of the ballistic phase has been reached.
  • a tail section of the missile with the foldable fins is rotatably connected to a front section of the missile with the wings via a coupling in the released state of the coupling.
  • the roll-stabilizing effect of the fins can thus be activated or deactivated.
  • EP 1 627200 B1 also discloses a receptacle for pivotable fins in shafts of the missile which extend radially and in the longitudinal direction of the missile.
  • the fins are pivoted out about pivot axes which are oriented tangentially to the circumferential direction of the missile.
  • EP 1 485668 B1 proposes to ensure that the fins can be unfolded by means of an actuating mechanism in which the degree of freedom of the fins for unfolding on the one hand a rotation and on the other hand, a pivoting of the fin are superimposed.
  • the extends Fin In the folded state, the extends Fin with the longitudinal axis in the longitudinal direction of the missile and the transverse axis tangential to the circumferential direction of the missile.
  • the longitudinal axis of the fin extends radially to the missile or normal to the surface of the missile, while the transverse axis of the fin extends parallel to the longitudinal axis of the missile.
  • a link guide Via the degree of freedom of the fin, the dependency of the pivot angle of the fin and the angle of rotation of the fin during unfolding is clearly specified by a link guide.
  • the movement along the degree of freedom is brought about by a pretensioned spring, this movement being supported during the unfolding also by the flow around the missile and the fin. Contrary to the action of the spring, the fin is held in the folded position by an unspecified locking mechanism.
  • US 2009/0126523 A1 discloses an extension mechanism for a control surface.
  • the extension mechanism can be used in a robot, in a transport device, in power or power systems, in household applications etc.
  • the extension mechanism can also be used for an aircraft, a satellite, a spacecraft or a space station, a Turbine, a water wheel, a propeller or a windmill.
  • the extension mechanism can also be used for a projectile, which can be arranged in a launch barrel with the control surface retracted, while the control surface can be extended by the extension mechanism during flight operations in order to influence the trajectory of the projectile. By extending the control surface, the surface properties of the projectile can be modified for the purpose of influencing the trajectory of the projectile.
  • the control surface can allow two alternative surface characteristics or a larger number of them.
  • the extension mechanism is arranged in a transverse bore of a base body of the projectile.
  • the extension mechanism has an electric motor whose drive pinion can be rotated around the longitudinal axis of the projectile.
  • the drive pinion meshes with a driven gear, the axis of rotation of which is oriented parallel to the longitudinal axis of the projectile.
  • the output gear drives a shaft, the rotational movement of which is converted into a translational movement of the control surface body transversely to the longitudinal axis of the projectile.
  • the motor with the drive pinion can be displaced relative to the output gear and a likewise driven by the motor drive bevel gear can engage in a Abtriebske gelrad, whose rotational movement about the translational movement axis of the Steuer vomkör pers is transmitted to the control surface body.
  • No. 6,726,147 B1 proposes a mechanism which enables both a change in the angle of attack of a thrust reversing vane and the extension of a fin to take place by means of a single actuator.
  • the actuator drives a spindle which meshes with a spindle nut which is held by the end region of a crank.
  • the crank is coupled to a holding body of the fin via a coupling.
  • the crank is coupled via the coupling to a four-bar chain, which can be used to rotate the thrust reverser blade.
  • the coupling has two drivers which are formed by a locking body Ver.
  • the drivers are each ge leads in a T-shaped guide.
  • the vertical leg of the T is oriented in the circumferential direction around the holding body and limited on one side by the crank and on the other side by a crank of the four-bar chain.
  • the vertical leg of the T is oriented in the longitudinal direction of the holding body.
  • One leg of the horizontal leg is formed by the crank and the other leg of the horizontal leg is formed by the crank of the four-bar chain.
  • the locking body with the drivers is also acted upon by a pretensioned compression spring in the direction of its longitudinal axis.
  • the locking body rests with an end face away from the pivot axis of the fin on the holding body on the fin.
  • a first adjustment range of the actuator in which the driver moves in the area of the circumferentially oriented vertical leg of the T of the guide, no expansion of the spring is possible as a result of the guide, so that the fin cannot leave the folded position.
  • the actuation of the actuator leads to a change in the angle of attack of the thrust reversing vane. If, however, the driver at the end of this adjustment area in the area of the horizontal leg of the guide, the compression spring can extend the locking body, so that the fin is folded out about its pivot axis. During this unfolding, the driver moves along a partial limb of the horizontal limb of the T-shaped guide. An actuation of the actuator that then takes place after the unfolding has been completed can be used to pivot the holding body with the fin about the longitudinal axis.
  • the invention is based on the object of proposing a missile-fin unfolding device which is improved in particular with regard to the aerodynamic effects that can be brought about, the actuation, the possibilities of influencing the aerodynamic effects that can be brought about and / or the reliable support of the fin in the unfolded state. Furthermore, the invention is based on the object of proposing a missile with a correspondingly improved missile-fin deployment device. Finally, the invention is based on the object of proposing an improved method for operating a missile with a missile-fin deployment device.
  • the invention proposes a missile-fin unfolding device which has an actuating mechanism by means of which a fin can be unfolded relative to a missile equipped with the missile-fin unfolding device and in this way can be brought into effect aerodynamically.
  • This can be a fin of any type, in particular a flat fin or a lattice fin.
  • the actuating mechanism has two degrees of freedom for unfolding the fin. These degrees of freedom are a degree of torsional freedom via which the fin can be rotated about its longitudinal axis, and a pivoting degree of freedom via which the fin can be pivoted about a transverse axis. According to the invention, the two degrees of freedom are independent of one another.
  • the aerodynamic effect of the fin can also be influenced during flight operations by using at least one degree of freedom. For example, it is possible that, depending on the flight conditions and / or flight phase, an angle of attack of the fin is changed with respect to the flow, for example by rotating the fin in the swiveled-out state into different flow positions. Here, even the rotation can be used to control or regulate the flight characteristics.
  • the missile-fin deployment device according to the invention has a missile-holding area, via which the missile-fin deployment device is held, in particular supported and / or stored, on the missile. Furthermore, the missile fin deployment device has the actuation mechanism.
  • the fin is held on the missile holding area via the actuation mechanism.
  • the actuation mechanism is used to rotate the fin on the one hand with respect to the missile holding area or the lateral surface of the missile about an axis of rotation and on the other hand to rotate the fin to pivot about a pivot axis relative to the missile holding area or the lateral surface of the missile.
  • a pivoting degree of freedom and, on the other hand, a rotational degree of freedom are provided by means of the actuating mechanism, wherein the actuation along these two degrees of freedom can take place independently of one another.
  • the actuating mechanism has the rotating mechanism on the one hand. By means of the rotation mechanism, the fin can be rotated about the axis of rotation with respect to the missile holding area.
  • the actuating mechanism has the pivoting mechanism.
  • the fin can be pivoted about the pivot axis with respect to the missile holding area.
  • the twisting mechanism and the pivoting mechanism can be actuated independently of one another, which takes place in particular by separate and independent control of a rotary actuator acting on the twisting mechanism and a pivoting actuator acting on the pivoting mechanism.
  • the twisting mechanism and the pivoting mechanism can be designed as desired and can be integrated into the missile-fin deployment device.
  • the twisting mechanism and the pivoting mechanism are interposed with respect to the flow of force in a mechanical series connection between the fin and the missile holding area. The consequence of this is that the fin is supported on the missile holding area via the twisting mechanism and via this on the pivoting mechanism (or vice versa).
  • the rotation mechanism is also pivoted (or with the rotation of the rotation mechanism, the pivoting mechanism is also pivoted).
  • any swivel mechanism can be used within the scope of the invention, for example swiveling via a conventional swivel bearing with a rotary swivel drive which brings about the swiveling and which can swivel one of the wasted parts directly or with the interposition of a gear stage.
  • the pivoting mechanism has a link guide.
  • the link guide can be used to convert any kind of movement of a swivel actuator into a swivel movement, the dependence of the movement of the swivel actuator and the pivoting being able to be specified by the contouring of the link guide.
  • the use of the link guide is advantageous in terms of the possibilities for designing the swivel characteristics.
  • the pivoting mechanism can have an actuator which triggers and / or brings about the pivoting of the fin.
  • the actuator is preferably a translational actuator, by means of which, for example, an actuating element (such as, for example, pushing and / or pulling element) is actuated, which ultimately brings about the pivoting of the pivoting mechanism.
  • an actuating element such as, for example, pushing and / or pulling element
  • the movement of the translational actuator can bring about a movement of the pivoting mechanism along the link guide.
  • the actuator it is possible for the actuator to have a spring device with one or more springs of any design.
  • the spring device is tensioned in the pivoted-in position of the fin.
  • the tension of the spring represents an energy store.
  • the energy of this energy store can then be used to generate the pivoting movement.
  • the spring device In the pivoted-in position, the spring device can be latched or locked via a latching or locking device. The rest or
  • the locking device can be unlocked or unlocked. With the unlocking of the locking device or the unlatching of the latching device, the energy of the spring device is released, with which the spring device can pivot out the fin.
  • Delimbing or unlocking may require less energy than the energy required to swing the fin out.
  • the spring device can be tensioned with the pivoting in of the fin manually or via a separate tensioning device before the missile is launched, and the missile only has to carry a small release device that requires little energy.
  • the actuator is a preferably electric drive which generates the translational movement of the actuating element or some other movement which then results in the pivoting mechanism being pivoted.
  • the pivoting mechanism has a pivot bearing body, with respect to which the fin can be pivoted.
  • the link guide between the fin and the pivot bearing body can be effective.
  • the fin is supported (with regard to pivoting about the pivot axis) on a support and / or holding device on the pivot bearing body.
  • this support and / or holding device only comes into effect when the pivoted-out position is reached and in this position in addition to other supports or articulations.
  • the support and / or holding device can ensure a stiff and reliable support in the pivoted-out position in which the fin is exposed to considerable aerodynamic forces under certain circumstances.
  • the support and / or holding device can be designed as a stop or contact surface. It is also possible that in the swiveled-out position the fin or a holding element of the same is drawn in between contact surfaces, in a holding recess, for example of a guide tube or a guide cone, with which a form-fitting support of the fin on the pivot bearing body can then be ensured.
  • the swivel bearing body prefferably be rotatable relative to the missile via a rotating mechanism.
  • the pivot bearing body has a holding recess into which the fin enters in the direction of actuation of the pivot actuator. The fin is then secured in the swiveled-out state in a form-fitting manner in the holding recess.
  • the holding recess and / or the fin preferably have tapering holding surfaces. If the movement of the fin into the holding recess occurs with the actuation of the swivel actuator, the tapering holding surfaces can result in tensioning between the holding surfaces or jamming between them. It is possible that a kind of self-locking occurs on the tapering holding surfaces (depending on the friction conditions and the angle of inclination of the tapering holding surfaces), which secures the fin in the holding recess and in the pivoted-out position.
  • the fin is held in the pivoted-in position (preferably exclusively) via the link guide and the articulation of the actuator, whereby the pivoted-in position is secured.
  • the support and / or holding device in the swiveled-out position, there is also the link guide and the articulation of the actuator, the support and / or holding device to the effect, which has the consequence that the support and / or holding device can at least partially relieve the link guide and / or the linkage of the actuator in order to reduce the forces that may be considerable during flight operations act on the Finn to support.
  • An electronic control unit can be present in the missile fin deployment device. The electronic control unit can then have control logic which controls the pivoting mechanism and / or the twisting mechanism (in particular independently of one another). In this case, the control can consist in the control of a drive unit designed as an electric motor. If an actuator with a spring device is used, the control can also consist in unlocking a locking device, which then releases the energy store provided by the pretensioned spring device.
  • control logic controls the
  • Pivoting mechanism and the twisting mechanism in such a way that for an activation of the fin initially only the pivoting mechanism is actuated until the fin is pivoted out, so that the longitudinal axis of the fin extends radially to the missile. Subsequently, only the twisting mechanism is actuated to twist the fin. The rotation thus takes place separately in time and after the pivoting.
  • the control logic can process operating parameters during flight operations. These operating parameters can relate to the flow conditions of the missile, the speed of the missile, the orientation of the missile in relation to the flow, the flight phase, the flight altitude and the like.
  • the control logic controls the twisting mechanism during flight operations in such a way that the fin is rotated as a function of the operating variables.
  • the fin can assume a basic position with a predetermined angle of attack and, compared to this basic position, a control can take place by changing the angle of attack in order to bring about or restore desired aerodynamic conditions and to influence flight operations.
  • activation takes place in such a way that the fin is rotated by a maximum of plus / minus 20 degrees, a maximum of plus / minus 15 degrees or a maximum of plus / minus 10 degrees compared to a basic position, depending on the operating parameters.
  • a position of the fin in particular the pivoted-in position of the pivoting mechanism of the fin and / or a pivoted-out position of the pivoting mechanism of the fin, can be secured by means of a latching or locking device.
  • a latching or locking device or a common latching or locking device can secure the pivoting position of the pivoting mechanism and / or the rotational position of the twisting mechanism.
  • a locking device is preferably locked and / or unlocked via an actuator.
  • the same can apply to a locking device.
  • a latching device can be "overridden" by actuation of the associated actuator by sufficient actuator forces.
  • the invention also proposes an embodiment of the missile-fin deployment device in which the pivot bearing body is rotatably mounted with respect to the missile.
  • the pivot bearing body is rotatably mounted with respect to the missile.
  • there is a torsion actuator by means of which the pivot bearing body (and with it the fin) can be rotated.
  • a translationally actuated actuating element can extend through the pivot bearing body.
  • the actuating element actuated in translation is driven by a pivot actuator, the pivot actuator preferably generating a translational drive movement.
  • the actuating element can, for example, be designed as a pull-and-push rod, a kind of connecting rod or a pendulum support, one end area of the actuation element being articulated on the swivel actuator, while the other end area of the actuation element is articulated (directly or indirectly) on the fin can.
  • a missile in particular a missile, which is equipped with a missile-fin deployment device, as explained above.
  • a missile-fin deployment device e.g. a missile-fin deployment device
  • multiple such missile-fin unfolding devices with assigned fins are used, the fins preferably being / are arranged in the area of an end face or nose, that is to say in the front end area of the missile during the ascent.
  • a further solution to the object on which the invention is based is a method for operating a missile.
  • the fin is unfolded by actuating the pivoting mechanism and the fin is rotated by actuating the twisting mechanism.
  • operating parameters are processed by means of control logic in flight operations.
  • the twisting mechanism is then activated during flight operations in such a way that the fin is twisted in relation to a basic position. This can influence the aerodynamic properties during flight operations.
  • Fig. 1 shows a fin of a missile in a three-dimensional representation.
  • FIG. 2 shows a missile with a plurality of missile-fin unfolding devices and associated fins in a three-dimensional view obliquely from the front, the fins being in the folded-in state on the lateral surface of the missile.
  • FIG. 3 shows, also in a three-dimensional view, the missile according to FIG. 2, the fins here being pivoted out via a pivot mechanism.
  • FIG 4 shows, also in a three-dimensional view, the missile according to FIGS. 2 and 3, the fins here being rotated from the operating position according to FIG. 3 by rotating a rotating mechanism.
  • Fig. 5 shows a sectional view of a pivoting mechanism in the pivoted-in state.
  • FIG. 6 shows the pivoting mechanism according to FIG. 5 partially pivoted out
  • Fig. 7 shows the pivoting mechanism according to fig. 5 and 6 in the swiveled-out state.
  • FIG. 8 shows a missile fin deployment device with a twisting mechanism and a pivoting mechanism in a schematic representation.
  • the fin 1 shows a fin 1 which is designed here as a flat fin, but can definitely have any other contour or geometry and can also be designed as a grid fin.
  • the fin 1 has a longitudinal axis 2 which, when the fin 1 is pivoted out on the missile, is oriented vertically to the lateral surface or radially to a longitudinal axis 9 of the missile.
  • the fin 1 has a transverse axis 3.
  • the longitudinal axis 2 and the transverse axis 3 define the main plane of extent of the fin 1.
  • the transverse axis 3 can correspond to at least one flow component of the flow around the fin 1.
  • a rotation of the fin 1 about the longitudinal axis 2 is described as rotation 4.
  • the rotation 4 is preferably carried out for a state in which the fin 1 is completely swiveled out with respect to the missile 6, so that the rotation 4 then takes place about an axis of rotation 34 which is radial to a longitudinal axis 9 of the missile 6 or normal to the lateral surface of the missile 6 is oriented.
  • a pivoting 5 is understood to mean a pivoting of the fin 1 about a pivot axis 33 which corresponds to the transverse axis 3 of the fin 1 (or an axis parallel thereto).
  • the pivot axis 33 is preferably oriented tangentially to the lateral surface of the missile 6.
  • FIG. 2 to 4 show a missile 6 with a plurality of missile-fin unfolding devices 7a, 7b, 7c, 7d with fins 1a, 1b, 1c, 1d.
  • the missile fin deployment devices 7 are evenly distributed over the circumference of the missile 6 and are arranged with the same axial extension of the missile 6.
  • the missile fin unfolding devices 7 are arranged in the front end region of the missile 6, which for the exemplary embodiment shown takes place immediately adjacent and behind a nose 8 of the missile 6.
  • Fig. 2 shows the missile fin deployment device 7 in a folded position. In the folded-in position, the fins 1 are placed against the outer surface of the missile 6 or extend tangentially to this.
  • the fins 1 are at least partially integrated into corresponding recesses in the outer surface of the missile 6, whereby on the one hand the contouring of the outer surface of the missile 6 and on the other hand the shape of the fins 1 results in an aerodynamically favorable profile of the missile 6 with the missile-fin folding device 7 and the fins 1 can be brought about.
  • the longitudinal axes 2 of the fins 1 extend parallel to the longitudinal axis 9 of the missile 6, while the transverse axis 3 is oriented tangentially or in cross section along the lateral surface of the missile 6.
  • the fins 1 are transferred from the operating position according to FIG. 3 by a rotation 4 about the axis of rotation 34 into the operating position according to FIG. 4, with which the unfolding has taken place.
  • the longitudinal axis 2 of the fins 1 extends radially to the longitudinal axis 9 or normal to the outer surface of the missile 6 (as shown in FIG. 3) .
  • the angle of attack of the fin 1 with respect to the flow can be changed in the swiveled-out pivot position by means of a rotation 4 in the range of plus / minus 20 degrees, plus / minus 15 degrees, plus / minus 10 degrees or plus / minus 5 degrees , with which the aerodynamics of the missile 6 can be influenced.
  • FIGS. 5 to 7 a pivoting mechanism 10 of the missile fin deployment device 7 is shown.
  • the pivoting 5 can be brought about by means of the pivoting mechanism 10.
  • the pivoting mechanism 10 is shown in a section, which runs vertically to the main plane of extent of the fin 1, namely vertically to the transverse axis 3 and along the longitudinal axis 2.
  • the pivoting mechanism 10 has a pivot bearing body 12.
  • the pivot bearing body 12 has a through recess 13 End of the fin 1 is hinged.
  • the pivot bearing 15 has a pivot axis 11 which is oriented parallel to the transverse axis 3 and parallel to the pivot axis 33.
  • the fin 1 carries a link element 17, which is designed here as a link bolt 18.
  • the link bolt 18 extends parallel to the transverse axis 3.
  • the link element 17 is received in a link 19 of the pivot bearing body 12, whereby a link guide 35 is formed.
  • the link 19 is designed as a curved elongated hole or curved slot of the pivot bearing body 12, the link 19 guiding the link element 17 on a quarter-circle path.
  • the pivot bearing 15 and the link element 17 are arranged on the longitudinal axis 2 and spaced from one another.
  • the gate 19 is oriented parallel to the longitudinal axis of the missile 6 in the end region in which the gate element 17 is in the pivoted-in state according to FIG. 5.
  • the link 19 guides the link element 17 on a path corresponding to a quarter circle.
  • the articulation body 14 can be moved by means of an actuating element 37, in particular by means of a pull rod 20, which is actuated by a pivot actuator 21, radially to the longitudinal axis 9 or normal to the lateral surface of the missile 6 along the through recess 13, whereby the link element 17 is moved from the
  • the end area according to FIG. 5 is moved via an intermediate position according to FIG. 6 into the other end area of the link 19 according to FIG. 7, which is accompanied by the pivoting of the fin 1.
  • the link element 17 and the pivot bearing 15 are arranged on a common axis, which furthermore corresponds to the longitudinal axis 2 of the fin 1, this axis then is oriented normal to the lateral surface of the missile 6 or vertically to the longitudinal axis 9 of the missile 6.
  • the pivot axis 33 about which the fin 1 is pivoted, corresponds to the momentary pole of the fin 1, which is specified via the pivot bearing 15 and the link guide 35.
  • the pivot axis 35 is thus displaced via the pivoting of the fin 1.
  • An optional special feature for the illustrated embodiment is the pivot position of the fin 1 in the pivoted-in state according to FIG. 5 exclusively through its articulation on the one hand via the link element 17 in the link 19 on the pivot bearing body 12 and - on the other hand, through the pivot bearing on the articulation body 14 and its support Preset via the actuating element 37 on the pivot actuator 21, which is fixed in terms of its position.
  • the pivot position is fixed by the articulation at the two points mentioned, it being possible to change the pivot position by actuating the pivot actuator 21.
  • the end region of the fin 1 is drawn into the holding recess 36 with increasing movement of the link element 17 along the link 19.
  • the interaction of this end region of the fin 1 with the boundary surfaces of the holding recess 36 forms a support and / or holding device 22 via which the fin 1 is additionally supported and / or held.
  • the boundary surfaces of the holding recess 36 form holding surfaces 23 of the support and / or holding device 22 on which the end region of the fin 1 is supported.
  • the holding surfaces 23 can be tapered, as shown, with a correspondingly tapered end region of the fin 1, so that when the fin 1 is pulled into the holding recess 36, the end region of the fin 1 is wedge-like between the holding surfaces 23.
  • a securing self-locking can result depending on the angle of inclination of the holding surfaces 23 and the friction pairing and the friction conditions. It is also possible for the fin 1 to end with a conical pin which is then received in conical holding surfaces 23.
  • FIG. 8 shows the use of the pivoting mechanism according to FIGS. 5 to 7 together with a twisting mechanism 24 in a missile-fin unfolding device 7:
  • the pivot bearing body 12 which is formed in two parts here, is rotatably supported by a pivot bearing 25 with respect to the missile 6 with simultaneous axial support by an axial bearing 26.
  • the pivot bearing 25 provides an axis of rotation 34, which in the pivoted state of the Fin 1 coincides with the longitudinal axis 2 of the fin 1.
  • the pivot bearing body 12 here has a hollow shaft 27, the interior space 28 of which opens into the through recess 13.
  • the rotation mechanism 24, the pivot bearing body 12 and with it the fin 1 can be rotated via a rotary actuator 29.
  • the rotary actuator 29 is designed as an electric drive.
  • the rotary actuator 29 is here in drive connection with the pivot bearing body 12 via a gear 30.
  • the swivel actuator 21 is arranged, which has a translationally moved actuator output element and is preferably also designed as an electric drive.
  • the translationally moved actuator output element of the swivel actuator 21 is coupled to the articulation body 14 via the actuating element 37, so that the movement of the end region of the fin 1, explained on the basis of FIGS , the movement of the link element 17 along the link 19 and thus the pivoting of the fin 1 can be brought about.
  • the operation of the missile fin deployment device 7 is as follows:
  • the fin 1 is in the folded-in and swiveled-in state according to FIG. 2 and the pivoting mechanism 10 is in the operating position according to FIG. 5.
  • the swivel actuator 21 is first actuated, whereby the end area of the fin 1 is pulled into the through recess 13 via the actuating element 37 and the swiveling 5 of the fin 1 follows is brought about externally.
  • the end region of the fin 1 sits firmly in the holding recess 36, so that the support and / or holding device 22 becomes effective.
  • the fin 1 is thus in the operating position according to FIG. 3 and the pivoting mechanism 10 is in the operating position shown in FIG. 7.
  • a rotation 4 of the rotation mechanism 24 and thus the fin 1 can also take place during flight operation by driving the rotary actuator 29 in both directions by any angle.
  • the fin 1 it is possible for the fin 1 to be rotated in both directions and / or the fin 1 to pivot in and / or out during flight operation by means of the actuators 21, 29. Preferably, however, the fin 1 is merely pivoted out and the fin 1 rotated during flight operations, without the fin 1 having to be pivoted back towards the missile 6.
  • the fin 1 takes place by a pivot angle of 90 °. This is not necessarily the case. Smaller or larger swivel angles are also possible.
  • the longitudinal axis 2 of the fin 1 in the pivoted-in state does not extend parallel to the longitudinal axis 9 of the missile 6, but rather forms an acute angle with respect to it.
  • the longitudinal axis 2 of the fin 1 does not extend normal to the lateral surface of the missile 6 in the swiveled-out state, but forms an acute angle to the surface normal of the missile 6, whereby the fin 1 can be inclined forwards or backwards.
  • transverse axis 3 of the fin 1 is not oriented tangentially to the outer surface of the missile 6 in the pivoted-in state, but rather relative to the outer surface is inclined. It is also possible that, in the unfolded basic position of the fin 1, the fin 1 is already positioned with a small angle of rotation with respect to the oncoming flow.
  • the pivoting mechanism 10 and the rotating mechanism 24 together form an actuating mechanism 31.
  • the missile-fin deployment device 7 is held on the missile 6 via a missile holding area 32.
  • the missile holding area 32 can be formed by bearing surfaces of the at least one pivot bearing 25 and / or of the axial bearing 26 as well as the supports of the actuators 21, 29. It is also possible, however, for the missile fin deployment device 7 to have a housing in which the rotary bearings 25 and the axial bearing 26 are then arranged and the actuators 21, 29 are also arranged. The housing then forms the missile holding area 32, in which case the missile fin deployment device 7 can be screwed to the missile 6 via the missile holding area 32 or can be fastened to it in some other way.

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Abstract

Die Erfindung betrifft eine Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung (7) mit einem Betätigungsmechanismus (37) zum Ausschwenken und Verdrehen einer Finne (1). Der Betätigungsmechanismus (37) weist dabei zwei Freiheitsgrade auf, die unabhängig voneinander sind. So kann gemäß einem Freiheitsgrad eine Verschwenkung (5) herbeigeführt werden, mit der die Finne (1) aus einer an dem Flugkörper anliegenden Betriebsstellung nach außen verschwenkt wird, und es kann eine Verdrehung (4) erzeugt werden, mit welcher der Anstellwinkel der Finne (1) gegenüber der Anströmung verändert werden kann.

Description

FLUGKÖRPER-FINNENAUSKLAPPEINRICHTUNG, FLUGKÖRPER UND VERFAHREN ZUM
BETRIEB EINES FLUGKÖRPERS
TECHNISCHES GEBIET DER ERFINDUNG
Während des Fluges eines Flugkörpers, insbesondere einer wieder verwertbaren oder auf die Erde zurückkehrenden Rakete oder eines so genannten "Launchers", treten unterschiedliche Flugphasen (insbesondere eine Aufstiegsphase, eine Tilt-Over-Manöver-Phase, eine ballistische Phase, eine aerodynamische Abstiegsphase, eine Bremsphase, eine Annäherungsphase mit einem Ausfahren von Landeelementen und eine Landephase) auf, in welchen der Flugkörper unterschiedliche aerodynamische Geometrien einnehmen muss, um die für die jeweilige Flugphase erforderliche aerodynamischen Eigenschaften herbeizuführen. Hierzu finden ausklappbare Finnen Einsatz, über die eine Veränderung der aerodynamischen Eigenschaften herbeigeführt werden kann. Die ausklappbaren Finnen können dabei beispielsweise während der Aufstiegsphase, der Tilt-Over-Manöver-Phase und der ballistischen Phase eingeklappt und damit (zumindest weitestgehend) aerodynamisch unwirksam sein, während diese während der aerodynamischen Abstiegsphase, der Bremsphase, der Annäherungsphase und der Landephase ausgeklappt sein können, um die gewünschte aerodynamische Beeinflussung herbeizuführen. Die Finnen können dabei bspw. als so genannte Gitterfinnen oder "grid fins" oder als flächige Finnen (so genannte "plain fins") ausgebildet sein. In ausgeklapptem Zustand ist die Beeinflussung der Strömungsverhältnisse des Flugkörpers durch die Finne (neben der Geometrie der Finne selbst) abhängig von einem Anstellwinkel der Finne gegenüber der Umströmung des Flugkörpers. Zu diesem Hintergrund der Erfindung wird verwiesen auf J. Klevanski, T. Ecker, J. Riehmer, B. Reimann, E. Dumont, C. Chavagnac: Aerodynamic
Studies in Preparation for CALLISTO-Reusable VTVL Launcher First Stage Demonstrator; 69th International Astronautical Congress (IAC), Bremen, Deutschland, 1. -5. Oktober 2018; IAC-18-D2.6.3, Seiten 1 bis 10. Die Finnen dienen dabei der Gewährleistung und/oder Verbesserung der Stabilität des Flugkörpers und/oder der Steuerung desselben in atmosphärischen Flugphasen. Ein Ausklappen der Finnen erfolgt dabei unter Umständen, um die Finne lediglich selektiv in bestimmten Flugphasen zur Wirkung bringen zu können. Andererseits kann ein Einklappen der Finnen erforderlich sein, um in der Startphase einen negativen Effekt der ausgeklappten Finne auf die aerodynamischen Eigenschaften des Flugkörpers (bspw. einen unerwünschten zusätzlichen Widerstand oder eine destabilisierende Wirkung) zu minimieren. Das Einklappen der Finnen kann auch erforderlich sein, um den Flugkörper mit eingeklappten Finnen in einen räumlich kompakten Zustand zu bringen, der vorteilhaft sein kann für die Bevorratung und/oder den Transport des Flugkörpers und/oder für einen Start des Flugkörpers aus einem Startkanister oder Startschacht.
Die vorliegende Erfindung betrifft eine Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung, die ein Aus klappen einer Finne ermöglicht. Des Weiteren betrifft die Erfindung einen Flugkörper mit einer derartigen Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung. Schließlich betrifft die Erfindung auch ein Verfahren zum Betrieb eines Flugkörpers mit einer Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung.
STAND DER TECHNIK
WO 2014/197046 A2 offenbart einen als Projektil ausgebildeten Flugkörper, bei dem Finnen im hinteren Endbereich des Flugkörpers angeordnet sind. Die Finnen sind um eine parallel zur Längsachse des Flugkörpers orientierte Achse verschwenkbar. Im eingeklappten Zustand sind die Finnen derart in die Mantelfläche des Flugkörpers integriert, dass eine Längsachse der Finne in Umfangsrichtung bzw. tangential zur Mantelfläche des Flugkörpers orientiert ist, während eine parallel zur Querachse der Finne in Längsrichtung des Flugkörpers orientiert ist. In ausgeklapptem Zustand erstreckt sich die Längsachse der Finne radial bzw. normal zur Mantelfläche des Flugkörpers und damit quer zur Längsachse des Flugkörpers, während die Querachse der Finne weiterhin parallel zur Längsachse des Flugkörpers orientiert ist. Auch WO 2008/147453 A2 offenbart eine Verschwenkung von im hinteren Endbereich eines als Projektil ausgebildeten Flugkörpers angeordneten Finnen um Schwenkachsen, die parallel zur Längsachse des Flugkörpers orientiert sind. Alternativ schlägt WO 2008/147453 A2 auch eine Ausführungsform vor, bei der die Finnen in radialen Schächten im hinteren Endbereich des Flugkörpers angeordnet sind. In der eingeklappten Stellung sind die Finnen zunächst mittels einer Halteeinrichtung in den Schächten gehalten. Die Finnen sind in dem radial außenliegenden Endbereich um eine Schwenkachse verschwenkbar gelagert, die tangential zur Umfangsrichtung des Flugkörpers orientiert ist. Die Haltewirkung der Halteeinrichtung kann mittels auf die Finnen ausgeübten Zentrifugalkräften in Folge einer Rotation des Flugkörpers überwunden werden, womit die Finnen radial nach außen um die Schwenkachse aus den Schächten ausgeklappt werden können.
EP 2 433 084 B1 offenbart einen Flugkörper, der einerseits im hinteren Endbereich zur Rollstabilisierung dienende Finnen aufweist, die in radialen Schlitzen aufgenommen sind und um eine Schwenkachse, die tangential zur Mantelfläche des Flugkörpers orientiert ist, nach außen ausgeschwenkt werden können. Die Finnen sind in eingeschwenktem Zustand in Richtung des Ausschwenkens federbeaufschlagt, wobei die Finnen zunächst durch eine Verriegelung an dem Ausschwenken gehindert sind. Zum Ausschwenken der Finnen durch die Federn wird die Verriegelung zerstört. Darüber hinaus verfügt der Flugkörper über mittig angeordnete verschwenkbare Flügel, die in eingeschwenktem Zustand ebenfalls in radialen Schlitzen des Flugkörpers aufgenommen sind und um eine quer zur Längsachse des Flugkörpers orientierte Schwenkachse ausgeschwenkt werden können. Die Flügel werden mit dem Austritt des als Projektil ausgebildeten Flugkörpers aus der Mündung oder nach Erreichen des höchsten Punktes der ballistischen Phase ausgeschwenkt, wobei auch in diesem Fall eine die Flügel in eingeschwenktem Zustand haltende Verriegelung zerstört werden muss. Ein Heckabschnitt des Flugkörpers mit den ausklappbaren Finnen ist über eine Kupplung in gelöstem Zustand der Kupplung verdrehbar mit einem Vorderabschnitt des Flugkörpers mit den Flügeln verbunden. Je nach Betätigung der Kupplung kann somit die rollstabilisierende Wirkung der Finnen aktiviert oder deaktiviert werden.
Auch EP 1 627200 B1 offenbart eine Aufnahme von verschwenkbaren Finnen in Schächten des Flugkörpers, die sich radial und in Längsrichtung des Flugkörpers erstrecken. Die Finnen werden auch hier ausgeschwenkt um Schwenkachsen, die tangential zur Umfangsrichtung des Flugkörpers orientiert sind.
Während die vorgenannten Flugkörper-Finnenausklappeinrichtungen lediglich einen Schwenk- Freiheitsgrad für das Ausklappen der Finnen bereitgestellt haben, schlägt EP 1 485668 B1 vor, ein Ausklappen der Finnen mittels eines Betätigungsmechanismus zu gewährleisten, bei dem in dem Freiheitsgrad der Finnen für das Ausklappen einerseits eine Verdrehung und andererseits eine Verschwenkung der Finne überlagert sind. In dem eingeklappten Zustand erstreckt sich die Finne mit der Längsachse in Längsrichtung des Flugkörpers und der Querachse tangential zur Umfangsrichtung des Flugkörpers. Hingegen erstreckt sich in ausgeklapptem Zustand der Finne die Längsachse der Finne radial zum Flugkörper oder normal zur Mantelfläche des Flugkörpers, während sich die Querachse der Finne parallel zur Längsachse des Flugkörpers erstreckt. Über den Freiheitsgrad der Finne ist die Abhängigkeit des Schwenkwinkels der Finne und des Drehwinkels der Finne während des Ausklappens in eindeutiger Weise durch eine Kulissenführung vorgegeben. Die Bewegung entlang des Freiheitsgrads wird herbeigeführt durch eine vorgespannte Feder, wobei diese Bewegung während des Ausklappens auch durch die Umströmung des Flugkörpers und der Finne unterstützt wird. Entgegen der Beaufschlagung durch die Feder wird die Finne durch einen nicht näher spezifizierten Verriegelungsmechanismus in der eingeklappten Stellung gehalten.
US 2009/0126523 A1 offenbart einen Ausfahrmechanismus für eine Steuerfläche. Der Ausfahr mechanismus kann Einsatz finden in einem Roboter, in einer Transporteinrichtung, in Kraft- oder Leistungssystemen, in Haushaltsanwendungen u. ä. Einsatz finden kann der Ausfahrme- chanismus des Weiteren auch für ein Luftfahrzeug, einen Satelliten, ein Raumfahrzeug oder eine Raumfahrtstation, eine Turbine, ein Wasserrad, einen Propeller oder eine Windmühle. Des Weiteren kann gemäß US 2009/0126523 A1 der Ausfahrmechanismus auch Einsatz finden für ein Projektil, welches mit eingefahrener Steuerfläche in einem Abschusslauf angeordnet werden kann, während im Flugbetrieb die Steuerfläche durch den Ausfahrmechanismus herausgefahren werden kann, um die Trajektorie des Projektils zu beeinflussen. Mittels des Ausfahrens der Steuerfläche kann eine Modifikation der Oberflächeneigenschaften des Projektils zwecks Beein flussung der Trajektorie des Projektils erfolgen. Die Steuerfläche kann hierbei zwei alternative Oberflächencharakteristika oder auch eine größere Zahl derselben ermöglichen. Der Ausfahr mechanismus ist in einer Querbohrung eines Grundkörpers des Projektils angeordnet. Um quer zur Längsachse des Projektils einen die Steuerfläche ausbildenden Steuerflächenkörper aus- fahren zu können, verfügt der Ausfahrmechanismus über einen elektrischen Motor, dessen An triebsritzel um die Längsachse des Projektils verdreht werden kann. Das Antriebsritzel kämmt für eine translatorische Bewegung des Steuerflächenkörpers aus der Mantelfläche des Projektils heraus mit einem Abtriebszahnrad, dessen Rotationsachse parallel zur Längsachse des Projek- tils orientiert ist. Das Abtriebszahnrad treibt eine Welle an, deren Drehbewegung umgewandelt wird in eine translatorische Bewegung des Steuerflächenkörpers quer zur Längsachse des Projektils. Der Motor mit dem Antriebsritzel relativ zu dem Abtriebszahnrad verlagert werden und ein ebenfalls von dem Motor angetriebenes Antriebskegelrad kann eingreifen in ein Abtriebske gelrad, dessen Drehbewegung um die translatorische Bewegungsachse des Steuerflächenkör pers an den Steuerflächenkörper übertragen wird. Mittels dieser Drehbewegung kann der aus der Mantelfläche des Projektils herausragende Endbereich des Steuerflächenkörpers verdreht werden, womit eine veränderte Anströmung desselben herbeigeführt werden kann.
US 6,726,147 B1 schlägt einen Mechanismus vor, welcher ermöglicht, dass mittels eines einzigen Aktuators sowohl eine Veränderung eines Anstellwinkels eines Schubumkehrflügels als auch das Ausfahren einer Finne erfolgen kann. Hierzu treibt der Aktuator eine Spindel an, die kämmt mit einer Spindelmutter, die von dem Endbereich einer Kurbel gehalten ist. Die Kurbel ist über eine Kupplung mit einem Haltekörper der Finne gekoppelt. Des Weiteren ist die Kurbel über die Kupplung gekoppelt mit einer Viergelenkkette, über welche eine Verdrehung des Schubumkehr flügels herbeigeführt werden kann. Die Kupplung weist zwei Mitnehmer auf, die von einem Ver riegelungskörper ausgebildet sind. Die Mitnehmer sind jeweils in einer T-förmigen Führung ge führt. Der Vertikalschenkel des T ist dabei in Umfangsrichtung um den Haltekörper orientiert und einseitig von der Kurbel und auf der anderen Seite von einer Kurbel der Viergelenkkette begrenzt. Der Vertikalschenkel des T ist in Längsrichtung des Haltekörpers orientiert. Ein Teilschenkel des Horizontalschenkels ist von der Kurbel ausgebildet ist und der andere Teilschenkel des Hori zontalschenkels ist von der Kurbel der Viergelenkkette ausgebildet ist. Der Verriegelungskörper mit den Mitnehmern ist des Weiteren durch eine vorgespannte Druckfeder in Richtung seiner Längsachse beaufschlagt. Der Verriegelungskörper liegt mit einer Stirnseite abseits der Schwenkachse der Finne an dem Haltekörper an der Finne an. In einem ersten Stellbereich des Aktuators, in dem sich der Mitnehmer im Bereich des in Umfangsrichtung orientierten Vertikal schenkels des T der Führung bewegt, ist in Folge der Führung keine Expansion der Feder möglich, womit die Finne die eingeklappte Position nicht verlassen kann. In diesem ersten Stell- bereich des Aktuators führt die Betätigung des Aktuators zu einer Veränderung des Anstell winkels des Schubumkehrflügels. Gelangen hingegen die Mitnehmer am Ende dieses Stell bereichs in den Bereich des Horizontalschenkels der Führung, kann die Druckfeder den Ver riegelungskörper ausfahren, womit die Finne um ihre Schwenkachse ausgeklappt wird. Während dieses Ausklappens bewegt sich der Mitnehmer entlang eines Teilschenkels des Horizontal- Schenkels der T-förmigen Führung. Eine dann nach Abschluss des Ausklappens erfolgende Betätigung des Aktuators kann zur Verschwenkung des Haltekörpers mit der Finne um die Längsachse genutzt werden. AUFGABE DER ERFINDUNG
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung vorzu schlagen, die insbesondere hinsichtlich der herbeiführbaren aerodynamischen Wirkungen, - der Betätigung, der Möglichkeiten einer Beeinflussung der herbeiführbaren aerodynamischen Wirkungen und/oder der zuverlässigen Abstützung der Finne in ausgeklapptem Zustand verbessert ist. Des Weiteren liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, einen Flugkörper mit einer entsprechend verbesserter Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung vorzuschlagen. Schließlich liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, ein verbessertes Verfahren zum Betrieb eines Flugkörpers mit einer Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung vorzuschlagen.
BESCHREIBUNG DER ERFINDUNG
Die Erfindung schlägt eine Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung vor, die einen Betätigungs- mechanismus aufweist, mittels dessen eine Finne gegenüber einem mit der Flugkörper- Finnenausklappeinrichtung ausgestatteten Flugkörper ausgeklappt werden kann und auf diese Weise aerodynamisch zur Wirkung gebracht werden kann. Hierbei kann es sich um eine Finne beliebiger Bauart, insbesondere eine flächige Finne oder eine Gitterfinne, handeln. Erfindungsgemäß weist der Betätigungsmechanismus zwei Freiheitsgrade für das Ausklappen der Finne auf. Bei diesen Freiheitsgraden handelt es sich um einen Verdreh-Freiheitsgrad, über den die Finne um ihre Längsachse verdreht werden kann, und einen Verschwenk-Freiheitsgrad, über den die Finne um eine Querachse verschwenkt werden kann. Erfindungsgemäß sind die beiden Freiheitsgrade unabhängig voneinander. Dies bedeutet beispielsweise, dass erfindungsgemäß keine ein-eindeutige Zuordnung der Verschwenkung der Finne und der Verdrehung derselben (und umgekehrt) erfolgt, wie dies durch die Kulissenführung gemäß EP 1 485 668 B1 erfolgt. Erfindungsgemäß ist somit beispielsweise ermöglicht, dass die Finne für dieselbe Verdrehung unterschiedliche Schwenkstellungen einnimmt und/oder für dieselbe Verschwenkung unterschiedliche Drehstellungen einnimmt. Die erfindungsgemäße Ausstattung des Betätigungsmechanismus mit zwei unabhängigen Freiheitsgraden ermöglicht Bewegungen der Finne relativ zu dem Flugkörper, die abweichend sind zu den Bewegungen der Finne, die mittels aus dem Stand der Technik bekannter Betätigungsmechanismen gewährleistet werden können. Im Folgenden werden lediglich einige, die Erfindung nicht beschränkende Beispiele genannt: a) Möglich ist beispielsweise, dass die Verschwenkung der Finne nicht zeitgleich mit der Verdrehung derselben erfolgt, sondern vielmehr die Verschwenkung und die Verdrehung zumindest teilweise zeitlich voneinander getrennt werden. Vorzugsweise erfolgt zunächst ein vollständiges Verschwenken der Finne zum Ausschwenken derselben, während unmittelbar anschließend an die Verschwenkung oder auch zu einem späteren Zeitpunkt dann die Verdrehung der Finne erfolgen kann. b) Während aus dem Stand der Technik bekannte Betätigungsmechanismen davon ausgehen, dass eine Nutzung der aerodynamischen Beeinflussung durch die Finne nur in zwei Betriebsstellungen erfolgt, nämlich eine möglichst geringe Beeinflussung der Aerodynamik in eingeklapptem Zustand der Finne sowie die angestrebte oder maximale Beeinflussung der aerodynamischen Eigenschaften in ausgeklapptem Zustand der Finne
(wobei abweichende Betriebsstellungen der Finne lediglich während des Ausklappens der Finne in Kauf genommen werden), kann erfindungsgemäß auch während des Flugbetriebes durch Nutzung mindestens eines Freiheitsgrades Einfluss auf die aerodynamische Wirkung der Finne genommen werden. So ist beispielsweise möglich, dass je nach Flugbedingungen und/oder Flugphase ein Anstellwinkel der Finne gegenüber der Anströmung verändert wird, indem beispielsweise die Finne in ausgeschwenktem Zustand in unterschiedliche Anströmstellungen verdreht wird. Hierbei kann sogar die Verdrehung zur Steuerung oder Regelung der Flugeigenschaften herangezogen werden. Die erfindungsgemäße Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung verfügt über einen Flugkörper- Haltebereich, über welchen die Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung an dem Flugkörper gehalten, insbesondere abgestützt und/oder gelagert, ist. Des Weiteren verfügt die Flugkörper- Finnenausklappeinrichtung über den Betätigungsmechanismus. Über den Betätigungs mechanismus ist die Finne an dem Flugkörper-Haltebereich gehalten. Der Betätigungs- mechanismus dient dazu, die Finne einerseits gegenüber dem Flugkörper-Haltebereich oder der Mantelfläche des Flugkörpers um eine Drehachse zu verdrehen und andererseits die Finne gegenüber dem Flugkörper-Haltebereich oder der Mantelfläche des Flugkörpers um eine Schwenkachse zu verschwenken. Somit wird mittels des Betätigungsmechanismus einerseits ein Schwenk-Freiheitsgrad und andererseits ein Dreh-Freiheitsgrad bereitgestellt, wobei die Betätigung entlang dieser beiden Freiheitsgrade unabhängig voneinander erfolgen kann. Hierzu verfügt der Betätigungsmechanismus einerseits über den Verdrehmechanismus. Mittels des Verdrehmechanismus ist die Finne gegenüber dem Flugkörper-Haltebereich um die Drehachse verdrehbar. Andererseits weist der Betätigungsmechanismus den Verschwenkmechanismus auf. Mittels des Verschwenkmechanismus ist die Finne gegenüber dem Flugkörper-Haltebereich um die Schwenkachse verschwenkbar. Der Verdrehmechanismus und der Verschwenk- mechanismus sind unabhängig voneinander betätigbar, was insbesondere durch separate und unabhängige Ansteuerung eines auf den Verdrehmechanismus einwirkenden Dreh-Aktuators und eines auf den Verschwenkmechanismus einwirkenden Schwenk-Aktuators erfolgt.
Grundsätzlich können der Verdrehmechanismus und der Verschwenkmechanismus beliebig ausgebildet sein und in die Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung integriert sein. Für einen Vorschlag der Erfindung sind der Verdrehmechanismus und der Verschwenkmechanismus hinsichtlich des Kraftflusses in mechanischer Reihenschaltung zwischen die Finne und den Flugkörper-Haltebereich zwischengeschaltet. Dies hat zur Folge, dass die Finne über den Verdrehmechanismus und über diesen an dem Verschwenkmechanismus (oder umgekehrt) an dem Flugkörper-Haltebereich abgestützt ist. Somit wird mit der Verschwenkung des Verschwenk- mechanismus auch der Verdrehmechanismus verschwenkt (oder mit der Verdrehung des Verdrehmechanismus wird auch der Verschwenkmechanismus verschwenkt).
Im Rahmen der Erfindung kann ein beliebiger Verschwenkmechanismus Einsatz finden, beispielsweise eine Verschwenkung über ein herkömmliches Schwenklager mit einem die Verschwenkung herbeiführenden rotatorischen Schwenkantrieb, der unmittelbar eines der verschwenden Teile verschwenken kann oder unter Zwischenschaltung einer Getriebestufe. Für eine besondere Ausgestaltung der erfindungsgemäßen Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung weist der Schwenkmechanismus eine Kulissenführung auf. Über die Kulissenführung kann eine Umwandlung einer irgendwie gearteten Bewegung eines Schwenk-Aktuators in eine Schwenkbewegung erfolgen, wobei die Abhängigkeit der Bewegung des Schwenk-Aktuators und der Verschwenkung durch die Konturgebung der Kulissenführung vorgegeben werden kann. Einerseits ist der Einsatz der Kulissenführung vorteilhaft hinsichtlich der Möglichkeiten für die Gestaltung der Schwenkcharakteristik. Andererseits hat sich gezeigt, dass über eine Kulissenführung auch eine sehr steife Abstützung des Verschwenkmechanismus und damit der Finne gegenüber dem Flugkörper-Haltebereich erzielt werden kann.
Der Verschwenkmechanismus kann einen Aktuator aufweisen, der die Verschwenkung der Finne auslöst und/oder herbeiführt. Vorzugsweise handelt es sich bei dem Aktuator um einen translatorischen Aktuator, mittels dessen beispielsweise ein Betätigungselement (wie bspw. Schub- und/oder Zugelement) betätigt wird, der letzten Endes die Verschwenkung des Verschwenkmechanismus herbeiführt. Beispielsweise kann durch die Bewegung des translatorischen Aktuators eine Bewegung des Verschwenkmechanismus entlang der Kulissenführung herbeigeführt werden. Für die Ausgestaltung des (unter Umständen translatorischen) Aktuators gibt es vielfältige Möglichkeiten, von denen im Folgenden nur zwei Varianten genannt werden:
Möglich ist, dass der Aktuator eine Federeinrichtung mit einer oder mehreren beliebig gestalteten Federn aufweist. Die Federeinrichtung ist in der eingeschwenkten Stellung der Finne gespannt. Die Spannung der Feder stellt einen Energiespeicher dar. Die Energie dieses Energiespeichers kann dann für die Erzeugung der Schwenkbewegung genutzt werden. In der eingeschwenkten Stellung kann die Federeinrichtung über eine Rast- oder Verriegelungseinrichtung verrastet oder verriegelt sein. Die Rast- oder
Verriegelungseinrichtung ist entrast- oder entriegelbar. Mit der Entriegelung der Verriegelungseinrichtung oder der Entrastung der Rasteinrichtung wird die Energie der Federeinrichtung freigegeben, womit die Federeinrichtung die Finne ausschwenken kann.
Unter Umständen erfordert die Entastung oder Entriegelung weniger Energie als die Energie, die erforderlich ist, um die Finne auszuschwenken. Somit kann das Spannen der Federeinrichtung mit dem Einschwenken der Finne manuell oder über eine separate Spanneinrichtung vor dem Start des Flugkörpers erfolgen und mit dem Flugkörper muss lediglich eine klein bauende und wenig Energie erfordernde Entriegelungseinrichtung mit dem Flugkörper mitgeführt werden.
Möglich ist aber auch, dass der Aktuator ein vorzugsweise elektrischer Antrieb ist, der die translatorische Bewegung des Betätigungselements oder eine anderweitige Bewegung erzeugt, die dann die Verschwenkung des Verschwenkmechanismus zur Folge hat. Möglich ist im Rahmen der Erfindung, dass der Verschwenkmechanismus einen Schwenklager körper aufweist, gegenüber dem die Finne verschwenkbar ist. Beispielsweise kann die Kulissenführung zwischen der Finne und dem Schwenklagerkörper wirksam sein. In einer ausgeschwenkten Stellung ist für diesen Vorschlag der Erfindung die Finne (hinsichtlich einer Verschwenkung um die Schwenkachse) an einer Abstütz- und/oder Halteeinrichtung an dem Schwenklagerkörper abstützt. Vorzugsweise kommt diese Abstütz- und/oder Halteeinrichtung lediglich mit dem Erreichen der ausgeschwenkten Stellung und in dieser zusätzlich zu anderen Abstützungen oder Anlenkungen zur Wirkung. Durch die Abstütz- und/oder Halteeinrichtung kann in der ausgeschwenkten Stellung, in welcher die Finne unter Umständen beträchtlichen aerodynamischen Kräften ausgesetzt ist, eine steife und zuverlässige Abstützung gewährleistet werden. Die Abstütz- und/oder Halteeinrichtung kann als Anschlag oder Anlagefläche ausgebildet sein. Möglich ist auch, dass in der ausgeschwenkten Stellung die Finne oder ein Halteelement derselben eingezogen ist zwischen Anlageflächen, in eine Halteausnehmung bspw. eines Führungsrohrs oder eines Führungskonus, womit dann eine formschlüssige Abstützung der Finne an dem Schwenklagerkörper gewährleistet werden kann.
Möglich ist, dass der Schwenklagerkörper über einen Verdrehmechanismus gegenüber dem Flugkörper verdrehbar ist. Für eine besondere Ausgestaltung der Erfindung hat der Schwenk lagerkörper eine Halteausnehmung, in die die Finne in Richtung der Betätigung des Schwenk- Aktuators eintritt. In der Halteausnehmung ist dann die Finne in dem ausgeschwenkten Zustand formschlüssig gesichert.
Vorzugsweise verfügen die Halteausnehmung und/oder die Finne über sich verjüngende Halteflächen. Erfolgt mit der Betätigung des Schwenk-Aktuators die Bewegung der Finne in die Halteausnehmung, kann es infolge der sich verjüngenden Halteflächen zu einem Verspannen zwischen den Halteflächen oder einem Einklemmen zwischen diesen kommen. Möglich ist, dass an den sich verjüngenden Halteflächen (je nach den Reibverhältnissen und dem Neigungswinkel der sich verjüngenden Halteflächen) auch eine Art Selbsthemmung eintritt, die die Finne in der Halteausnehmung und in der ausgeschwenkten Stellung sichert.
Für eine erfindungsgemäße Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung ist die Finne in der eingeschwenkten Stellung (vorzugsweise ausschließlich) über die Kulissenführung und die Anlenkung des Aktuators gehalten, wodurch die eingeschwenkte Stellung gesichert ist. Hingegen kommt in der ausgeschwenkten Stellung zusätzlich zu der Kulissenführung und der Anlenkung des Aktuators die Abstütz- und/oder Halteeinrichtung zur Wirkung, was zur Folge hat, dass die Abstütz- und/oder Halteeinrichtung die Kulissenführung und/oder die Anlenkung des Aktuators zumindest teilweise entlasten kann, um die während des Flugbetriebs unter Umständen beträchtlichen Kräfte, die auf die Finne wirken, abzustützen. In der Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung kann eine elektronische Steuereinheit vorhanden sein. Die elektronische Steuereinheit kann dann Steuerlogik aufweisen, die den Ver- schwenkmechanismus und/oder den Verdrehmechanismus (insbesondere unabhängig von einander) ansteuert. Hierbei kann die Ansteuerung in der Ansteuerung eines als Elektromotor ausgebildeten Antriebsaggregates bestehen. Findet ein Aktuator mit einer Federeinrichtung Einsatz, kann die Ansteuerung auch darin bestehen, dass eine Verriegelungseinrichtung entriegelt wird, die dann den von der vorgespannten Federeinrichtung bereitgestellten Energiespeicher freigibt.
Für eine mögliche Ausgestaltung der Erfindung steuert die Steuerlogik den
Verschwenkmechanismus und den Verdrehmechanismus derart an, dass für eine Aktivierung der Finne zunächst ausschließlich der Schwenkmechanismus betätigt wird, bis die Finne ausgeschwenkt ist, so dass sich die Längsachse der Finne radial zu dem Flugkörper erstreckt. Hieran anschließend wird dann ausschließlich der Verdrehmechanismus betätigt zum Verdrehen der Finne. Die Verdrehung erfolgt somit zeitlich getrennt und nach der Verschwenkung.
Alternativ oder zusätzlich möglich ist, dass die Steuerlogik im Flugbetrieb Betriebsgrößen verarbeitet. Diese Betriebsgrößen können die Anströmbedingungen des Flugkörpers, die Geschwindigkeit des Flugkörpers, die Ausrichtung des Flugkörpers gegenüber der Anströmung, die Flugphase, die Flughöhe u.Ä. betreffen. Auf Grundlage der Betriebsgrößen steuert dann die Steuerlogik im Flugbetrieb den Verdrehmechanismus so an, dass in Abhängigkeit von den Betriebsgrößen eine Verdrehung der Finne erfolgt. Beispielsweise kann die Finne eine Grundstellung mit einem vorbestimmten Anströmwinkel einnehmen und es kann gegenüber dieser Grundstellung eine Steuerung durch Veränderung des Anströmwinkels erfolgen, um gewünschte aerodynamische Bedingungen herbeizuführen oder wieder herzustellen und Einfluss auf den Flugbetrieb zu nehmen. Möglich ist beispielsweise, dass eine Ansteuerung derart erfolgt, dass eine Verdrehung der Finne je nach Betriebsgrößen gegenüber einer Grundstellung um maximal plus/minus 20 Grad, maximal plus/minus 15 Grad oder maximal plus/minus 10 Grad erfolgt. Möglich ist, dass eine Stellung der Finne, insbesondere die eingeschwenkte Stellung des Verschwenkmechanismus der Finne und/oder eine ausgeschwenkte Stellung des Verschwenkmechanismus der Finne, mittels einer Rast- oder Verriegelungseinrichtung sicherbar ist. Hierbei kann jeweils eine Rast- oder Verriegelungseinrichtung oder eine gemeinsame Rast- oder Verriegelungseinrichtung die Schwenkstellung des Verschwenkmechanismus und/oder die Drehstellung des Verdrehmechanismus sichern. Eine Verriegelungseinrichtung wird vorzugsweise über einen Aktuator verriegelt und/oder entriegelt. Dasselbe kann für eine Rasteinrichtung gelten. Möglich ist aber auch, dass eine Rasteinrichtung durch Betätigung des zugeordneten Aktuators durch hinreichende Aktuator- Kräfte "überdrückt" wird. Die Erfindung schlägt auch eine Ausführungsform der Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung vor, bei der der Schwenklagerkörper drehbar gegenüber dem Flugkörper gelagert ist. Hierbei ist ein Verdreh-Aktuator vorhanden, über den der Schwenklagerkörper (und mit diesem die Finne) verdrehbar ist. In diesem Fall kann sich durch den Schwenklagerkörper ein translatorisch betätigtes Betätigungselement erstrecken. Das translatorisch betätigte Betätigungselement ist von einem Schwenk-Aktuator angetrieben, wobei der Schwenk-Aktuator vorzugsweise eine translatorische Antriebsbewegung erzeugt. Das Betätigungselement kann beispielsweise als Zug-Duck-Stange, als eine Art Pleuel oder als Pendelstützte ausgebildet sein, wobei ein Endbereich des Betätigungselements an dem Schwenk-Aktuator angelenkt ist, während der andere Endbereich des Betätigungselements (unmittelbar oder mittelbar) an der Finne angelenkt sein kann.
Eine weitere Lösung der der Erfindung zugrunde liegenden Aufgabe stellt ein Flugkörper, insbesondere eine Rakete dar, der bzw. die mit einer Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung ausgestattet ist, wie diese zuvor erläutert ist. Vorzugsweise finden mehrartige derartige Flugkörper-Finnenausklappeinrichtungen mit zugeordneten Finnen Einsatz, wobei die Finnen vorzugsweise im Bereich einer Stirnseite oder Nase, also im vorderen Endbereich des Flugkörpers während des Aufstiegs, angeordnet ist/sind.
Eine weitere Lösung der der Erfindung zugrunde liegenden Aufgabe stellt ein Verfahren zum Betrieb eines Flugkörper dar. Hierbei erfolgt in unabhängigen Verfahrensschritten ein Ausklappen der Finne durch Betätigung des Verschwenkmechanismus und ein Verdrehen der Finne durch Betätigung des Verdrehmechanismus. Für eine weitere Ausgestaltung dieses Verfahrens werden mittels einer Steuerlogik im Flugbetrieb Betriebsgrößen verarbeitet. Auf Grundlage der Betriebsgrößen (und deren Verarbeitung) wird dann im Flugbetrieb der Verdrehmechanismus so angesteuert, dass eine Verdrehung der Finne gegenüber einer Grundstellung erfolgt. Hierdurch kann eine Beeinflussung der aerodynamischen Eigenschaften im Flugbetrieb erfolgen.
Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Patentansprüchen, der Be schreibung und den Zeichnungen. Die in der Beschreibung genannten Vorteile von Merkmalen und von Kombinationen mehrerer Merkmale sind lediglich beispielhaft und können alternativ oder kumulativ zur Wirkung kommen, ohne dass die Vorteile zwingend von erfindungsgemäßen Ausführungsformen erzielt werden müssen.
Hinsichtlich des Offenbarungsgehalts - nicht des Schutzbereichs - der ursprünglichen Anmel dungsunterlagen und des Patents gilt Folgendes: Weitere Merkmale sind den Zeichnungen - insbesondere den dargestellten Geometrien und den relativen Abmessungen mehrerer Bauteile zueinander sowie deren relativer Anordnung und Wirkverbindung - zu entnehmen. Die Kombina- tion von Merkmalen unterschiedlicher Ausführungsformen der Erfindung oder von Merkmalen unterschiedlicher Patentansprüche ist ebenfalls abweichend von den gewählten Rückbeziehun gen der Patentansprüche möglich und wird hiermit angeregt. Dies betrifft auch solche Merkmale, die in separaten Zeichnungen dargestellt sind oder bei deren Beschreibung genannt werden. Diese Merkmale können auch mit Merkmalen unterschiedlicher Patentansprüche kombiniert werden. Ebenso können in den Patentansprüchen aufgeführte Merkmale für weitere Ausfüh rungsformen der Erfindung entfallen, was aber nicht für die unabhängigen Patentansprüche des erteilten Patents gilt.
Die in den Patentansprüchen und der Beschreibung genannten Merkmale sind bezüglich ihrer Anzahl so zu verstehen, dass genau diese Anzahl oder eine größere Anzahl als die genannte Anzahl vorhanden ist, ohne dass es einer expliziten Verwendung des Adverbs "mindestens" bedarf. Wenn also beispielsweise von einem Element die Rede ist, ist dies so zu verstehen, dass genau ein Element, zwei Elemente oder mehr Elemente vorhanden sind. Diese Merkmale können durch andere Merkmale ergänzt werden oder die einzigen Merkmale sein, aus denen das jeweili ge Erzeugnis besteht. Die in den Patentansprüchen enthaltenen Bezugszeichen stellen keine Beschränkung des Um fangs der durch die Patentansprüche geschützten Gegenstände dar. Sie dienen lediglich dem Zweck, die Patentansprüche leichter verständlich zu machen.
KURZBESCHREIBUNG DER FIGUREN Im Folgenden wird die Erfindung anhand in den Figuren dargestellter bevorzugter Ausführungs beispiele weiter erläutert und beschrieben.
Fig. 1 zeigt eine Finne eines Flugkörpers in einer räumlichen Darstellung.
Fig. 2 zeigt einen Flugkörper mit mehreren Flugkörper-Finnenausklappeinrichtungen und zugeordneten Finnen in einer räumlichen Ansicht schräg von vorne, wobei sich die Finnen in an die Mantelfläche des Flugkörpers eingeklapptem Zustand befinden.
Fig. 3 zeigt, ebenfalls in einer räumlichen Ansicht, den Flugkörper gemäß Fig. 2, wobei hier die Finnen über einen Schwenkmechanismus ausgeschwenkt sind.
Fig. 4 zeigt, ebenfalls in einer räumlichen Ansicht, den Flugkörper gemäß Fig. 2 und 3, wobei hier die Finnen aus der Betriebsstellung gemäß Fig. 3 durch Verdrehung eines Verdreh-Mechanismus verdreht sind.
Fig. 5 zeigt in geschnittener Darstellung einen Verschwenkmechanismus in eingeschwenktem Zustand.
Fig. 6 zeigt den Verschwenkmechanismus gemäß Fig. 5 in teilausgeschwenktem
Zustand. Fig. 7 zeigt den Verschwenkmechanismus gemäß fig. 5 und 6 in ausgeschwenktem Zustand.
Fig. 8 zeigt eine Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung mit einem Verdrehmechanismus und einem Verschwenkmechanismus in schematischer Darstellung. FIGURENBESCHREIBUNG
In den Zeichnungen und der vorliegenden Figurenbeschreibung werden für Bauelemente, welche identisch sind oder sich hinsichtlich ihrer Geometrie und/oder Funktion entsprechen, teilweise dieselben Bezugszeichen verwendet. In diesem Fall sind die Bauelemente durch den zusätzlichen Buchstaben a, b, ... voneinander unterschieden. Auf diese Bauelemente wird dann teilweise mit oder ohne den ergänzenden Buchstaben Bezug genommen, wobei damit dann einzelne dieser Bauelemente oder sämtliche dieser Bauelemente gemeint sind.
Fig. 1 zeigt eine Finne 1 , die hier als flächige Finne ausgebildet ist, aber durchaus eine beliebige andere Kontur oder Geometrie aufweisen kann und auch als Gitterfinne oder "grid fin" ausgebildet sein kann. Die Finne 1 verfügt über eine Längsachse 2, die in ausgeschwenktem Zustand der Finne 1 an dem Flugkörper vertikal zur Mantelfläche oder radial zu einer Längsachse 9 des Flugkörpers orientiert ist. Darüber hinaus verfügt die Finne 1 über eine Querachse 3. Die Längsachse 2 und die Querachse 3 definieren die Haupterstreckungsebene der Finne 1. In ausgeklapptem Zustand der Finne 1 kann die Querachse 3 zumindest mit einer Strömungskomponente der Umströmung der Finne 1 übereinstimmen. Im Rahmen der vorliegenden Beschreibung wird als Verdrehung 4 eine Verdrehung der Finne 1 um die Längsachse 2 beschrieben. Die Verdrehung 4 erfolgt vorzugsweise für einen Zustand, in dem die Finne 1 vollständig gegenüber dem Flugkörper 6 ausgeschwenkt ist, so dass die Verdrehung 4 dann um eine Drehachse 34 erfolgt, die radial zu einer Längsachse 9 des Flugkörper 6 oder normal zur Mantelfläche des Flugkörper 6 orientiert ist. Unter einer Verschwenkung 5 wird eine Verschwenkung der Finne 1 um eine Schwenkachse 33 verstanden, die der Querachse 3 der Finne 1 (oder einer hierzu parallelen Achse) entspricht. Die Schwenkachse 33 ist dabei vorzugsweise tangential zu der Mantelfläche des Flugkörper 6 orientiert.
Fig. 2 bis 4 zeigen einen Flugkörper 6 mit mehreren Flugkörper-Finnenausklappeinrichtungen 7a, 7b, 7c, 7d mit Finnen 1a, 1b, 1c, 1d. Die Flugkörper-Finnenausklappeinrichtungen 7 sind gleichmäßig über den Umfang des Flugkörpers6 verteilt und bei derselben Axialerstreckung des Flugkörpers 6 angeordnet. Die Flugkörper-Finnenausklappeinrichtungen 7 sind dabei im vorderen Endbereich des Flugkörpers 6 angeordnet, was für das dargestellte Ausführungsbeispiel unmittelbar benachbart und hinter einer Nase 8 des Flugkörpers 6 erfolgt. Fig. 2 zeigt die Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung 7 in einer eingeklappten Stellung. In der eingeklappten Stellung sind die Finnen 1 an die Mantelfläche des Flugkörpers 6 angelegt oder erstrecken sich tangential zu dieser. Möglich ist, dass die Finnen 1 zumindest teilweise in entsprechende Aussparungen der Mantelfläche des Flugkörpers 6 integriert sind, wobei einerseits durch die Konturierung der Mantelfläche des Flugkörpers 6 und andererseits durch die Formgebung der Finnen 1 ein aerodynamisch günstiges Profil des Flugkörpers 6 mit der Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung 7 und den Finnen 1 herbeigeführt werden kann. In der eingeklappten Stellung der Finnen 1 gemäß Fig. 2 erstrecken sich die Längsachsen 2 der Finnen 1 parallel zu der Längsachse 9 des Flugkörpers 6, während die Querachse 3 tangential oder im Querschnitt entlang der Mantelfläche des Flugkörpers 6 orientiert ist.
In der Betriebsstellung der Flugkörper-Finnenausklappeinrichtungen 7 gemäß Fig. 3 sind die Finnen 1 mittels Verschwenkungen 5 um die parallel zu der Querachse 3 orientierte Schwenkachse 33 nach außen verschwenkt, so dass sich die Längsachsen 2 der Finnen normal zur Mantelfläche des Flugkörpers 6 oder radial zur Längsachse 9 des Flugkörpers 6 erstrecken. Die Lage der Querachse 3 oder Schwenkachse 33 ist dabei unverändert geblieben. In dieser herausgeschwenkten Stellung der Finnen 1 sind die Finnen 1 (weitestgehend) normal zur Anströmung orientiert, so dass beträchtliche Haltekräfte aufgewendet werden müssen, um die Finnen 1 in dieser Schwenkstellung zu halten.
Von der Betriebsstellung gemäß Fig. 3 sind die Finnen 1 durch eine Verdrehung 4 um die Drehachse 34 in die Betriebsstellung gemäß Fig. 4 überführt, womit das Ausklappen erfolgt ist. In dieser Betriebsstellung erstreckt sich (entsprechend Fig. 3) die Längsachse 2 der Finnen 1 radial zur Längsachse 9 bzw. normal zur Mantelfläche des Flugkörpers 6. Die Querachse 3 der Finne ist aber infolge der Verdrehung 4 nun parallel zu der Längsachse 9 des Flugkörpers orientiert. In der ausgeklappten, also verschwenkten und verdrehten Stellung der Finnen 1 gemäß Fig. 4 ist die durch die Längsachse 2 und die Querachse 3 vorgegebene Haupterstreckungsebene der Finne 1 parallel zu der Anströmung des Flugkörpers 6 orientiert. Im Betrieb des Flugkörpers 6 kann in der ausgeschwenkten Schwenkstellung mittels einer Verdrehung 4 im Bereich von plus/minus 20 Grad, plus/minus 15 Grad, plus/minus 10 Grad oder plus/minus 5 Grad der Anstellwinkel der Finne 1 gegenüber der Anströmung verändert werden, womit Einfluss auf die Aerodynamik des Flugkörpers 6 genommen werden kann.
In Fig. 5 bis 7 ist ein Verschwenkmechanismus 10 der Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung 7 dargestellt. Mittels des Verschwenkmechanismus 10 kann die Verschwenkung 5 herbeigeführt werden. In den Fig. 5 bis 7 ist der Verschwenkmechanismus 10 in einem Schnitt dargestellt, welcher vertikal zur Haupterstreckungsebene der Finne 1 verläuft, nämlich vertikal zu der Querachse 3 und entlang der Längsachse 2.
Der Verschwenkmechanismus 10 verfügt über einen Schwenklagerkörper 12. Der Schwenklagerkörper 12 verfügt über eine Durchgangsausnehmung 13. In der Durchgangsausnehmung 13 ist ein Anlenkkörper 14 angeordnet, welcher über ein Schwenklager 15, hier mit einem in einem Lagerauge der Finne 1 gelagerten Schwenklagerbolzen 16, verschwenkbar an einen Endbereich der Finne 1 angelenkt ist. Das Schwenklager 15 verfügt über eine Schwenkachse 11, die parallel zur Querachse 3 und parallel zur Schwenkachse 33 orientiert ist. Die Finne 1 trägt ein Kulissenelement 17, welches hier als Kulissenbolzen 18 ausgebildet ist. Der Kulissenbolzen 18 erstreckt sich parallel zur Querachse 3. Das Kulissenelement 17 ist aufgenommen in einer Kulisse 19 des Schwenklagerkörpers 12, womit eine Kulissenführung 35 gebildet ist. Für das dargestellte Ausführungsbeispiel ist die Kulisse 19 als gekrümmtes Langloch oder gekrümmter Schlitz des Schwenklagerkörpers 12 ausgebildet, wobei die Kulisse 19 das Kulissenelement 17 auf einer Viertelkreisbahn führt. Das Schwenklager 15 und das Kulissenelement 17 sind auf der Längsachse 2 angeordnet und voneinander beabstandet. Die Kulisse 19 ist dabei in dem Endbereich, in welchem sich das Kulissenelement 17 in dem eingeschwenkten Zustand gemäß Fig. 5 befindet, parallel zur Längsachse des Flugkörpers 6 orientiert. Hingegen ist der andere Endbereich der Kulisse 19 in dem eingeschwenkten Zustand gemäß Fig. 5 radial zur Längsachse 9 des Flugkörpers 6 oder normal zur Mantelfläche des Flugkörpers 6 orientiert. Zwischen diesen Endbereichen führt die Kulisse 19 das Kulissenelement 17 auf einer Bahn entsprechend eines Viertelkreises.
Der Anlenkkörper 14 kann mittels eines Betätigungselements 37, insbesondere mittels einer Zugstange 20, die von einem Schwenk-Aktuator 21 betätigt wird, radial zur Längsachse 9 oder normal zur Mantelfläche des Flugkörpers 6 entlang der Durchgangsausnehmung 13 bewegt werden, womit sich das Kulissenelement 17 von dem Endbereich gemäß Fig. 5 über eine Zwischenstellung gemäß Fig. 6 in den anderen Endbereich der Kulisse 19 gemäß Fig. 7 bewegt, was mit dem Ausschwenken der Finne 1 einhergeht. In der ausgeschwenkten Stellung gemäß Fig. 7 sind das Kulissenelement 17 und das Schwenklager 15 auf einer gemeinsamen Achse angeordnet, welche weiterhin der Längsachse 2 der Finne 1 entspricht, wobei diese Achse dann normal zur Mantelfläche des Flugkörpers 6 oder vertikal zur Längsachse 9 des Flugkörpers 6 orientiert ist.
Die Schwenkachse 33, um welche die Finne 1 verschwenkt wird, entspricht dem Momentanpol der Finne 1, der über das Schwenklager 15 und die Kulissenführung 35 vorgegeben wird. Über die Verschwenkung der Finne 1 verlagert sich somit die Schwenkachse 35.
Als optionale Besonderheit ist für das dargestellte Ausführungsbeispiel die Schwenkstellung der Finne 1 in eingeschwenktem Zustand gemäß Fig. 5 ausschließlich durch deren Anlenkung einerseits über das Kulissenelement 17 in der Kulisse 19 an dem Schwenklagerkörper 12 sowie - andererseits durch das Schwenklager an dem Anlenkkörper 14 und dessen Abstützung über das Betätigungselement 37 an dem hinsichtlich der Position fixierten Schwenk- Aktuator 21 vorgegeben. Durch die Anlenkung an den zwei genannten Punkten ist die Schwenkstellung fixiert, wobei durch Betätigung des Schwenk-Aktuators 21 die Schwenkstellung verändert werden kann.
Hingegen erfolgt zusätzlich zu der Anlenkung über die zwei genannten Punkte in der ausgeschwenkten Stellung gemäß Fig. 7 eine zusätzliche Abstützung der Finne 1 in dem Schwenklagerkörper 12, indem die Finne 1 passgenaue Aufnahme findet in der Durchgangsausnehmung 13, die damit eine Halteausnehmung 36 bildet. Hierzu wird der Endbereich der Finne 1 mit zunehmender Bewegung des Kulissenelements 17 entlang der Kulisse 19 in die Halteausnehmung 36 hereingezogen. Die Wechselwirkung dieses Endbereichs der Finne 1 mit den Begrenzungsflächen der Halteausnehmung 36 bildet eine Abstütz- und/oder Halteeinrichtung 22, über die die Finne 1 zusätzlich abgestützt und/oder gehalten ist. Die Begrenzungsflächen der Halteausnehmung 36 bilden dabei Halteflächen 23 der Abstütz- und/oder Halteeinrichtung 22, an denen der Endbereich der Finne 1 abgestützt ist. Die Halteflächen 23 können dabei wie dargestellt verjüngt ausgebildet sein mit einem entsprechend verjüngten Endbereich der Finne 1, so dass mit dem Hereinziehen der Finne 1 in die Halteausnehmung 36 der Endbereich der Finne 1 keilartig zwischen den Halteflächen 23 eingeklemmt ist. Hierbei kann sich auch je nach dem Neigungswinkel der Halteflächen 23 und der Reibpaarung und den Reibungsbedingungen eine sichernde Selbsthemmung ergeben. Möglich ist auch, dass die Finne 1 mit einem kegeligen Zapfen endet, welcher dann Aufnahme findet in konusförmigen Halteflächen 23.
Der Verschwenkmechanismus 10 gemäß den Fig. 5 bis 7 stellt lediglich einen Schwenk- Freiheitsgrad zur Verfügung. Fig. 8 zeigt den Einsatz des Verschwenkmechanismus gemäß Fig. 5 bis 7 zusammen mit einem Verdrehmechanismus 24 in einer Flugkörper-Finnenausklapp- einrichtung 7:
Gemäß Fig. 8 ist der Schwenklagerkörper 12, der hier zweiteilig ausgebildet ist, über ein Drehlager 25 verdrehbar gegenüber dem Flugkörper 6 gelagert unter gleichzeitiger axialer Abstützung durch ein Axiallager 26. Hierbei gibt das Drehlager 25 eine Drehachse 34 vor, welche in dem ausgeschwenkten Zustand der Finne 1 mit der Längsachse 2 der Finne 1 übereinstimmt. Der Schwenklagerkörper 12 verfügt hier über eine Hohlwelle 27, deren Innenraum 28 in die Durchgangsausnehmung 13 mündet. Über einen Dreh-Aktuator 29 kann der Verdrehmechanismus 24, der Schwenklagerkörper 12 und mit diesem die Finne 1 verdreht werden. Für das dargestellte Ausführungsbeispiel ist der Dreh-Aktuator 29 als elektrischer Antrieb ausgebildet. Der Dreh-Aktuator 29 steht hier über ein Getriebe 30 in Antriebsverbindung mit dem Schwenklagerkörper 12.
In dem Innenraum 28 der Hohlwelle 27 ist der Schwenk-Aktuator 21 angeordnet, der ein translatorisch bewegtes Aktuator-Abtriebselement aufweist und vorzugsweise ebenfalls als elektrischer Antrieb ausgebildet ist. Das translatorisch bewegte Aktuator-Abtriebselement des Schwenk-Aktuators 21 ist über das Betätigungselement 37 mit dem Anlenkkörper 14 gekoppelt, so dass mittels des Schwenk-Aktuators 21 die auf Grundlage der Fig. 5 bis 7 erläuterte Bewegung des Endbereichs der Finne 1 in die Durchgangsausnehmung 13, die Bewegung des Kulissenelements 17 entlang der Kulisse 19 und damit die Verschwenkung der Finne 1 herbeigeführt werden kann. Der Betrieb der Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung 7 ist wie folgt:
Während des Starts und/oder zu Beginn des Flugs des Flugkörpers 6 befindet sich die Finne 1 in dem eingeklappten und eingeschwenkten Zustand gemäß Fig. 2 und der Verschwenk mechanismus 10 befindet sich in der Betriebsstellung gemäß Fig. 5. In einer Flugphase des Flugkörpers 6, in welcher das Ausklappen der Finnen 1 erforderlich ist, wird zunächst der Schwenk-Aktuator 21 betätigt, womit über das Betätigungselement 37 der Endbereich der Finne 1 in die Durchgangsausnehmung 13 hineingezogen wird und die Verschwenkung 5 der Finne 1 nach außen herbeigeführt wird. Am Ende der Betätigung des Schwenk-Aktuators 21 sitzt der Endbereich der Finne 1 fest in der Halteausnehmung 36, so dass die Abstütz- und/oder Halteeinrichtung 22 wirksam wird. Die Finne 1 befindet sich somit in der Betriebsstellung gemäß Fig. 3 und der Verschwenkmechanismus 10 befindet sich in der Betriebsstellung, die in Fig. 7 dargestellt ist.
Nun erfolgt die Betätigung des Dreh-Aktuators 29, die eine Verdrehung 4 des Schwenklagerkörpers 12 zur Folge hat, mit der auch die Verdrehung 4 der Finne 1 einhergeht. Am Ende der Betätigung des Dreh-Aktuators 29 ist die Betriebsstellung der Finne 1 gemäß Fig.
4 erreicht.
Um den Anstellwinkel der Finne 1 zu verändern, kann auch während des Flugbetriebs eine Verdrehung 4 des Verdrehmechanismus 24 und damit der Finne 1 durch Antrieb des Dreh- Aktuators 29 in beide Richtungen um einen beliebigen Winkel erfolgen.
Möglich ist, dass während eines Flugbetriebs mittels eines Betriebs der Aktuatoren 21, 29 sowohl ein Verdrehen der Finne 1 in beide Richtungen und/oder ein Ein- und/oder Ausschwenken der Finne 1 erfolgt. Vorzugsweise erfolgt aber lediglich ein Ausschwenken der Finne 1 und eine Verdrehung der Finne 1 während des Flugbetriebs, ohne dass die Finne 1 wieder an den Flugkörper 6 herangeschwenkt werden muss.
In der vorliegenden Figurenbeschreibung wurde davon ausgegangen, dass eine Verschwenkung
5 der Finne 1 um einen Schwenkwinkel von 90° erfolgt. Dies ist nicht zwingend der Fall. Es sind auch kleinere oder größere Schwenkwinkel möglich. So ist beispielsweise möglich, dass sich die Längsachse 2 der Finne 1 in dem eingeschwenkten Zustand nicht parallel zur Längsachse 9 des Flugkörper 6 erstreckt, sondern gegenüber dieser einen spitzen Winkel bildet. Ebenfalls möglich ist, dass sich die Längsachse 2 der Finne 1 in dem ausgeschwenkten Zustand nicht normal zur Mantelfläche des Flugkörper 6 erstreckt, sondern einen spitzen Winkel zu der Flächennormalen des Flugkörpers 6 bildet, womit die Finne 1 nach vorne oder hinten geneigt sein kann. Möglich ist auch, dass die Querachse 3 der Finne 1 in dem eingeschwenkten Zustand nicht tangential zur Mantelfläche des Flugkörper 6 orientiert ist, sondern vielmehr gegenüber der Mantelfläche geneigt ist. Des Weiteren möglich ist, dass in der ausgeklappten Grundstellung der Finne 1 die Finne 1 bereits gegenüber der Anströmung mit einem kleinen Drehwinkel angestellt ist.
Der Verschwenkmechanismus 10 und der Verdrehmechanismus 24 bilden gemeinsam einen Betätigungsmechanismus 31. Die Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung 7 ist über einen Flugkörper-Haltebereich 32 an dem Flugkörper 6 gehalten. Der Flugkörper-Haltebereich 32 kann dabei von Lagerflächen des mindestens einen Drehlagers 25 und/oder des Axiallager 26 sowie den Abstützungen der Aktuatoren 21, 29 ausgebildet sein. Möglich ist aber auch, dass die Flugkörper- Finnenausklappeinrichtung 7 ein Gehäuse aufweist, in dem dann die Drehlager 25 und das Axiallager 26 angeordnet sind und auch die Aktuatoren 21, 29 angeordnet sind. Das Gehäuse bildet dann den Flugkörper-Haltebereich 32 aus, wobei in diesem Fall die Flugkörper- Finnenausklappeinrichtung 7 über den Flugkörper-Haltebereich 32 an den Flugkörper 6 angeschraubt sein kann oder anderweitig an diesem befestigt sein kann.
BEZUGSZEICHENLISTE
Finne
Längsachse
Querachse
Verdrehung
Verschwenkung
Flugkörper
Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung
Nase
Längsachse
Verschwenkmechanismus
Schwenkachse
Schwenklagerkörper
Durchgangsausnehmung
Anlenkkörper
Schwenklager
Schwenklagerbolzen
Kulissenelement
Kulissenbolzen
Kulisse
Zugstange
Schwenk-Aktuator
Abstütz- und/oder Halteeinrichtung
Haltefläche
Verdrehmechanismus
Drehlager
Axiallager
Hohlwelle
Innenraum
Dreh-Aktuator
Getriebe
Betätigungsmechanismus
Flugkörper-Haltebereich Schwenkachse Drehachse Kulissenführung Halteausnehmung Betätigungselement

Claims

PATENTANSPRÜCHE
1. Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung (7) mit a) einer Finne (1), die eine Längsachse (2) und eine Querachse (3) aufweist, die eine
Haupterstreckungsebene der Finne (1) definieren, b) einem Flugkörper-Haltebereich (32) oder Flugkörper (6) und c) einem Betätigungsmechanismus (31), über den ca) die Finne (1) an dem Flugkörper-Haltebereich (32) oder Flugkörper (6) gehalten ist und cb) die Finne (1) gegenüber dem Flugkörper-Haltebereich (32) oder Flugkörper (6) um eine Drehachse (34) verdrehbar ist und um eine Schwenkachse (33) verschwenk- bar ist, d) der Betätigungsmechanismus (31) da) einen Verdrehmechanismus (24) aufweist, mittels dessen die Finne (1) gegenüber dem Flugkörper-Haltebereich (32) oder Flugkörper (6) um die Drehachse (34) verdrehbar ist, und db) einen Verschwenkmechanismus (10) aufweist, mittels dessen die Finne (1) gegenüber dem Flugkörper-Haltebereich (32) oder Flugkörper (6) um die Schwenkachse (33) verschwenkbar ist, dadurch gekennzeichnet, dass e) die Schwenkachse (33) der Querachse (3) der Finne (1) oder einer hierzu parallelen
Achse entspricht, f) der Verdrehmechanismus (24) und der Verschwenkmechanismus (10) unabhängig voneinander betätigbar sind und g) in der eingeklappten Stellung der Flugkörper- Finnenausklappeinrichtung (7) ga) die Finne (1) an eine Mantelfläche des Flugkörpers (6) angelegt ist und gb) die Querachse (3) tangential zur Mantelfläche des Flugkörpers (6) orientiert ist oder im Querschnitt entlang der Mantelfläche des Flugkörpers (6) orientiert ist.
2. Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung (7) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Verdrehmechanismus (24) und der Verschwenkmechanismus (10) hinsichtlich des Kraftflusses in mechanischer Reihenschaltung zwischen die Finne (1) und den Flugkörper- Haltebereich (32) oder den Flugkörper (6) zwischengeschaltet sind.
3. Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung (7) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Verschwenkmechanismus (10) eine Kulissenführung (35) aufweist.
4. Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung (7) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Verschwenkmechanismus (10) einen Aktuator aufweist, welcher die Verschwenkung der Finne (1) auslöst und/oder herbeiführt.
5. Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung (7) nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass der Aktuator ein Schwenk-Aktuator (21) ist, der ein translatorisch bewegtes Aktuator- Abtriebselement aufweist.
6. Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung (7) nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, dass der Aktuator eine Federeinrichtung aufweist, die in der einschwenkten Betriebsstellung der Finne (1) gespannt ist und über eine Verriegelungseinrichtung verriegelt ist, wobei die Verriegelungseinrichtung entriegelbar ist, womit die Federeinrichtung die Finne (1) ausklappt.
7. Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung (7) nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, dass der Aktuator ein Antrieb ist.
8. Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung (7) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Verschwenkmechanismus (10) einen Schwenklagerkörper (12) aufweist, gegenüber dem die Finne (1) verschwenkbar ist, wobei die Finne (1) in einer ausgeschwenkten Stellung hinsichtlich einer Verschwenkung um die Schwenkachse (33) an einer Abstütz- und/oder Halteeinrichtung (22) an dem Schwenklagerkörper (12) abgestützt ist.
9. Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung (7) nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass der Schwenklagerkörper (12) über den Verdrehmechanismus (24) gegenüber dem Flugkörper (6) verdrehbar ist.
10. Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung (7) nach Anspruch 8 oder 9 in Rückbeziehung auf einen der Ansprüche 4 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass der Schwenklagerkörper (12) eine Halteausnehmung (36) aufweist, in die die Finne (1) in Richtung der Betätigung des Aktuators eintritt und in der die Finne (1) formschlüssig gesichert ist.
11. Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung (7) nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Halteausnehmung (36) und/oder die Finne (1) sich verjüngende Halteflächen (23) aufweisen.
12. Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung (7) nach einem der Ansprüche 8 bis 11 in direkter oder indirekter Rückbeziehung auf die Ansprüche 3 und 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Finne (1) a) in der eingeschwenkten Stellung über die Kulissenführung (35) und eine Anlenkung des Aktuators gehalten ist, und b) in der ausgeschwenkten Stellung über die Kulissenführung (35), die Anlenkung des Aktuators und die Abstütz- und/oder Halteeinrichtung (22) gehalten ist, wobei durch die Abstütz- und/oder Halteeinrichtung (22) die Kulissenführung (35) und/oder die Anlenkung des Aktuators zumindest teilweise entlastet wird.
13. Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung (7) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass eine Steuereinheit vorhanden ist, welche Steuerlogik aufweist, die den Verschwenkmechanismus (10) und/oder den Verdrehmechanismus (24) ansteuert.
14. Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung (7) nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuerlogik derart ausgebildet ist, dass diese den Verschwenkmechanismus (10) und den Verdrehmechanismus (24) so ansteuert, dass a) für eine Aktivierung der Finne (1) zunächst ausschließlich der Verschwenkmechanismus (10) betätigt wird, bis die Finne ausgeschwenkt ist, und b) anschließend ausschließlich der Verdrehmechanismus (24) zum Verdrehen der Finne (1) betätigt wird.
15. Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung (7) nach Anspruch 13 oder 14, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuerlogik derart ausgebildet ist, dass diese im Flugbetrieb Betriebsgrößen verarbeitet und auf Grundlage der Betriebsgrößen im Flugbetrieb den Verdrehmechanismus (24) so ansteuert, dass in Abhängigkeit von den Betriebsgrößen eine Verdrehung der Finne (1) erfolgt.
16. Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung (7) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass mindestens eine Stellung der Finne (1) mittels einer Rast- oder Verriegelungseinrichtung sicherbar ist.
17. Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung (7) nach Anspruch 8 oder einem der Ansprüche 9 bis 16 in Rückbeziehung auf Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass a) der Schwenklagerkörper (12) drehbar gelagert ist, b) der Schwenklagerkörper (12) von einem Dreh-Aktuator (29) verdrehbar ist und c) sich durch den Schwenklagerkörper (12) ein translatorisch betätigtes Betätigungselement (37) erstreckt, welches von einem Schwenk-Aktuator (21) translatorisch bewegbar ist.
18. Flugkörper (6) mit einer Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung (7) nach einem der vorhergehenden Ansprüche.
19. Verfahren zum Betrieb eines Flugkörpers (6) nach Anspruch 18 mit folgenden unabhängig voneinander ausgeführten Verfahrensschritten: a) Ausschwenken der Finne (1) durch Betätigung des Verschwenkmechanismus (10) und b) Verdrehen der Finne (1) durch Betätigung des Verdrehmechanismus (24).
20. Verfahren nach Anspruch 19 bei Rückbeziehung auf Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, dass mittels der Steuerlogik im Flugbetrieb Betriebsgrößen verarbeitet werden und auf Grundlage der Betriebsgrößen im Flugbetrieb und nach dem Ausschwenken der Finne (1) durch Betätigung des Verschwenkmechanismus (10) der Verdrehmechanismus (24) so angesteuert wird, dass eine Verdrehung der Finne (1) gegenüber einer Grundstellung erfolgt.
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