EP0209761B1 - Flugkörper mit ausschwenkbaren Gleitflügeln - Google Patents

Flugkörper mit ausschwenkbaren Gleitflügeln Download PDF

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EP0209761B1
EP0209761B1 EP86108860A EP86108860A EP0209761B1 EP 0209761 B1 EP0209761 B1 EP 0209761B1 EP 86108860 A EP86108860 A EP 86108860A EP 86108860 A EP86108860 A EP 86108860A EP 0209761 B1 EP0209761 B1 EP 0209761B1
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EP
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flying body
wing
fuselage
extensions
body according
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Raimar Steuer
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Diehl Verwaltungs Stiftung
Original Assignee
Diehl GmbH and Co
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Publication date
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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/02—Stabilising arrangements
    • F42B10/14—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel
    • F42B10/146—Fabric fins, i.e. fins comprising at least one spar and a fin cover made of flexible sheet material

Definitions

  • the invention relates to a missile according to the preamble of claim 1.
  • Such a missile is known from GB-A-1 597 098.
  • two partial wing surfaces which are strip-shaped and hinged to one another at the front, can be accommodated, the rear of which is articulated on the missile fuselage and the front is slidably supported along the missile fuselage.
  • the result of this is that when the rear partial wing is unfolded, the front partial wing, overlapping the rear, is also exhibited.
  • This only results in a very small and therefore unsatisfactory gliding wing area.
  • Their rear pivoting is structurally disadvantageous in relation to the position of the center of gravity of a conventional missile of the generic type and also in relation to the rudder regularly arranged behind the sliding wings.
  • the invention relates in particular to a submunition missile of the type known from the DEFENSE ELECTRONICS magazine, issue June 1984, caption on page 102, as a projectile which can be steered by the final phase and is ejected from a carrier rocket which is involved in ballistic flight Supersonic speed has approached a target area.
  • a submunition missile of the type known from the DEFENSE ELECTRONICS magazine, issue June 1984, caption on page 102
  • the respective submunition missile is launched into an elongated slideway approximately parallel to the earth's surface by means of a built-in preprogrammed control after the launching of the carrier.
  • stabilizing wings which essentially only need to have wing effect, in particular not for maneuvering purposes relative to the longitudinal axis of the missile or must be pivoted in some other way.
  • these wings have to be folded towards the submunition fuselage during the submunition shipment in the carrier, as is basically known as such from GB-A-1 597 098, already cited. This is because recording within the periphery of the missile fuselage is not possible because the interior of the fuselage has already been optimally used by the electronic units and the warhead.
  • the aim is to have sliding wings which, due to their large area and their positioning on the fuselage, provide high aerodynamic performance.
  • Textile wings as are known from GB-A-2 059 023, can therefore be provided as large-area sliding wings.
  • it is more favorable in terms of flight dynamics to give such stretchable textile wings with the largest possible cross-sectional area an aerodynamically optimized cross-sectional shape, as is described in more detail in GB-A-2 149 481.
  • foldable wings can also be provided, which are designed, for example, in accordance with US Pat. No. 4,364,531;
  • the object of the invention is to provide a missile of the generic type with deployable wings for more favorable flight characteristics.
  • This surface is largely determined in its cross-sectional geometry in a foldable covering in the form of a flexible cover by the cross section of a profiled front spar which is articulated to the respective wing attachments and which is mechanically stably received in a groove in the folded-up position on the fuselage , which extends outside the submunition hull, namely in the extensions.
  • the attachments can be moved almost arbitrarily in the longitudinal direction of the submunition fuselage to ensure a favorable position of the aerodynamically effective point of attack of the wing exhibited with respect to the position of the center of gravity of the missile, that is to say To be able to optimize flight characteristics. It is only necessary to ensure that the rear edges of the wing and the extensions are at a sufficient distance along the fuselage to the front edge of the rudder in the rear area of the fuselage, so that regular inflow conditions are guaranteed.
  • a submunition carrier 2 preferably an artillery rocket
  • a plurality of submunition missiles 3 are arranged peripherally adjacent to one another along the inner circumferential surface of the shell 1 in a longitudinal sectional plane, said targets flying over a target area to combat armored targets identified or expected there the sleeve 1 are expelled radially.
  • the individual submunition missiles 3 are steered into a slideway that extends approximately parallel to the surface of the earth, periodically with a search detonator seeker head across the flight direction along a strip extending parallel to the direction of flight for a target object to be fought to search, which is then attacked while leaving the gliding trajectory - as described in DE-A-3 303 763 in the steepest possible approach approach.
  • the missile 3 is equipped with extendable sliding wings 4. To save space, they are folded towards the fuselage 5 of the missile 3 during the transfer in the carrier 2, and they are only extended into the functional position shown in FIG. 2 after they have been ejected from the transfer carrier 2.
  • the maneuvering is provided by the control rudders 7 which are pivotably articulated in the tail area 6 and which can be folded out about grooves 9 in the structure of the fuselage 5 about folding axes 8 when the carrier 2 has ejected its submunition missiles 3.
  • the space required for accommodating, for example, retractable wings 4 is available, which have a much larger surface area than the rudder 7 and whose root area 10 extends substantially over that part of the fuselage 5 which is proven by the search detonator signal processing and control auxiliary devices and in particular also by the armor-piercing submunition active charge.
  • the wings 4 are diametrically opposed to each other approximately along a generatrix of the lateral surface of the fuselage 5, and thus approximately parallel to its longitudinal axis 11, two.
  • these attachments 12 lie precisely in a plane in which on both sides of the missile fuselage 5 there is a free space 13 from the adjacent inner surface area of the carrier shell 1 is given (as is evident from the description of a small circle in a much larger circle geometrically).
  • the radial width 14 can make up almost half the diameter of the missile fuselage 5.
  • the axially parallel length 15 depends on aerodynamic conditions with regard to the geometry of the missile fuselage 5 and according to the geometry of the flared wings 4 which are tied to the fuselage 5 at or shortly behind the rear end of the attachments 12.
  • the attachments 12 must allow sufficient clearance 16 for sufficient undisturbed flow against the rudder 7 along the missile fuselage 5; otherwise, they can be selected along the missile fuselage 5 in the aerodynamically most favorable position (in which the aerodynamically effective wing application point lies axially at least slightly behind the center of gravity of the missile 3). Also for fluidic reasons, the front end 17 of the attachments 12 runs beveled into the outer contour of the missile fuselage 5.
  • the attachments 12 thus serve the pivotable mounting of folding wings 4, which are folded into grooves 18 in the applied position and which do not extend from the attachments 12 into the interior of the fuselage 5.
  • the folding wings 4 are each preferably an aerodynamically profiled front spar 19, around which a flexible sheath 20, for example canvas, is guided, which is stretched backwards by a rear spar 21 or a rope 22 when the front spar 19 is pivoted out; as described in DE-A3 340 501 for a similar fabric folding wing.
  • a knee joint lever or, according to DE-A-3 403 573.7, a swivel rod articulated in the region of the front spar pivot axis 24 (not considered in the drawing) may be provided; if the sheath 20 is not tightened by means of a tension cable 22.
  • the width of the front spar 19 is chosen as large as possible in the interest of the greatest possible profiling specification for the curvature of the casing 20 and thus approximately as large as the radial width 14 of the attachments 12, which in its groove 18 next to the front spar 19 also any rear spar 21 (and possibly also the folded-in cover 20) of the respective wing 4.
  • the length of the front spar 19, which is aerodynamically profiled in cross section, is not limited to the axial length 15 of the attachments 12. Because during the stowage of the submunition missile 3 in its carrier 2, it is not a problem if the front spar 19 folded towards the fuselage 5 - as shown in dashed lines in FIG. 2 - protrudes rearward from the attachments 12 and extends into the area of the stern. Rudder 7 extends - if sufficient clearance 16 along fuselage 5 is ensured only when wing 4 is folded out.
  • the folding wing 4 can also be designed according to DE-A-3 417 082.0, i.e. have the design of flat box-shaped, telescopically slidable slats, which are moved apart when the front spar 19 is unfolded about its pivot axis 24 so as to be aerodynamic to assemble the shaped wing surface from the cross-sectional shapes of the successive slats.

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

Description

  • Die Erfindung betrifft einen Flugkörper gemäß dem Oberbegriff des Anspruches 1.
  • Ein solcher Flugkörper ist aus der GB-A-1 597 098 bekannt. Im jeweiligen Längsschlitz von achsparallel auf der Flugkörper-Hülle vorgesehenen Anbauten sind zwei in Ansicht streifenförmige, stirnseitig aneinander angelenkte Teilflügelflächen unterbringbar, von der die rückwärtige am Flugkörper-Rumpf angelenkt und die vordere längs des Flugkörper-Rumpfes verschiebbar gehaltert ist. Daraus resultiert, daß beim Ausklappen des rückwärtigen Teilflügels der vordere Teilflügel, den rückwärtigen überlappend, ebenfalls ausgestellt wird. Das ergibt allerdings nur eine sehr kleine und damit flugdynamisch sehr unbefriedigende Gleitflügel-Fläche. Deren rückwärtige Ausstellanlenkung ist konstruktiv nachteilig in Bezug auf die Lage des Schwerpunktes eines üblichen Flugkörpers gattungsgemäßer Art und auch in Bezug auf regelmäßig hinter den Gleitflügeln angeordnete Steuerruder.
  • Die Erfindung betrifft nämlich insbesondere einen Submunitions-Flugkörper der Art, wie er aus der Zeitschrift DEFENSE ELECTRONICS, Heft Juni 1984, Bildunterschrift auf Seite 102, als endphasenlenkbares Projektil bekannt ist, das aus einer Träger-Rakete ausgestoßen wird, die sich im ballistischen Flug mit Überschallgeschwindigkeit einem Zielgebiet angenähert hat. Um mittels eines Suchzünder-Suchkopfes in der Submunition ein zu bekämpfendes gepanzerter Ziel zu akquirieren, wird der jeweilige Submunitions-Flugkörper nach dem Träger-Ausstoß mittels einer eingebauten vorprogrammierten Steuerung in eine langgestreckte Gleitbahn etwa parallel zur Erdoberfläche eingesteuert.
  • Dafür ist er, im Interesse hoherflugdynamischer Leistungen - also insbesondere eines stabilen und langen Such-Gleitfluges - außer mit Steuerrudern für die Manöver der Endphasen-Zielansteuerung auch mit Stabilisierungs-Flügeln ausgestattet, die im wesentlichen nur Tragflächen-Wirkung zu haben brauchen, also insbesondere nicht zu Manövrierzwecken relativ zur Flugkörper-Längsachse angestellt oder sonstwie verschwenkt werden müssen. Aus Raumgründen müssen diese Flügel jedoch während der Submunitions-Verbringung im Träger an den Submunitions-Rumpf herangeklappt sein, wie es als solches aus der schon zitierten GB-A-1 597 098 grundsätzlich vorbekannt ist. Denn eine Aufnahme innerhalb der Peripherie des Flugkörper-Rumpfes ist nicht möglich, weil der Innenraum des Rumpfes durch die elektronischen Aggregate und durch den Gefechtskopf bereits optimal ausgenutzt ist. Anzustreben sind andererseits Gleitflügel, die aufgrund ihrer großen Fläche und ihrer Positionierung am Rumpf eine hohe aerodynamische Leistung erbringen. Als großflächig ausstellbare Gleitflügel können deshalb Textilflügel vorgesehen sein, wie sie aus der GB-A-2 059 023 vorbekannt sind. Flugdynamisch günstiger ist es jedoch, solchen aufspannbaren Textilflügeln mit einem möglichst großen Querschnittsbereich eine aerodynamisch optimierte Querschnittsform zu geben, wie es in der GB-A-2 149 481 näher beschrieben ist. Grundsätzlich können jedoch auch ausstellbare Faltflügel vorgesehen sein, die etwa gemäß der US-A-4 364 531 konzipiert sind; wobei dort jedoch kinematisch extrem ungünstige Verhältnisse herrschen, da nur ein Anbau von radial extrem kleiner Abmessung vorgesehen und für die teleskopartige Flügel-Entfaltung auf einen Aufblas-Ballon zurückgegriffen ist.
  • In Erkenntnis dieser Gegebenheiten liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, einen Flugkörper gattungsgemäßer Art mit ausstellbaren Flügeln für günstigere Flugeigenschaften auszustatten.
  • Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß der gattungsgemäße Flugkörper gemäß dem Kennzeichnungsteil des Anspruches 1 ausgestattet ist.
  • Damit greift diese Lösung auf die bereits in der eingangs zitierten Vorveröffentlichung gezeigten Verhältnisse insoweit zurück, als die Packung von Flugkörpern innerhalb einer Hülle in der Längsschnitt-Querebene eines jeden Flugkörpers parallel zu seinem Rumpf einen anderweitig nicht belegten Freiraum aufweist. In diesen Freiraum hinein können sich Anbauten auf dem Flugkörper-Rumpf, sogenannte Fairings, erstrecken, die jeweils einen ausstellbaren Faltflügel aufnehmen. Nach vorliegender Erfindung ist die Auslegung der Faltflügel in Bezug auf die Anbauten und deren Orientierung am Rumpf nun so optimiert, daß sich trotz der beschränkten Abmessungsvorgaben extrem leistungsfähige Gleitflügel ausstellen lassen, weil diese nun eine große aerodynamisch wirksame Flügelfläche aufweisen und trotz Anordnung in optimierter Position bezüglich des Flugkörper-Rumpfes den anzustrebenden Freiraum vor den Heckrudern gewährleisten.
  • Die Wölbung dieser Fläche ist bei einer einfaltbaren Bespannung in Form einer flexiblen Hülle in ihrer Querschnittsgeometrie weitgehend durch den Querschnitt eines profilierten Vorderholmes bestimmt, der an die jeweiligen Flügel-Anbauten angelenkt ist und der in an den Rumpf herangeklappter Stellung in einer Nut mechanisch stabil aufgenommen wird, die sich außerhalb des Submunitions-Rumpfes, nämlich in den Anbauten, erstreckt. Dadurch ist kein Eingriff in den Rumpf selbst und somit keine Beeinflussung des Nutzraumes der Submunition gegeben. Die Anbauten lassen sich konstruktiv nahezu beliebig in Längsrichtung des Submunitions-Rumpfes verschieben, um eine günstige Position des aerodynamisch wirksamen Angriffspunktes des ausgestellten Flügels bezüglich der Lage des Flugkörper-Schwerpunktes sicherzustellen, also die Flugeigenschaften optimieren zu können. Dabei ist nur sicherzustellen, daß die Hinterkanten des ausgestellten Flügels und der Anbauten einen hinreichenden Abstand längs des Rumpfes bis zur Vorderkante der Steuerruder im Heckbereich des Rumpfes einhalten, damit hier reguläre Anströmungsverhältnisse gewährleistet bleiben.
  • Zusätzliche Alternativen und Weiterbildungen sowie weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus den weiteren Ansprüchen und, auch unter Berücksichtigung der Darlegungen in der Zusammenfassung, aus nachstehender Beschreibung eines in der Zeichnung unter Beschränkung auf das Wesentliche stark abstrahiert und nicht ganz . maßstabsgerecht skizzierten bevorzugten Ausführungsbeispiels zur erfindungsgemäßen Lösung.
  • Es zeigt:
    • Fig. 1 in abgebrochener QuerschnittsDarstellung die Anordnung eines von mehreren Submunitions-Flugkörpern innerhalb einer Träger-Hülle und
    • Fig. 2 in Draufsicht einen Flugkörper gemäß Fig. 1 mit ausgestellten Flügeln und Steuerrudern.
  • Innerhalb der Hülle 1 eines Submunitions-Trägers 2, vorzugsweise einer Artillerie-Rakete, sind in einer Längsschnittsebene mehrere Submunitions-Flugkörper 3 einander peripher benachbart längs der Innenmantelfläche der Hülle 1 angeordnet, die über einem Zielgebiet zur Bekämpfung dort ausgemachter oder erwarteter gepanzerter Ziele nach Aufsprengen der Hülle 1 radial ausgestoßen werden. Über eine eingebaute vorprogrammierte Steuerungseinrichtung werden die einzelnen Submunitions-Flugkörper 3 in eine Gleitbahn eingesteuert, die sich etwa parallel zur Erdoberfläche erstreckt, um das Zielgebiet mit einem Suchzünder-Suchkopf periodisch quer zur Flugrichtung längs eines parallel zur Flugrichtung sich erstreckenden Streifens nach einem zu bekämpfenden Zielobjekt abzusuchen, das dann unter Verlassen der Gleitflugbahn - wie in der DE-A-3 303 763 näher beschrieben in möglichst steilem Zielanflug - angegriffen wird.
  • Im Interesse möglichst hoher Gleitflugleistung, und günstiger Manövrierbarkeit mittels seiner Ruder 7, ist der Flugkörper 3 mit ausstellbaren Gleitflügeln 4 ausgestattet. Zur Raumersparnis sind sie während der Verbringung im Träger 2 an den Rumpf 5 des Flugkörpers 3 herangeklappt, und erst nach dem Ausstoß aus dem Verbringung-Träger 2 werden sie in die in Fig. 2 gezeigte Funktionsstellung ausgefahren. Der Manövrierung (Flugbahnsteuerung) dienen die im Heckbereich 6 verschwenbar angelenkten Steuerruder 7, die um Klappachsen 8 aus Nuten 9 in der Struktur des Rumpfes 5 herausklappbar sind, wenn der Träger 2 seine Submunitions-Flugkörper 3 ausgestoßen hat.
  • Im Flugkörper-Rumpf 5 vor dem Heckbereich 6 ist jedoch nicht der notwendige Raum für die Aufnahme etwa einklappbarer Flügel 4 verfügbar, die eine wesentlich größere Flächenausdehnung als die Steuerruder 7 aufweisen und deren Wurzelbereich 10 sich wesentlich über den jenigen Teil des Rumpfes 5 erstreckt, der durch die Suchzünder-Signalverarbeitung und Steuerungs-Hilfsgeräte sowie insbesondere auch durch die panzerbrechende Submunitions-Wirkladung belegt ist.
  • Deshalb sind zur Halterung und Einklapp-Aufnahme der Flügel 4 einander diametral gegenüber etwa längs einer Erzeugenden der Mantelfläche des Rumpfes 5, und damit etwa parallel zu seiner Längsachse 11, zwei. Anbauten 12, auch als sogenannte fairings bezeichnet, vorgesehen. Bezogen auf die Anordnung der Submunitions-Flugkörper 3 in ihrem Träger 2 (siehe Fig. 1) liegen diese Anbauten 12 somit gerade in einer Ebene, in der beiderseits des Flugkörper-Rumpfes 5 ein freier Abstandsraum 13 zur jeweils benachbarten Innenmantelfläche der Träger-Hülle 1 gegeben ist (wie sich aus der Einbeschreibung eines kleinen Kreises in einen wesentlich größeren Kreis geometrisch ohne weiteres ergibt). Bei entsprechender Auslegung der Durchmesser von Flugkörper 3 zu Träger 2 kann die radiale Breite 14 nahezu die Hälfte des Durchmessers des Flugkörper-Rumpfes 5 ausmachen. Die achsparallele Länge 15 richtet sich nach aerodynamischen Gegebenheiten in Hinblick auf die Geometrie des Flugkörper-Rumpfes 5 und nach der Geometrie der ausgestellten Flügel 4, die an oder kurz hinter dem rückwärtigen Ende der Anbauten 12 an den Rumpf 5 gefesselt sind. Es müssen die Anbauten 12, für ausreichend ungestörte Anströmung der Steuerruder 7 längs des Flugkörper-Rumpfes 5, einen hinreichenden lichten Abstand 16 freilassen; im übrigen aber können sie längs des Flugkörper-Rumpfes 5 in der aerodynamisch günstigsten Position (in der der aerodynamisch wirksame Flügel-Angriffspunkt axial wenigstens geringfügig hinter dem Schwerpunkt des Flugkörpers 3 liegt) gewählt werden. Ebenfalls aus strömungstechnischen Gründen verläuft die vordere Stirn 17 der Anbauten 12 abgeschrägt in die Außenkontur des Flugkörper-Rumpfes 5 über.
  • Die Anbauten 12 dienen also der verschwenkbaren Halterung von Falt-Flügeln 4, die in angelegter Stellung in Nuten 18 hineingeklappt sind, welche sich nicht noch aus den Anbauten 12 heraus ins Innere des Rumpfes 5 hinein erstrecken.
  • Bevorzugt handelt es sich bei den Falt-Flügeln 4 jeweils um einen aerodynamisch profilierten Vorderholm 19, um den eine flexible Hülle 20, beispielsweise Segeltuch, geführt ist, die bei ausgeschwenktem Vorderholm 19 rückwärtig von einem Hinterholm 21 oder einem Seil 22 gespannt ist; wie in der DE-A3 340 501 für einen ähnlichen Stoff-Faltflügel näher beschrieben. Für das Ausspreizen des am freien Ende 23 des Voderholms 19 angelenkten Hinterholms 21 kann gemäß DE-A-3 340 501 im Wurzelbereich 10 ein Kniegelenkhebel oder gemäß DE-A-3 403 573.7 ein im Bereiche der Vorderholm-Schwenkachse 24 angelenkter Schwenkstab (in der Zeichnung nicht näher berücksichtigt) vorgesehen sein; wenn die Hülle 20 nicht mittels eines Spannseiles 22 gestrafft wird. Die Breite des Vorderholms 19 ist im Interesse möglichst weitgehender Profilierungs-Vorgabe für die Wölbung der Hülle 20 so groß wie möglich gewählt und damit angenähert so groß, wie die radiale Breite 14 der Anbauten 12, die in ihrer Nut 18 neben dem Vorderholm 19 auch den eventuell vorhandenen Hinterholm 21 (und gegebenenfalls auch die eingefaltete Hülle 20) des jeweiligen Flügels 4 aufnehmen.
  • Ebenfalls im Interesse einer möglichst großen wirksamen Fläche des Flügels 4 ist die Länge des im Querschnitt aerodynamisch profilierten Vorderholmes 19 nicht auf die axiale Länge 15 der Anbauten 12 beschränkt. Denn während der Verstauung des Submunitions-Flugkörpers 3 in seinem Träger 2 stört es nicht, wenn der an den Rumpf 5 herangeklappte Vorderholm 19 - wie in Fig. 2 gestrichelt berücksichtigt-rückwärtig aus den Anbauten 12 herausragt und sich bis in den Bereich der Heck-Ruder 7 erstreckt - wenn nur bei ausgeklapptem Flügel 4 ein ausreichender lichter Abstand 16 längs des Rumpfes 5 gewährleistet ist.
  • Der Falt-Flügel 4 kann aber auch gemäß DE-A-3 417 082.0 ausgebildet sein, also die Bauform von flachen kastenförmigen, teleskopartig ineinander verschiebbaren Lamellen aufweisen, die beim Ausklappen des Vorderholmes 19 um seine Schwenk-Achse 24 auseinandergefahren werden, um die aerodynamisch geformte Flügelfläche aus den Querschnittsformen der aufeinanderfolgenden Lamellen zusammenzusetzen.

Claims (8)

1. Flugkörper (3) mit aus Längs-Nuten (18) in achsparallelen Anbauten (12) auf dem Flugkörper-Rumpf (5) ausschwenkbaren Flügeln (4), deren jeweiliger Vorderholm etwa die Breite (14) der Anbauten (12) aufweist,
dadurch gekennzeichnet,
daß die Anbauten (12) eine radiale Breite (14) von fast der Hälfte des Durchmessers des Flugkörper-Rumpfes (5) aufweisen, in die jeweils ein, in ausgeschwenkter Stellung großflächig gewölbter, Flügel (4) mit einem aerodynamisch profilierten, im vorderen Bereich der Anbauten (12) angelenkten Vorderholm (19) eingeklappt ist, und daß längs des Flugkörper-Rumpfes (5) vom rückseitigen Ende der Anbauten (12) bzw. des ausgestellten Flügels (4) ein lichter Anström-Abstand (16) zu Heck-Rudern (7) am Flugkörper-Rumpf (5) gegeben ist, in den der eingeklappte Flügel-Vorderholm (19), über das rückwärtige Ende der Anbauten (12) hinaus, hineinragt.
2. Flugkörper nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,
daß sein Rumpf (5) abgeschrägt in die vordere Stirn (17) der Anbauten (12) übergeht, die längs des Rumpfes (5) in optimierter Lage hinsichtlich des aerodynamischen Flügelangriffspunktes des ausgestellten Flügels (4) bezüglich des Flugkörper-Schwerpunktes positioniert sind.
3. Flugkörper nach Anspruch 1 oder 2,
dadurch gekennzeichnet,
daß jeder Flügel mit einer seinen Vorderholm (19) umspannenden flexiblen Hülle (20) ausgestattet ist.
4. Flugkörper nach Anspruch 3,
dadurch gekennzeichnet,
daß die Hülle (20) von einem Hinterholm (21) gespannt ist.
5. Flugkörper nach Anspruch 3,
dadurch gekennzeichnet,
daß die Hülle (20) von einem rückwärtigen Seil (22) zwischen dem freien Ende (23) des Vorderholmes (19) und dem Flugkörper-Rumpf (5) gespannt ist.
6. Flugkörper nach einem der Ansprüche 3 bis 5,
dadurch gekennzeichnet,
daß jeder Flügel (4) in seinem Wurzelbereich (10) mit einer Spanneinrichtung in Form einer Kniegelenk-Wurzelstrebe ausgestattet ist.
7. Flugkörper nach einem der Ansprüche 3 bis 5,
dadurch gekennzeichnet,
daß jeder Flügel (4) in seinem Wurzelbereich (10) mit einer Spanneinrichtung in Form einer Schwenkhebel-Wurzelstrebe ausgestattet ist.
8. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 oder 2,
dadurch gekennzeichnet,
daß jeder Flügel (4) sich im ausgestellten Zustand aus den Teilprofilen von teleskopartig auseinanderfahrbaren Lamellenkästen zusammensetzt.
EP86108860A 1985-07-03 1986-06-30 Flugkörper mit ausschwenkbaren Gleitflügeln Expired EP0209761B1 (de)

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DE3523769 1985-07-03

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EP0209761A1 EP0209761A1 (de) 1987-01-28
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