KR20120000459A - 비행체의 날개장치 및 이를 구비하는 비행체 - Google Patents

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KR20120000459A
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Abstract

본 발명은 비행체의 날개장치 및 이를 구비하는 비행체에 관한 것으로, 비행체의 날개장치는, 비행체 본체의 길이방향으로 배치되는 고정축과, 상기 본체의 외주면에 눕혀진 상태에서 세워진 상태로 전개되도록 상기 고정축에 회전가능하게 장착되며 상기 고정축을 따라 슬라이딩하도록 형성되는 날개와, 상기 날개의 슬라이딩 방향으로 상기 날개를 마주보도록 형성되는 고정홈, 및 상기 날개가 전개되도록 상기 본체의 외주방향으로 제1 탄성력을 가하며 상기 날개가 상기 고정홈에 끼위지도록 상기 본체의 길이방향으로 제2 탄성력을 가하도록 형성되는 스프링 유닛을 포함한다. 이에 의하여 본 발명은 전개된 후에 고정되어 비행체의 안정성을 높혀주는 날개장치를 제공한다.

Description

비행체의 날개장치 및 이를 구비하는 비행체{WING DEVICE AND FLIGHT VEHICLE HAVING THE SAME}
본 발명은 발사에 의하여 날개가 전개되는 비행체의 날개장치 및 이를 구비하는 비행체에 관한 것이다.
안정적인 비행을 위하여 비행체에는 날개가 장착된다. 특히 유도탄, 미사일 등의 경우에, 날개는 발사관 내에서 접혀 있다가 발사관 이탈 후 적정 비행 시점에서 동체 밖으로 전개되도록 이루어질 수 있다.
이와 같은 접는 날개는 통상적으로 장착공간을 최소화하도록 비행체 외부 형상을 따라 곡면 형상으로 설계된다. 그러나 곡면 형상의 날개는 비행 중 날개 양면에 작용하는 공기력 차이에 의한 회전운동을 유발시켜 비행체의 안정성을 저하시킨다. 이에 더하여, 일반적으로 전개 스프링의 힘으로만 날개를 지지하므로, 날개는 전개 후에 완전 고정되지 못하며 날개와 비행체 본체와의 사이에는 유격이 발생하게 된다. 이러한 유격은 비행안정성을 저하시키므로, 정밀 유도가 필요할 경우에 그 적용이 어려운 문제점을 야기한다.
따라서, 비행체의 안정성을 보다 향상시킬 수 있는 날개장치가 고려될 수 있다.
본 발명은 상기와 같은 점을 감안한 것으로서, 전개된 후에 완전히 고정될 수 있는 날개장치 및 이를 구비하는 비행체를 구현하기 위한 것이다.
또한, 본 발명은 간단한 구조이나 비행체의 안정성이 높은 날개장치를 제공하기 위한 것이다.
상기한 과제를 실현하기 위한 본 발명의 일 실시예와 관련된 비행체의 날개장치는, 비행체 본체의 길이방향으로 배치되는 고정축과, 상기 본체의 외주면에 눕혀진 상태에서 세워진 상태로 전개되도록 상기 고정축에 회전가능하게 장착되며 상기 고정축을 따라 슬라이딩하도록 형성되는 날개와, 상기 날개의 슬라이딩 방향으로 상기 날개를 마주보도록 형성되는 고정홈, 및 상기 날개가 전개되도록 상기 본체의 외주방향으로 제1 탄성력을 가하며 상기 날개가 상기 고정홈에 끼위지도록 상기 본체의 길이방향으로 제2 탄성력을 가하도록 형성되는 스프링 유닛을 포함한다.
본 발명과 관련한 일 예에 따르면, 상기 스프링 유닛은 상기 제1 및 제2 탄성력을 생성하도록 상기 고정축을 중심으로 상기 외주방향으로 감기도록 형성된다. 상기 스프링 유닛은 몸체부, 고정부 및 연장부를 포함한다. 몸체부는 상기 고정축을 따라 감기면서 연장되며, 상기 제2 탄성력을 생성하도록 일단이 상기 날개에 지지된다. 고정부는 상기 몸체부의 타단에 상기 본체에 고정되도록 형성된다. 연장부는 상기 제1 탄성력을 생성하도록 상기 몸체부의 일단에서 상기 고정축과 교차하는 방향으로 연장되며 상기 외주방향으로 상기 날개에 지지된다. 상기 제1 탄성력은 상기 날개의 눕혀짐에 의하여 발생하는 비틀림 복원력이고, 상기 제2 탄성력은 상기 날개의 슬라이딩에 의하여 발생하는 압축 복원력이 될 수 있다.
본 발명과 관련한 다른 일 예에 따르면, 상기 본체에는 상기 날개가 상기 눕혀진 상태에서 수용되도록 상기 외주방향을 따라 둘레홈이 형성된다. 상기 고정홈은 상기 둘레홈의 측면에서 상기 본체의 길이방향으로 리세스되며, 상기 고정홈에는 상기 고정축이 삽입되는 고정홀이 형성될 수 있다. 상기 둘레홈에는 상기 스프링 유닛이 결합되며, 상기 둘레홈을 감도록 형성되는 고정링이 장착될 수 있다. 상기 날개의 전개시에 마찰을 완화하도록, 상기 날개의 일변은 상기 둘레홈의 측면에 대하여 경사지거나, 상기 둘레홈의 측면에는 윤활부재가 장착될 수 있다.
본 발명과 관련한 다른 일 예에 따르면, 상기 날개는 상단부, 하단부 및 수용실을 포함한다. 상단부는 상기 고정축을 중심으로 회전하는 자유단을 이루며, 하단부에는 상기 날개가 상기 본체에 회전가능하게 연결되도록 상기 고정축이 관통된다. 수용실은 상기 스프링 유닛을 수용하도록 상기 하단부에 형성된다. 상기 날개는 상기 상단부 및 하단부가 직선으로 연결되도록 이루어질 수 있다.
또한, 본 발명의 다른 일실시예에 따르는 비행체는, 비행체 본체와, 상기 본체의 길이방향으로 배치되는 고정축과, 상기 본체의 외주면에 눕혀진 상태에서 세워진 상태로 전개되도록 상기 고정축에 회전가능하게 장착되며 상기 고정축을 따라 슬라이딩하도록 형성되는 날개와, 상기 날개의 슬라이딩 방향으로 상기 날개를 마주보도록 형성되는 고정홈, 및 상기 날개가 전개되도록 상기 본체의 외주방향으로 제1 탄성력을 가하며 상기 날개가 상기 고정홈에 끼위지도록 상기 본체의 길이방향으로 제2 탄성력을 가하도록 형성되는 스프링 유닛을 포함한다. 상기 날개는 상기 본체가 발사관에 배치되면, 상기 발사관의 내벽에 의하여 상기 눕혀진 상태로 가압될 수 있다.
상기와 같이 구성되는 본 발명에 관련된 날개장치 및 이를 구비하는 비행체는 스프링 유닛이 날개를 회전 및 슬라이딩시키므로 보다 단순한 날개 전개 및 고정 메커니즘을 구현한다. 따라서 날개장치가 비행체 몸체에 장착되는 것이 용이하다. 또한 단순 구조에 의하여 별도의 구성품이 필요하지 않으며, 그 결과 비행체의 체적 및 중량 감소의 효과를 얻을 수 있다.
또한 본 발명은 스프링 유닛과 고정홈을 통하여 날개가 전개됨과 동시에 날개를 고정시킬 수 있다. 이를 통하여 날개 고정 시 발생하는 유격이 최소화되고, 날개가 본체에 강건히 고정될 수 있다. 나아가 날개의 고정을 통하여 비행체의 비행안정성과 조종성이 향상되며, 따라서 본 발명의 날개장치는 무유도 로켓 같은 비행체 뿐만 아니라 유도탄과 같은 정밀 유도 조종이 필요한 비행체 등에 적용 가능하다.
또한 본 발명은 날개를 직선형으로 형성하여 날개 형상에 의한 공기력 불균형을 최소화시키며, 둘레홈을 통하여 발사관내 최소 공간에서 접히는 직선형 날개를 구현한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따르는 비행체를 나타내는 개념도.
도 2a 및 도 2b는 각각 도 1의 비행체가 발사관에 삽입된 모습을 나타내는 정면도 및 단면도.
도 3은 도 1의 날개장치의 분해도.
도 4a 내지 도 4c는 각각 날개가 접힌 상태, 펼쳐진 상태 및 고정된 상태를 나타내는 동작도들.
도 5는 본 발명의 날개장치의 변형예를 나타내는 확대도.
이하, 본 발명에 관련된 비행체의 날개장치 및 이를 구비하는 비행체에 대하여 도면을 참조하여 보다 상세하게 설명한다. 본 명세서에서는 서로 다른 실시예라도 동일·유사한 구성에 대해서는 동일·유사한 참조번호를 부여하고, 그 설명은 처음 설명으로 갈음한다. 본 명세서에서 사용되는 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따르는 비행체를 나타내는 개념도이고, 도 2a 및 도 2b는 각각 도 1의 비행체가 발사관에 삽입된 모습을 나타내는 정면도 및 단면도이다.
도 1에서는 비행체(100)의 일 예로 유도탄을 도시하고 있으며, 도시한 바와 같이 상기 비행체(100)는 본체(110) 및 날개(120)를 포함한다.
본체(110)는 추진력에 의하여 비행하도록 형성되고, 선단부(111) 및 후미부(112)를 포함한다.
선단부(111)는 본체(110)의 진행방향에 대하여 선단에 형성되고, 유선형으로 이루어진다. 후미부(112)는 선단부(111)의 반대측에 형성되며, 후미부(112)에는 본체(110)가 일방향으로 진행하도록 날개(120)가 배치된다. 날개(120)는 복수로 구비되어 본체의 원주를 따라 기설정된 간격으로 배치될 수 있다. 이를 통하여 비행체(100)는 안정적으로 직진을 유지할 수 있게 된다. 다만, 본 발명은 반드시 이에 한정되는 것은 아니며, 날개(120)는 선단부(111)에 배치되거나 또는 선단부(111)와 후미부(112)의 사이에 배치될 수 있다.
도 2a 및 도 2b를 참조하면, 날개(120)는 본체(110)의 외주면에 눕혀진 상태로 발사관(130)에 배치된다. 이를 통하여 발사관(130)은 보다 직경이 작아질 수 있으며, 비행체(100)의 발사시에 발사관(130)의 내벽을 따라 본체(110)의 중간부(112)가 가이드될 수 있다.
비행체(100)가 발사되면 날개장치(200)에 의하여 날개(120)가 본체(110)의 외주면에 눕혀진 상태(이하, 날개의 "접힌 상태"라 한다)에서 세워진 상태(이하, 날개의 "펼쳐진 상태"라 한다)로 전개된다. 이하, 도 3 내지 도 4c을 참조하여, 도 1의 날개장치(200)에 대하여 보다 상세히 설명한다.
도 3은 도 1의 날개장치(200)의 분해도이고, 도 4a 내지 도 4c는 각각 날개(120)가 접힌 상태, 펼쳐진 상태 및 고정된 상태를 나타내는 동작도들이다.
도 3을 참조하면, 비행체의 날개장치(200)는 상기 날개(120) 외에도 고정축(211), 고정홈(220) 및 스프링 유닛(230)을 포함한다.
고정축(211)은 비행체 본체(110)의 길이방향으로 배치되며, 상기 고정축(211)에 날개(120)가 회전가능하게 장착된다. 예를 들어, 날개(120)의 하단부(122)가 고정축(211)에 힌지결합하며, 날개(120)의 접힌 상태와 펼쳐진 상태가 각각 구현되도록 날개(120)의 상단부(121)가 본체(110)의 외주방향으로 회전한다. 즉, 날개(120)의 상단부(121)는 고정축(211)을 중심으로 회전하는 자유단을 이루게 된다.
비행체의 본체(110)에는 날개(120)가 접힌 상태에서 수용되도록 본체(110)의 외주방향을 따라 둘레홈(240)이 형성된다. 둘레홈(240)에는 날개(120)의 하단부(122)가 수용되며, 고정축(211)은 날개(120)의 하단부(122)를 관통하며, 날개(120)로부터 연장되어 본체(110)에 형성되는 고정홀(212a, 212b)에 장착된다. 고정홀(212a, 212b)은 쌍으로 형성되며, 서로 대응하는 고정홀(212a, 212b)들은 서로 마주보도록 배치된다.
도시에 의하면, 날개(120)는 고정축(211)을 따라 본체(110)의 길이방향으로 슬라이딩하도록 형성된다. 날개(120)의 하단부(122)에는 고정축(211)이 관통되는 관통홀(123)이 형성되며, 관통홀(123)이 고정축(211)에 가이드됨에 따라 날개(120)가 고정축(211)을 따라 이동할 수 있게 된다.
고정홈(220)은 날개(120)의 슬라이딩 방향으로 상기 날개(120)를 마주보도록 형성된다. 고정홈(220)은 날개(120)의 적어도 일부가 끼워지도록 둘레홈(240)의 측면에서 본체(110)의 길이방향으로 리세스되며, 서로 대응하는 고정홀(212a, 212b)들 중 어느 하나(212b)는 고정홈(220)의 일측에 형성된다.
스프링 유닛(230)은 날개(120)가 전개되도록 비행체 본체(110)의 외주방향으로 제1 탄성력을 가하며, 날개(120)가 고정홈(220)에 끼위지도록 상기 본체(110)의 길이방향으로 제2 탄성력을 가하도록 형성된다.
스프링 유닛(230)은 제1 및 제2 탄성력을 생성하도록 적어도 일부가 고정축(211)을 중심으로 본체(110)의 외주방향으로 감기도록 형성된다. 제1 탄성력은 상기 날개의 눕혀짐에 의하여 발생하는 비틀림 복원력이고, 제2 탄성력은 상기 날개의 슬라이딩에 의하여 발생하는 압축 복원력이 될 수 있으며, 이는 스프링 유닛의 형상 및 결합관계에 의하여 구현된다.
도 3을 참조하면, 스프링 유닛(230)은 몸체부(231), 고정부(232) 및 연장부(233)를 포함한다.
몸체부(231)는 고정축(211)을 따라 감기면서 고정축(211)의 길이방향으로 연장되는 코일이 될 수 있다. 몸체부(231)는 비틀림 복원력을 생성하도록 일단이 날개(120)에 지지될 수 있다. 보다 구체적으로, 날개(120)의 하단부(122)에는 스프링 유닛(230)을 수용하도록 수용실(124)이 형성되며, 몸체부(231)의 길이방향 단부는 수용실(124)의 일측을 지지한다. 수용실(124)은, 예를 들어 하단부(122)의 중앙의 적어도 일부가 절개됨에 의하여 형성될 수 있다.
고정부(232)는 몸체부(231)의 타단에 형성되며, 비행체의 본체(110)에 고정된다. 스프링 유닛(230)이 결합되도록, 둘레홈(240)에는 상기 둘레홈(240)을 감도록 형성되는 고정링(250)이 장착될 수 있으며, 고정부(232)가 상기 고정링(250)에 삽입됨에 의하여 스프링 유닛(230)이 비행체의 본체(110)에 고정된다. 다만, 본 발명은 반드시 이에 한정되지 않으며, 예를 들어 둘레홈(240)의 바닥에 상기 고정부(232)가 체결될 수 있는 체결홀이 형성될 수 있다.
연장부(233)는 제1 탄성력을 생성하도록 몸체부(231)의 일단에서 고정축(211)과 교차하는 방향으로 연장되며 본체(110)의 외주방향으로 날개(120)에 지지된다. 연장부(233)가 코일의 외주로부터 돌출됨에 따라, 날개(120)가 접히는 방향으로 회전하면, 날개(120)는 코일의 감기는 방향 또는 그 반대 방향으로 상기 연장부(233)에 힘을 가하게 된다. 이러한 메커니즘에 의하여 스프링 유닛(230)은 본체(110)의 외주방향으로 날개(120)에 토션 스프링으로 작용하게 된다.
도 4a를 참조하면, 날개(120)가 접힌 상태로 구속된다. 이러한 구속은 발사관(130, 도 2a 참조)의 내벽에 의하여 이루어질 수 있으나, 본 발명은 이에 한정되지 않으며 비행체(100)나 발사관(130)에 별도의 구속장치가 구비될 수 있다. 접힌 상태에서는 스프링 유닛(230)에 비틀림력 및 압축력이 가해지며, 비행체(110)가 발사되면 도 4b에 도시된 바와 같이, 스프링 유닛(230)의 비틀림 복원력에 의하여 날개(120)는 펼쳐진 상태로 회전하게 된다.
날개(120)가 펼쳐지면, 도 4c에 도시된 바와 같이, 스프링 유닛(230)의 압축 복원력에 의하여 날개(120)가 고정축(211)을 따라 슬라이딩하면서 날개(120)의 일변이 고정홈(220)에 끼워지게 된다. 고정홈(220)은 날개(120)의 슬라이딩 방향으로 폭이 좁아지도록 측면이 경사지도록 형성되며, 이를 통하여 날개(120)가 고정홈(220)에 끼워맞춤될 수 있다.
이와 같이, 날개장치(200)가 날개(120)를 회전 및 슬라이딩시킴에 따라 날개(120)는 발사관(130)을 벗어나면서 펼쳐진 상태로 견고하게 고정될 수 있다.
도 3 및 도 4a를 참조하면, 날개(120)는 상단부(121) 및 하단부(122)가 직선으로 연결되도록 이루어진다. 날개(120)가 직선형으로 형성됨에 따라 비행체의 비행 시에 날개 형상에 의한 공기력 불균형이 발생하지 않게 된다. 또한, 날개(120)는 상단부(121) 및 하단부(122) 사이에서 둘레홈(240)에 외접하도록 형성된다. 이를 통하여, 발사관(130, 도 2b 참조)에 조립 시에 발사관(130)과의 간섭이 배제될 수 있다.
도 3 및 도 4b를 참조하면, 날개(120)의 전개시에 마찰을 완화하도록, 상기 날개(120)의 일변은 둘레홈(240)의 측면에 대하여 경사지도록 형성된다. 보다 구체적으로 날개(120)의 전개는 날개(120)의 뒷모서리가 둘레홈(240)의 측면과 접촉하며 이루어지는데 이때 상호간 마찰이 감소되도록 하단부(122)의 시위가 상단부(121)의 시위보다 길도록 형성된다.
도 5는 본 발명의 날개장치의 변형예를 나타내는 확대도이다. 이하, 앞서 도 4b를 참조하여 도시한 실시예와 동일·유사한 구성에 대한 설명은 처음 설명으로 갈음한다.
도시에 의하면, 둘레홈(340)의 측면에는 윤활부재(360)가 장착된다. 윤활부재(360)는 날개(120)의 뒷모서리가 접촉되는 둘레홈(340)의 측면을 덮도록 이루어진다. 윤활부재(360)는, 예를 들어 고체 윤활 필름(S.F.L) 처리 등의 마찰 감소코팅에 의하여 둘레홈의 측면에 코팅될 수 있다. 이를 통하여 날개(120)의 전개시에 마찰이 보다 완화될 수 있으며, 신속한 날개의 전개 및 고정이 가능하게 된다.
또한, 상기와 같은 비행체의 날개장치 및 이를 구비하는 비행체는 위에서 설명된 실시예들의 구성과 방법에 한정되는 것이 아니라, 상기 실시예들은 다양한 변형이 이루어질 수 있도록 각 실시예들의 전부 또는 일부가 선택적으로 조합되어 구성될 수도 있다.

Claims (11)

  1. 비행체 본체의 길이방향으로 배치되는 고정축;
    상기 본체의 외주면에 눕혀진 상태에서 세워진 상태로 전개되도록 상기 고정축에 회전가능하게 장착되며, 상기 고정축을 따라 슬라이딩하도록 형성되는 날개;
    상기 날개의 슬라이딩 방향으로 상기 날개를 마주보도록 형성되는 고정홈; 및
    상기 날개가 전개되도록 상기 본체의 외주방향으로 제1 탄성력을 가하며, 상기 날개가 상기 고정홈에 끼위지도록 상기 본체의 길이방향으로 제2 탄성력을 가하도록 형성되는 스프링 유닛을 포함하는 비행체의 날개장치.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 스프링 유닛은,
    상기 제1 및 제2 탄성력을 생성하도록 상기 고정축을 중심으로 상기 외주방향으로 감기도록 형성되는 것을 특징으로 하는 비행체의 날개장치.
  3. 제2항에 있어서,
    상기 스프링 유닛은,
    상기 고정축을 따라 감기면서 연장되며, 상기 제2 탄성력을 생성하도록 일단이 상기 날개에 지지되는 몸체부;
    상기 몸체부의 타단에 형성되며, 상기 본체에 고정되는 고정부; 및
    상기 제1 탄성력을 생성하도록 상기 몸체부의 일단에서 상기 고정축과 교차하는 방향으로 연장되며 상기 외주방향으로 상기 날개에 지지되는 연장부를 포함하는 비행체의 날개장치.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 제1 탄성력은 상기 날개의 눕혀짐에 의하여 발생하는 비틀림 복원력이고, 상기 제2 탄성력은 상기 날개의 슬라이딩에 의하여 발생하는 압축 복원력인 것을 특징으로 하는 비행체의 날개장치.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 본체에는 상기 날개가 상기 눕혀진 상태에서 수용되도록 상기 외주방향을 따라 둘레홈이 형성되는 것을 특징으로 하는 비행체의 날개장치.
  6. 제5항에 있어서,
    상기 고정홈은 상기 둘레홈의 측면에서 상기 길이방향으로 리세스되며, 상기 고정홈에는 상기 고정축이 삽입되는 고정홀이 형성되는 것을 특징으로 하는 비행체의 날개장치.
  7. 제5항에 있어서,
    상기 둘레홈에는 상기 스프링 유닛이 결합되며, 상기 둘레홈을 감도록 형성되는 고정링이 장착되는 것을 특징으로 하는 비행체의 날개장치.
  8. 제5항에 있어서,
    상기 날개의 전개시에 마찰을 완화하도록, 상기 날개의 일변은 상기 둘레홈의 측면에 대하여 경사지거나, 상기 둘레홈의 측면에는 윤활부재가 장착되는 것을 특징으로 하는 비행체의 날개장치.
  9. 제1항에 있어서,
    상기 날개는,
    상기 고정축을 중심으로 회전하는 자유단을 이루는 상단부;
    상기 날개가 상기 본체에 회전가능하게 연결되도록 상기 고정축이 관통되는 관통공을 구비하는 하단부; 및
    상기 스프링 유닛을 수용하도록 상기 하단부에 형성되는 수용실을 포함하는 비행체의 날개장치.
  10. 제9항에 있어서,
    상기 날개는 상기 상단부 및 하단부가 직선으로 연결되도록 이루어지는 것을 특징으로 하는 비행체의 날개장치.
  11. 비행체 본체;
    상기 본체의 길이방향으로 배치되는 고정축;
    상기 본체의 외주면에 눕혀진 상태에서 세워진 상태로 전개되도록 상기 고정축에 회전가능하게 장착되며, 상기 고정축을 따라 슬라이딩하도록 형성되는 날개;
    상기 날개의 슬라이딩 방향으로 상기 날개를 마주보도록 형성되는 고정홈; 및
    상기 날개가 전개되도록 상기 본체의 외주방향으로 제1 탄성력을 가하며, 상기 날개가 상기 고정홈에 끼위지도록 상기 본체의 길이방향으로 제2 탄성력을 가하도록 형성되는 스프링 유닛을 포함하는 비행체.
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Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102849206B (zh) * 2012-10-30 2014-09-03 河北科技大学 小型折叠翼无人机机翼折叠展开机构
US9593922B2 (en) * 2013-03-14 2017-03-14 Bae Systems Land & Armaments L.P. Fin deployment system
CN103644781B (zh) * 2013-11-28 2015-09-09 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种分段式储翼盖板
DE102015004703B4 (de) * 2014-12-11 2019-12-12 Mbda Deutschland Gmbh Klappflügelsystem
CN104802978B (zh) * 2015-04-29 2017-04-12 北京威标至远科技发展有限公司 一种飞行器折叠翼装置
FR3041744B1 (fr) * 2015-09-29 2018-08-17 Nexter Munitions Projectile d'artillerie ayant une phase pilotee.
DE102015014368A1 (de) * 2015-11-06 2017-05-11 Mbda Deutschland Gmbh Klappflügel für einen Flugkörper sowie einen Flugkörper mit mindestens einem daran angeordneten Klappflügel
CN107270780A (zh) * 2017-06-29 2017-10-20 中国工程物理研究院电子工程研究所 一种新型直板径向折叠尾翼稳定装置
CN107776870A (zh) * 2017-10-27 2018-03-09 成都云鼎智控科技有限公司 一种机翼折叠锁定组件及无人机
FR3100323B1 (fr) * 2019-09-03 2022-07-22 Cta Int Munition télescopée comprenant un projectile sous-calibré stabilisé par un empennage déployable
CN111284679B (zh) * 2020-02-18 2022-09-06 吉林大学 一种基于记忆合金负泊松比单元体的无人机变形翼结构
CN111792033A (zh) * 2020-06-17 2020-10-20 南宁慧视科技有限责任公司 一种便于组装的水上固定翼无人飞行器

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE533456A (ko) * 1953-12-21 Brandt Soc Nouv Ets
BE551492A (ko) * 1955-10-20 Brandt Soc Nouv Ets
US2858765A (en) * 1956-08-07 1958-11-04 Dale E Startzell Spring-loaded, locking hinge fin assembly
US3451646A (en) * 1966-11-25 1969-06-24 Lockheed Aircraft Corp Aircraft wing pivot
US3853288A (en) 1967-07-17 1974-12-10 H Bode Encasement for the tail section of a rocket with a central nozzle and extendible control vanes
CH480613A (de) 1967-09-11 1969-10-31 Oerlikon Buehrle Ag Geschoss mit Bremsflügeln
US3952970A (en) * 1974-08-28 1976-04-27 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Means for improving rocket missile accuracy
US3964696A (en) * 1974-10-30 1976-06-22 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Method of controlling the spin rate of tube launched rockets
FR2356118A1 (fr) 1976-06-25 1978-01-20 Europ Propulsion Empennage pour projectile
CA1079078A (en) * 1977-05-25 1980-06-10 Michael N. Clark Rocket nozzle assembly
US4213587A (en) * 1978-12-04 1980-07-22 The Boeing Company Hinge arrangement for control surfaces
US4607810A (en) 1983-03-07 1986-08-26 Ford Aerospace & Communications Corporation Passive constraint for aerodynamic surfaces
US4673146A (en) * 1983-08-15 1987-06-16 General Dynamics, Pomona Division Missile tail fin assembly
US4588145A (en) * 1983-08-15 1986-05-13 General Dynamics Pomona Division Missile tail fin assembly
US6739548B1 (en) * 2003-04-21 2004-05-25 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Fin lock system

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