EP4111127B1 - Flugkörper-finnenausklappeinrichtung und flugkörper - Google Patents

Flugkörper-finnenausklappeinrichtung und flugkörper Download PDF

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EP4111127B1
EP4111127B1 EP21706569.7A EP21706569A EP4111127B1 EP 4111127 B1 EP4111127 B1 EP 4111127B1 EP 21706569 A EP21706569 A EP 21706569A EP 4111127 B1 EP4111127 B1 EP 4111127B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
fin
missile
pivoting
axis
fins
Prior art date
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Active
Application number
EP21706569.7A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP4111127A1 (de
EP4111127C0 (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
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 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 EP4111127B1 publication Critical patent/EP4111127B1/de
Publication of EP4111127C0 publication Critical patent/EP4111127C0/de
Active legal-status Critical Current
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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/02—Stabilising arrangements
    • F42B10/14—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel
    • 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

  • a missile particularly a reusable or return-to-Earth rocket or a so-called "launcher”
  • different flight phases occur (in particular, an ascent phase, a tilt-over maneuver phase, a ballistic phase, an aerodynamic descent phase, a deceleration phase, an approach phase with deployment of landing elements, and a landing phase).
  • the missile must adopt different aerodynamic geometries to achieve the aerodynamic properties required for each flight phase.
  • deployable fins are used to alter the aerodynamic properties.
  • the deployable fins can be folded in, for example, during the ascent phase, the tilt-over maneuver phase, and the ballistic phase, and thus (at least largely) aerodynamically ineffective, while they can be deployed during the aerodynamic descent phase, the braking phase, the approach phase, and the landing phase to achieve the desired aerodynamic influence.
  • the fins can be configured, for example, as so-called grid fins or flat fins (so-called "plain fins").
  • the influence of the fin on the airflow conditions of the missile depends (in addition to the geometry of the fin itself) on the angle of attack of the fin relative to the airflow around the missile.
  • the fins serve to ensure and/or improve the stability of the missile and/or its control during atmospheric flight phases.
  • the fins may be deployed in order to selectively activate the fin during certain flight phases.
  • the fins may be folded in to minimize any negative effect of the deployed fin on the aerodynamic properties of the missile during launch (e.g., undesirable additional drag or a destabilizing effect). Folding the fins may also be necessary to bring the missile into a spatially compact state with the fins folded in, which may be advantageous for storing and/or transporting the missile and/or for launching the missile from a launch canister or launch chute.
  • the present invention relates to a missile fin deployment device according to claim 1, which enables the deployment of a fin. Furthermore, the invention relates to a missile with such a missile fin deployment device, according to claim 4. Furthermore, a method for operating a missile with a missile fin deployment device is described.
  • 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 one longitudinal axis of the fin is oriented in the circumferential direction or tangentially 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.
  • the longitudinal axis of the fin extends radially or perpendicularly to the surface of the missile and thus transversely to the longitudinal axis of the missile, while the transverse axis of the fin remains oriented parallel to the longitudinal axis of the missile.
  • WO 2008/147453 A2 discloses a pivoting of fins arranged in the rear end region of a missile designed as a projectile around pivot axes 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 area of the missile. In the folded position, the fins are initially held in the shafts by means of a holding device. The fins are in the radially outer The end section is pivotally mounted around a pivot axis oriented tangentially to the circumferential direction of the missile. The holding effect of the holding device can be overcome by centrifugal forces exerted on the fins as a result of the missile's rotation, allowing the fins to be folded out of the shafts radially outward around the pivot axis.
  • EP 2 433 084 B1 discloses a missile which, on the one hand, has fins in the rear end region which serve to stabilize the roll. These fins are accommodated in radial slots and can be pivoted outwards about a pivot axis oriented tangentially to the surface of the missile. In the pivoted-in state, the fins are spring-loaded in the direction of pivoting out, whereby the fins are initially prevented from pivoting out by a lock. In order for the fins to pivot out using the springs, the lock is destroyed.
  • the missile has centrally arranged pivotable wings which, in the pivoted-in state, are also accommodated in radial slots in the missile and can be pivoted out about a pivot axis oriented transversely to the longitudinal axis of the missile.
  • the wings are pivoted out when the missile, in the form of a projectile, exits the muzzle or after reaching the highest point of the ballistic phase; in this case, too, a lock holding the wings in the pivoted-in state must be destroyed.
  • a tail section of the missile with the foldable fins is connected to a front section of the missile with the wings via a coupling that can be rotated when the coupling is released. Depending on the activation of the coupling, the roll-stabilizing effect of the fins can be activated or deactivated.
  • EP 1 627 200 B1 discloses a housing of pivotable fins in the missile's shafts, extending radially and longitudinally along the missile. Here, too, the fins are pivoted around pivot axes oriented tangentially to the missile's circumferential direction.
  • 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 energy systems, in household appliances, and the like.
  • the extension mechanism can also be used for an aircraft, a satellite, a spacecraft or space station, a turbine, a waterwheel, a propeller, or a windmill.
  • the extension mechanism can also be used for a projectile that can be positioned in a launch barrel with the control surface retracted, while in flight the control surface can be extended by the extension mechanism to influence the projectile's trajectory. By extending the control surface, the surface properties of the projectile can be modified in order to influence the projectile's trajectory.
  • the control surface can enable 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 about the longitudinal axis of the projectile.
  • the drive pinion meshes from the outer surface of the projectile with an output gear whose axis of rotation is oriented parallel to the longitudinal axis of the projectile.
  • the output gear drives a shaft, whose rotational movement is converted into a translational movement of the control surface body transverse to the longitudinal axis of the projectile.
  • the motor with the drive pinion can be displaced relative to the output gear and A drive bevel gear, also driven by the motor, can mesh with an output bevel gear, whose rotational movement around the translational axis of the control surface body is transmitted to the control surface body. This rotational movement can rotate the end region of the control surface body protruding from the projectile's lateral surface, thus altering the flow towards it.
  • US 6,726,147 B1 proposes a mechanism which enables both a change in the angle of attack of a thrust reverser wing and the extension of a fin using 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 linkage chain which can be used to rotate the thrust reverser wing.
  • the coupling has two drivers which are formed by a locking body. The drivers are each guided in a T-shaped guide.
  • the vertical leg of the T is oriented in the circumferential direction around the holding body and is limited on one side by the crank and on the other side by a crank of the four-bar linkage chain.
  • the vertical leg of the T is oriented in the longitudinal direction of the holding body.
  • One part of the horizontal leg is formed by the crank and the other part of the horizontal leg is formed by the crank of the four-bar linkage.
  • the locking body with the drivers is further acted upon in the direction of its longitudinal axis by a pre-tensioned compression spring.
  • the locking body rests with one end face away from the pivot axis of the fin against the holding body on the fin.
  • a first adjustment range of the actuator in which the driver moves in the region of the circumferentially oriented vertical leg of the T of the guide, expansion of the spring is not possible due to the guide, meaning that the fin cannot leave the folded position.
  • actuation of the actuator leads to a change in the angle of attack of the thrust reverser wing.
  • the compression spring can extend the locking body, causing the fin to fold out around its pivot axis.
  • the driver moves along a partial leg of the horizontal leg of the T-shaped guide. Actuation of the actuator after the unfolding is complete can be used to pivot the holding body with the fin around its longitudinal axis.
  • the printed matter KR 101 864 088 B1 relates to a projectile that moves along a trajectory and rotates around its longitudinal axis at a roll speed.
  • the trajectory is to be influenced by influencing the roll movement by fins being folded out from the main body of the projectile, which fins are positioned relative to the airflow towards the projectile in such a way that they reduce and/or increase the roll speed.
  • the effectiveness of the fins is to begin at a specific point on the trajectory, which is reached after a predetermined period of time.
  • the fins When the projectile is fired, the fins are folded up against a main body of the projectile, with a longitudinal axis of the fin oriented in the direction of the longitudinal axis of the projectile and a transverse axis of the fin oriented tangentially to the circumference of the projectile.
  • the fins In the folded up state, the fins are covered by a protective flap.
  • the protective flap After the time period has elapsed, the protective flap is removed.
  • the rotation of the projectile causes the fins to pivot due to centrifugal force around a pivot axis oriented tangentially to the circumference of the projectile's main body.
  • the fins When the fins are fully extended, the fins are locked to a support.
  • the angle of attack of the fins relative to the incoming airflow can then be changed by rotating the fins and support using a motor and worm gear around an axis of rotation oriented radially to the projectile's longitudinal axis.
  • the current roll speed of the projectile is recorded by a sensor.
  • the sensor signal is fed to a control unit, which regulates the motor to achieve the desired roll speed.
  • US 2019/0154420 A1 discloses a fin that is held by a leaf spring to a base body of a projectile fired via a launch tube.
  • the fin can be folded against the outer surface of the base body under elastic deflection of the leaf spring such that the longitudinal axis of the fin is oriented parallel to the longitudinal axis of the base body and the transverse axis of the fin is oriented tangentially to the circumference of the base body.
  • the leaf spring can fold out the fin such that the longitudinal axis of the fin is oriented radially to the longitudinal axis of the base body. In the reached unfolded end position, a locking occurs.
  • the leaf spring is held on a carrier that is mounted for rotation about an axis of rotation that is oriented radially to the longitudinal axis of the base body of the projectile.
  • the carrier When folded against the base body, the carrier is loaded by a preloaded torsion spring.
  • the torsion spring ensures a rotation of the fin around the radial The rotational axis oriented toward the base body. The final rotational position is also locked. The complete rotation around the rotational axis should only occur once the fin has been unfolded and locked.
  • US 8,026,465 B1 discloses a projectile with a truncated cone-shaped nose. Fins are arranged in the nose area to ensure that the projectile meets NATO MIL-STED-333B requirements. A so-called “Variable Incidence Panel with Error Reduction” (VIPER) adjusts the aerodynamic drag, roll, and climb characteristics of the projectile.
  • VIP Very Incidence Panel with Error Reduction
  • An altimeter and control devices, as well as a target contact device for triggering a warhead are integrated into the nose of the projectile. In an initial position, the fins extend flush with the lateral surface of the truncated cone shape of the nose, with the fins evenly distributed circumferentially.
  • the fins can be folded out so that their longitudinal axis extends radially to the longitudinal axis of the nose.
  • the fins are then oriented transversely to the incoming airflow, creating maximum drag with an incidence of zero.
  • Two fins arranged on opposite sides can be rotated around the radial longitudinal axis, depending on the projectile control method used:
  • a so-called lift method the two fins are adjusted together using a common drive shaft to generate a lift trajectory with slow roll motion in the range of 10 Hz to 20 Hz.
  • a so-called momentum method is used, the fins are moved differentially with respect to each other to generate bidirectional roll accelerations and bring about changes in the overall drag of the roll-stabilized projectile.
  • the other two fins serve to influence the overall drag of the projectile and to correct errors at the beginning of the trajectory as well as to reduce the flight distance at the end of the trajectory. It is also possible for only one pair of fins to be unfolded to influence the roll motion of the projectile, while the other pair of fins remains folded against the nose. US 8,026,465 B1 does not contain any information on the design of the mechanisms for locking the fins in the folded position, for unfolding the fins and for twisting the first pair of fins.
  • US 2017/0067725 A1 discloses a projectile in which four fins, evenly distributed around the circumference, are arranged in the rear end region and folded flush against the surface of the projectile during launch.
  • the fins are each in the rear end region in the direction of flight
  • the end region is held on a rotary plate which can be rotated by an actuator about a rotation axis oriented radially to the longitudinal axis.
  • a spring-loaded cam engages in a recess on the front face of the fin.
  • DE-OS 2 023 212 discloses the mounting of a guidance or steering fin of a projectile via a fin holder on a base body of the projectile.
  • the fin holder can be rotated by means of a drive about a rotation axis oriented radially to the base body.
  • the fin can be folded down relative to the fin holder under the action of a spring so that the fin extends along the circumference of the base body.
  • the spring causes the fin to unfold.
  • the folding movement of the fin is guided by the fact that the fin is mounted on the fin holder by means of a pivot bearing.
  • the unfolding force of the spring is transmitted to the fin via an actuating rod that acts on the fin eccentrically to the pivot bearing, thereby generating an unfolding moment.
  • the fin In the unfolded position, the fin is positively locked in the fin holder by the fin having a trapezoidal projection on the underside, which positively engages a correspondingly formed groove in the fin holder.
  • a tail unit of a projectile is mounted in the folded state against the base body of the projectile so that it can rotate about a first axis of rotation that is oriented radially to the longitudinal axis of the base body.
  • the tail unit can be folded outwards in a tangential plane or chord plane of the base body from a folded state in which the longitudinal axis of the tail unit is oriented parallel to the longitudinal axis of the base body.
  • the bearing body ensuring support about the first axis of rotation is mounted so that it can rotate about a second axis of rotation that is oriented parallel to the longitudinal axis of the base body.
  • the rotation about this second axis of rotation is brought about by the actuating pin being guided in a slotted link of the bearing body and by means of a spring-loaded actuating rod along the link is movable.
  • the link has a first section in which only a pivoting movement about the first axis of rotation is brought about, without any rotation of the bearing body.
  • the further pivoting about the first axis of rotation is combined with a simultaneous rotation of the bearing body and thus of the tail unit about the second axis of rotation.
  • the actuating mechanism has the twisting mechanism on the one hand.
  • the twisting mechanism By means of the twisting mechanism, the fin can be rotated about the rotational axis relative to the missile holding region.
  • the actuating mechanism includes the pivoting mechanism.
  • the pivoting mechanism allows the fin to be pivoted relative to the missile holding area about the pivot axis.
  • the twisting mechanism and the pivoting mechanism can be actuated independently of each other, which is achieved in particular by separately and independently controlling 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 integrated into the missile fin deployment device.
  • the twisting mechanism and the pivoting mechanism are mechanically connected in series between the fin and the missile holding area with respect to the force flow. This results in the fin being supported on the missile holding area via the twisting mechanism and, via the latter, on the pivoting mechanism (or vice versa).
  • the twisting mechanism is also pivoted (or with the rotation of the twisting mechanism, the pivoting mechanism is also pivoted).
  • the pivoting mechanism has a slotted guide.
  • the slotted guide converts any movement of a pivot actuator into a pivoting movement, whereby the The dependence of the movement of the swivel actuator and the swiveling action is determined by the contour of the guide rail.
  • the use of the guide rail is advantageous in terms of the design options for the swivel characteristics.
  • a guide rail can also achieve very rigid support of the swivel mechanism and thus of the fin relative to the missile holding area.
  • the pivoting mechanism can have a pivot bearing body relative to which the fin can be pivoted.
  • the slotted guide can be effective between the fin and the pivot bearing body.
  • 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 linkages.
  • the support and/or holding device can ensure rigid and reliable support in the pivoted-out position, in which the fin may be exposed to considerable aerodynamic forces.
  • the support and/or holding device can be designed as a stop or contact surface.
  • the fin or a holding element thereof is retracted between contact surfaces, into a holding recess, for example of a guide tube or a guide cone, which can then ensure a positive support of the fin on the pivot bearing body.
  • the pivot bearing body prefferably be rotatable relative to the missile via a twisting mechanism.
  • the pivot bearing body has a retaining recess into which the fin enters in the direction of actuation of the pivot actuator. The fin is then positively secured in the retaining recess in the pivoted-out state.
  • the retaining recess and/or the fin have tapered retaining surfaces. If the fin moves into the retaining recess upon actuation of the pivot actuator, the tapered retaining surfaces may cause tension or pinching between the retaining surfaces. It is possible that a type of self-locking action may occur at the tapered retaining surfaces (depending on the friction conditions and the angle of inclination of the tapered retaining surfaces), securing the fin in the retaining recess and in the pivoted-out position.
  • the fin is held in the pivoted-in position (preferably exclusively) by the slotted guide and the actuator linkage, thereby securing the pivoted-in position.
  • the support and/or holding device comes into effect, with the result that the support and/or holding device can at least partially relieve the slotted guide and/or the actuator linkage in order to support the potentially considerable forces acting on the fin during flight.
  • An electronic control unit can be present in the missile fin deployment device.
  • the electronic control unit can then have control logic that controls the pivoting mechanism and/or the twisting mechanism (particularly independently of each other).
  • the control can consist of controlling a drive unit designed as an electric motor. If an actuator with a spring device is used, the control can also consist of unlocking a locking device, which then releases the energy storage provided by the preloaded spring device.
  • control logic controls the pivoting mechanism and the twisting mechanism such that, to activate the fin, only the pivoting mechanism is initially actuated until the fin is pivoted outward so that the fin's longitudinal axis extends radially toward the missile. Subsequently, only the twisting mechanism is actuated to rotate the fin. The twisting thus occurs at separate times and after the pivoting.
  • control logic can process operational variables during flight. These operational variables can relate to the incoming airflow conditions of the missile, the speed of the missile, the orientation of the missile relative to the incoming airflow, the flight phase, the flight altitude, etc. Based on the operational variables, the control logic then controls the twisting mechanism during flight so that the fin is twisted depending on the operational variables.
  • the fin can assume a basic position with a predetermined angle of attack, and control can be carried out by changing the angle of attack relative to this basic position in order to bring about or restore desired aerodynamic conditions and influence flight operations.
  • the fin is rotated relative to a basic position by a maximum of plus/minus 20 degrees, a maximum of plus/minus 15 degrees, or a maximum of plus/minus 10 degrees.
  • a position of the fin in particular the pivoted-in position of the fin's pivoting mechanism and/or an outward position of the fin's pivoting mechanism, to be secured by means of a locking or latching device.
  • a locking or latching device or a common locking or latching 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. However, it is also possible for a locking device to be "overridden" by actuating the associated actuator with sufficient actuator forces.
  • the invention also proposes an embodiment of the missile fin deployment device in which the pivot bearing body is rotatably mounted relative to the missile.
  • a rotation actuator is provided, via 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 translationally actuated actuating element is driven by a pivot actuator, wherein the pivot actuator preferably generates a translational drive movement.
  • the actuating element can be designed, for example, as a pull-duck rod, as a type of connecting rod, or as a pendulum support, wherein one end region of the actuating element is articulated to the pivot actuator, while the other end region of the actuating element can be articulated (directly or indirectly) to the fin.
  • a further solution to the problem underlying the invention is a missile, in particular a rocket, equipped with a missile fin deployment device as previously explained.
  • a missile fin deployment device as previously explained.
  • multiple types of such missile fin deployment devices with associated fins are used, with the fins preferably being arranged in the region of a front side or nose, i.e., in the front end region of the missile during ascent.
  • a further solution to the problem underlying the invention is a method for operating a missile.
  • the fin in independent method steps, the fin is unfolded by actuating the pivoting mechanism and the fin is rotated by actuating the twisting mechanism.
  • operating variables are processed during flight using control logic. Based on the operating variables (and their processing), the twisting mechanism is then controlled during flight so that the fin rotates relative to its initial position. This can influence the aerodynamic properties during flight.
  • Fig. 1 shows a fin 1, which is designed here as a flat fin, but can 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 swung 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 extension plane of the fin 1.
  • the transverse axis 3 can coincide with at least one flow component of the flow around the fin 1.
  • a twist 4 is described as a twist of the fin 1 about the longitudinal axis 2.
  • the rotation 4 preferably occurs for a state in which the fin 1 is completely pivoted relative to the missile 6, so that the rotation 4 then occurs about a rotation axis 34 that is oriented radially to a longitudinal axis 9 of the missile 6 or normal to the outer surface of the missile 6.
  • a pivot 5 is understood to mean a pivoting of the fin 1 about a pivot axis 33 that 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 outer surface of the missile 6.
  • Fig. 2 to 4 show a missile 6 with several missile fin deployment 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 arranged at the same axial extent of the missile 6.
  • the missile fin deployment devices 7 are in front end region of the missile 6, which for the illustrated embodiment is immediately adjacent to and behind a nose 8 of the missile 6.
  • Fig. 2 shows the missile fin deployment device 7 in a folded position.
  • the fins 1 are applied to the lateral surface of the missile 6 or extend tangentially thereto. It is possible that the fins 1 are at least partially integrated into corresponding recesses in the lateral surface of the missile 6, whereby an aerodynamically favorable profile of the missile 6 with the missile fin deployment device 7 and the fins 1 can be achieved by, on the one hand, the contouring of the lateral surface of the missile 6 and, on the other hand, by the shape of the fins 1.
  • 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 pivoted outward by means of pivots 5 about the pivot axis 33 oriented parallel to the transverse axis 3, so that the longitudinal axes 2 of the fins extend normal to the lateral surface of the missile 6 or radially to the longitudinal axis 9 of the missile 6.
  • the position of the transverse axis 3 or pivot axis 33 has remained unchanged.
  • the fins 1 are (largely) oriented normal to the incoming flow, so that considerable holding forces must be applied to keep the fins 1 in this pivot position.
  • the fins 1 are rotated 4 around the axis of rotation 34 into the operating position according to Fig. 4
  • the boom extends (according to Fig. 3 ) the longitudinal axis 2 of the fins 1 is radial to the longitudinal axis 9 or normal to the lateral surface of the missile 6.
  • the transverse axis 3 of the fin is now oriented parallel to the longitudinal axis 9 of the missile due to the rotation 4.
  • the main extension plane of the fin 1, defined by the longitudinal axis 2 and the transverse axis 3 is oriented parallel to the flow of the missile 6.
  • FIG. 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 extension plane 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-hole 13.
  • a link body 14 is arranged in the through-hole 13 and is pivotably connected to an end region of the fin 1 via a pivot bearing 15, here with a pivot bearing pin 16 mounted in a bearing eye of the fin 1.
  • the pivot bearing 15 has a pivot axis 11 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 pin 18.
  • the link pin 18 extends parallel to the transverse axis 3.
  • the link element 17 is received in a link 19 of the pivot bearing body 12, thus forming a link guide 35.
  • the link 19 is designed as a curved elongated hole or curved slot in the pivot bearing body 12, wherein the link 19 guides 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 apart from one another.
  • the link 19 is in the end region in which the link element 17 is in the pivoted-in state according to Fig. 5 is oriented parallel to the longitudinal axis of the missile 6.
  • the pivot axis 33, around which the fin 1 is pivoted, corresponds to the instantaneous center of the fin 1, which is determined by the pivot bearing 15 and the guide rail 35.
  • the pivot axis 35 is thus shifted by the pivoting of the fin 1.
  • Fig. 7 additional support of the fin 1 in the pivot bearing body 12, in that the fin 1 is precisely received in the through-hole 13, which thereby forms a holding recess 36.
  • 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 supporting and/or holding device 22, by means of which the fin 1 is additionally supported and/or held.
  • the boundary surfaces of the holding recess 36 form holding surfaces 23 of the supporting 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 retaining recess 36, the end region of the fin 1 is wedge-shaped between the retaining surfaces 23. Depending on the angle of inclination of the retaining surfaces 23 and the friction pairing and friction conditions, a securing self-locking effect can also occur. It is also possible for the fin 1 to end with a conical pin, which is then received in the conical retaining surfaces 23.
  • 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 drive-connected to the pivot bearing body 12 via a gear 30.
  • the pivot actuator 21 is arranged in the interior 28 of the hollow shaft 27 and has a translationally moved actuator output element and is preferably also designed as an electric drive.
  • the translationally moved actuator output element of the pivot actuator 21 is coupled to the articulation body 14 via the actuating element 37, so that the pivot actuator 21 can be used to Fig. 5 to 7 explained movement of the end region of the fin 1 into the through-hole 13, 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: During takeoff and/or at the beginning of the flight of the missile 6, the fin 1 is in the folded and swung-in state according to Fig. 2 and the pivoting mechanism 10 is in the operating position according to Fig. 5 .
  • the pivot actuator 21 is first actuated, whereby the end region of the fin 1 is drawn into the through-hole 13 via the actuating element 37 and the pivoting 5 of the fin 1 is brought about outward.
  • the end region of the fin 1 sits firmly in the holding recess 36, so that the supporting 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, which in Fig. 7 is shown.
  • a rotation 4 of the rotation mechanism 24 and thus of the fin 1 can also be carried out during flight operation by driving the rotary actuator 29 in both directions by any desired angle.
  • the fin 1 is rotated in both directions and/or pivoted in and/or out.
  • the fin 1 is rotated during flight operation, without the fin 1 having to be pivoted back towards the missile 6.
  • a pivoting 5 of the fin 1 occurs through a pivot angle of 90°. This is not necessarily the case. Smaller or larger pivot 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 it.
  • the longitudinal axis 2 of the fin 1 in the pivoted-out state does not extend normal to the lateral surface of the missile 6, but rather forms an acute angle with the surface normal. of the missile 6, whereby the fin 1 can be tilted forwards or backwards.
  • transverse axis 3 of the fin 1, in the pivoted-in state is not oriented tangentially to the lateral surface of the missile 6, but rather is tilted relative to the lateral surface. Furthermore, it is possible that in the unfolded basic position of the fin 1, the fin 1 is already tilted at a small angle of rotation relative to the incoming flow.
  • 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 the axial bearing 26 as well as the supports of the actuators 21, 29.
  • the missile fin deployment device 7 it is also possible for the missile fin deployment device 7 to have a housing in which the pivot bearings 25 and the axial bearing 26 are arranged, as well as the actuators 21, 29. 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 attached to it in some other way.

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Description

    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 gemäß Anspruch 1, die ein Ausklappen einer Finne ermöglicht. Des Weiteren betrifft die Erfindung einen Flugkörper mit einer derartigen Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung, gemäß Anspruch 4. Zudem wird ein Verfahren zum Betrieb eines Flugkörpers mit einer Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung beschrieben.
    • 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 1 627 200 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 1 485 668 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 Ausfahrmechanismus kann Einsatz finden in einem Roboter, in einer Transporteinrichtung, in Kraft- oder Leistungssystemen, in Haushaltsanwendungen u. ä. Einsatz finden kann der Ausfahrmechanismus 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 Beeinflussung der Trajektorie des Projektils erfolgen. Die Steuerfläche kann hierbei zwei alternative Oberflächencharakteristika oder auch eine größere Zahl derselben ermöglichen. Der Ausfahrmechanismus ist in einer Querbohrung eines Grundkörpers des Projektils angeordnet. Um quer zur Längsachse des Projektils einen die Steuerfläche ausbildenden Steuerflächenkörper ausfahren zu können, verfügt der Ausfahrmechanismus über einen elektrischen Motor, dessen Antriebsritzel 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 Projektils 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 Abtriebskegelrad, dessen Drehbewegung um die translatorische Bewegungsachse des Steuerflächenkörpers 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 Schubumkehrflügels herbeigeführt werden kann. Die Kupplung weist zwei Mitnehmer auf, die von einem Verriegelungskörper ausgebildet sind. Die Mitnehmer sind jeweils in einer T-förmigen Führung geführt. 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 Horizontalschenkels 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 Vertikalschenkels 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 Stellbereich des Aktuators führt die Betätigung des Aktuators zu einer Veränderung des Anstellwinkels des Schubumkehrflügels. Gelangen hingegen die Mitnehmer am Ende dieses Stellbereichs in den Bereich des Horizontalschenkels der Führung, kann die Druckfeder den Verriegelungskörper ausfahren, womit die Finne um ihre Schwenkachse ausgeklappt wird. Während dieses Ausklappens bewegt sich der Mitnehmer entlang eines Teilschenkels des Horizontalschenkels 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.
  • Die Druckschrift KR 101 864 088 B1 betrifft ein Projektil, welches sich entlang einer Flugbahn bewegt und dabei mit einer Rollgeschwindigkeit um seine Längsachse rotiert. Eine Beeinflussung der Flugbahn soll dadurch erfolgen, dass eine Beeinflussung der Rollbewegung erfolgt, indem Finnen aus dem Grundkörper des Projektils ausgeklappt werden, welche gegenüber der Anströmung des Projektils so angestellt sind, dass diese die Rollgeschwindigkeit verringern und/oder vergrößern. Die Wirksamkeit der Finnen soll dabei an einem spezifischen Punkt der Flugbahn einsetzen, der nach einer vorbestimmten Zeitspanne erreicht ist. Beim Abschuss des Projektils befinden sich die Finnen in einem an einem Grundkörper des Projektils angeklappten Zustand, wobei eine Längsachse der Finne in Richtung der Längsachse des Projektils orientiert ist und eine Querachse der Finne tangential zu dem Umfang des Projektils orientiert ist. In dem angeklappten Zustand sind die Finnen durch eine Schutzklappe abgedeckt. Nach Ablauf der Zeitspanne wird die Schutzklappe beseitigt. Die Rotation des Projektils führt bei beseitigter Schutzklappe dazu, dass die Finnen infolge der Fliehkraft um eine tangential zu dem Umfang des Grundkörpers des Projektils orientierte Schwenkachse verschwenkt werden. In dem vollständig herausgeschwenktem Zustand der Finnen werden die Finnen an einem Träger verrastet. Der Anstellwinkel der Finnen gegenüber der Anströmung kann dann dadurch verändert werden, dass die Finnen mit dem Träger mittels eines Motors und eines Schneckengetriebes um eine Drehachse verdreht werden, die radial zur Längsachse des Projektils orientiert ist. Die aktuelle Rollgeschwindigkeit des Projektils wird über einen Sensor erfasst. Das Signal des Sensors wird einer Steuereinrichtung zugeführt, die den Motor so regelt, dass ein gewünschter Rollgeschwindigkeitsverlauf herbeigeführt wird.
  • US 2019/0154420 A1 offenbart eine Finne, die über eine Blattfeder an einem Grundkörper eines über ein Abschussrohr abgeschossenen Projektils gehalten ist. Für das Abschießen des Projektils aus dem Abschussrohr kann die Finne unter elastischer Auslenkung der Blattfeder so an die Mantelfläche des Grundkörpers geklappt werden, dass die Längsachse der Finne parallel zur Längsachse des Grundkörpers orientiert ist und die Querachse der Finne tangential zu dem Umfang des Grundkörpers orientiert ist. Die Blattfeder kann die Finne nach deren Freigabe so ausklappen, dass die Längsachse der Finne radial zur Längsachse des Grundkörpers orientiert ist. In der erreichten ausgeklappten Endstellung erfolgt eine Verriegelung. Die Blattfeder ist an einem Träger gehalten, der verdrehbar um eine Drehachse, die radial zu der Längsachse des Grundkörpers des Projektils orientiert ist, gelagert ist. In dem an dem Grundkörper angeklappten Zustand wird der Träger durch eine vorgespannte Torsionsfeder beaufschlagt. Die Torsionsfeder gewährleistet zusätzlich zu dem erläuterten Ausklappen eine Verdrehung der Finne um die radial zu dem Grundkörper orientierte Drehachse. Auch die am Ende erreichte Drehstellung wird verriegelt. Die vollständige Verdrehung um die Drehachse soll dabei erst dann erfolgen, wenn das Ausklappen und Verriegeln der Finne erfolgt ist.
  • US 8,026,465 B1 offenbart ein Projektil mit kegelstumpfförmiger Nase. Im Bereich der Nase sind Finnen angeordnet, welche gewährleisten sollen, dass das Projektil die Anforderungen MIL-STED-333B der NATO erfüllt, indem eine sogenannte "Variable-Incidence-Panel with Error Reduction" (VIPER) erfolgt durch Anpassung des aerodynamischen Widerstands, der Rollbewegung und der Steigcharakteristik des Projektils. In die Nase des Projektils sind ein Höhenmesser und Steuereinrichtungen sowie eine Ziel-Kontakteinrichtung zum Auslösen eines Sprengkopfes integriert. In einer Ausgangsstellung erstrecken sich die Finnen bündig zur Mantelfläche der Kegelstumpfform der Nase, wobei die Finnen gleichmäßig in Umfangsrichtung verteilt sind. Aus dieser eingeklappten Stellung können die Finnen so ausgeklappt werden, dass sich diese mit ihrer Längsachse radial zu der Längsachse der Nase erstrecken, wobei die Finnen dann quer zur Anströmung orientiert sind und einen maximalen Widerstand mit einer Inzidenz von Null herbeiführen. Zwei auf gegenüberliegenden Seiten angeordnete Finnen können um die radiale Längsachse verdreht werden, was je nach verwendetem Steuerungsverfahren des Projektils erfolgt: Bei Verwendung eines sogenannten Lift-Verfahrens werden die beiden Finnen gemeinsam mittels einer gemeinsamen Antriebswelle verstellt zur Erzeugung einer Lift-Flugbahn bei langsamer Rollbewegung im Bereich von 10 Hz bis 20 Hz. Wird hingegen ein sogenanntes Momentum-Verfahren verwendet, werden die Finnen differentiell zueinander bewegt, um bidirektionale Rollbeschleunigungen zu erzeugen und Veränderungen des Gesamtwiderstands des roll-stabilisierten Projektils herbeizuführen. Die beiden anderen Finnen dienen der Beeinflussung des Gesamtwiderstands des Projektils und der Korrektur von Fehlern am Beginn der Trajektorie sowie einer Verringerung der Flugdistanz am Ende der Flugbahn. Möglich ist auch, dass lediglich ein Paar der Finnen ausgeklappt wird, um die Rollbewegung des Projektils zu beeinflussen, während das andere Paar der Finnen an die Nase angeklappt bleibt. US 8,026,465 B1 beinhaltet keine Informationen zur konstruktiven Ausgestaltung der Mechanismen zum Arretieren der Finnen in eingeklapptem Zustand, zum Ausklappen der Finnen und zum Verdrehen des ersten Paares der Finnen.
  • US 2017/0067725 A1 offenbart ein Projektil, dessen in dem hinteren Endbereich angeordnete vier gleichmäßig über den Umfang verteilte Finnen während des Starts bündig an die Mantelfläche des Projektils angeklappt sind. Die Finnen sind jeweils in dem in Flugrichtung hinteren Endbereich an einem Drehteller gehalten, der über einen Aktuator um eine radial zur Längsachse orientierte Drehachse verdrehbar ist. Zur Sicherung der Finne in dem angeklappten Zustand greift ein federbeaufschlagter Nocken in eine Ausnehmung der vorderen Stirnseite der Finne ein. Mit Betätigung des Aktuators und der Verdrehung des Drehtellers wird mit einer kleinen Verschwenkung der Finne in einer Tangentialebene des Projektils der Eingriff des Nockens in die stirnseitige Ausnehmung der Finne beseitigt, womit eine Feder ein Ausklappen der Finne um eine im Bereich des Drehtellers angeordnete Schwenkachse, die tangential zum Querschnitt des Projektils orientiert ist, herbeiführt. In dem ausgeklappten Zustand der Finne kann über eine Verdrehung des Drehtellers durch den Aktuator der Anstellwinkel der Finne beeinflusst werden.
  • DE-OS 2 023 212 offenbart die Lagerung einer Leit- oder Steuerflosse eines Geschosses über einen Flossenhalter an einem Grundkörper des Geschosses. Der Flossenhalter ist mittels eines Antriebs um eine radial zu dem Grundkörper orientierte Drehachse verdrehbar. Zum Einbringen des Geschosses in einen Abschussbehälter oder ein Abschussrohr kann die Flosse gegenüber dem Flossenhalter unter Beaufschlagung einer Feder so abgeklappt werden, dass sich die Flosse entlang des Umfangs des Grundkörpers erstreckt. Verlässt das Geschoss den Geschossbehälter, führt die Feder ein Ausklappen der Flosse herbei. Hierbei ist die Klappbewegung der Flosse dadurch geführt, dass die Flosse mittels eines Drehlagers an dem Flossenhalter gelagert ist. Die Ausklappkraft der Feder wird über eine Betätigungsstange, die exzentrisch zu dem Drehlager an der Flosse angreift, auf die Flosse übertragen, womit ein Ausklappmoment erzeugt wird. In der ausgeklappten Stellung erfolgt eine formschlüssige Verriegelung der Flosse in dem Flossenhalter, indem die Flosse auf der Unterseite einen trapezförmigen Vorsprung aufweist, der formschlüssig eintritt in eine korrespondierend ausgebildete Nut des Flossenhalters.
  • Gemäß DE 30 10 027 A1 ist ein Leitwerk eines Geschosses in an den Grundkörper des Geschosses angeklapptem Zustand verdrehbar um eine erste Drehachse, die radial zu der Längsachse des Grundkörpers orientiert ist, gelagert. Über einen exzentrisch von der ersten Drehachse angreifenden Betätigungsstift kann das Leitwerk aus einem eingeklappten Zustand, in dem die Längsachse des Leitwerks parallel zur Längsachse des Grundkörpers orientiert ist, in einer Tangentialebene oder Sehnenebene des Grundkörpers nach außen ausgeklappt werden. Der die Lagerung um die erste Drehachse gewährleistende Lagerkörper ist verdrehbar um eine parallel zur Längsachse des Grundkörpers orientierte zweite Drehachse gelagert. Die Verdrehung um diese zweite Drehachse wird dadurch herbeigeführt, dass der Betätigungsstift in einer Kulisse des Lagerkörpers geführt ist und mittels einer federbeaufschlagten Betätigungsstange entlang der Kulisse bewegbar ist. Die Kulisse weist einen ersten Abschnitt auf, in dem lediglich eine Verschwenkung um die erste Drehachse herbeigeführt wird, ohne dass eine Verdrehung des Lagerkörpers erfolgt. In einem zweiten Abschnitt der Kulisse ist die weitere Verschwenkung um die erste Drehachse verbunden mit einer gleichzeitigen Verdrehung des Lagerkörpers und damit des Leitwerks um die zweite Drehachse. Ist infolge der Beaufschlagung durch die Feder die Endstellung in der Kulisse erreicht, erstreckt sich das Leitwerk in einer Ebene, die durch die Längsachse des Grundkörpers und einer radial hierzu orientierten Achse aufgespannt wird.
    • AUFGABE DER ERFINDUNG
  • Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung vorzuschlagen, 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 Betätigungsmechanismus 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:
    1. 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.
    2. 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 Betätigungsmechanismus ist die Finne an dem Flugkörper-Haltebereich gehalten. Der Betätigungsmechanismus 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 Verschwenkmechanismus 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 Verschwenkmechanismus auch der Verdrehmechanismus verschwenkt (oder mit der Verdrehung des Verdrehmechanismus wird auch der Verschwenkmechanismus verschwenkt).
  • Bei der erfindungsgemäßen Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung weist der Schwenkmechanismus eine Kulissenführung auf. Über die Kulissenführung erfolgt eine Umwandlung einer irgendwie gearteten Bewegung eines Schwenk-Aktuators in eine Schwenkbewegung, wobei die Abhängigkeit der Bewegung des Schwenk-Aktuators und der Verschwenkung durch die Konturgebung der Kulissenführung vorgegeben wird. 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 Schwenklagerkörper 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 Schwenklagerkörper 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 Verschwenkmechanismus und/oder den Verdrehmechanismus (insbesondere unabhängig voneinander) 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 Flugkörpers 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 Beschreibung 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. 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 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 jeweilige Erzeugnis besteht.
  • Die in den Patentansprüchen enthaltenen Bezugszeichen stellen keine Beschränkung des Umfangs 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 Ausführungsbeispiele 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 Flugkörpers 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-Finnenausklappeinrichtung 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 Verschwenkmechanismus 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 Flugkörpers 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
    • 1
    Finne
    2
    Längsachse
    3
    Querachse
    4
    Verdrehung
    5
    Verschwenkung
    6
    Flugkörper
    7
    Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung
    8
    Nase
    9
    Längsachse
    10
    Verschwenkmechanismus
    11
    Schwenkachse
    12
    Schwenklagerkörper
    13
    Durchgangsausnehmung
    14
    Anlenkkörper
    15
    Schwenklager
    16
    Schwenklagerbolzen
    17
    Kulissenelement
    18
    Kulissenbolzen
    19
    Kulisse
    20
    Zugstange
    21
    Schwenk-Aktuator
    22
    Abstütz- und/oder Halteeinrichtung
    23
    Haltefläche
    24
    Verdrehmechanismus
    25
    Drehlager
    26
    Axiallager
    27
    Hohlwelle
    28
    Innenraum
    29
    Dreh-Aktuator
    30
    Getriebe
    31
    Betätigungsmechanismus
    32
    Flugkörper-Haltebereich
    33
    Schwenkachse
    34
    Drehachse
    35
    Kulissenführung
    36
    Halteausnehmung
    37
    Betätigungselement

Claims (4)

  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) verschwenkbar ist,
    d) wobei 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,
    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 die Querachse (3) im Querschnitt entlang der Mantelfläche des Flugkörpers (6) orientiert ist,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    h) der Verschwenkmechanismus (10) eine Kulissenführung (35) aufweist, über die eine Umwandlung einer Bewegung eines Schwenk-Aktuators in eine Schwenkbewegung der Finne (1) erfolgt, wobei die Abhängigkeit der Bewegung des Schwenk-Aktuators und der Verschwenkung der Finne (1) durch die Konturgebung der Kulissenführung (35) vorgegeben wird.
  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) 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, wobei vorzugsweise der Schwenklagerkörper (12) über den Verdrehmechanismus (24) gegenüber dem Flugkörper (6) verdrehbar ist.
  4. Flugkörper (6) mit einer Flugkörper-Finnenausklappeinrichtung (7) nach einem der vorhergehenden Ansprüche.
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