EP0259535A2 - Fin assembly with spreadable wings - Google Patents

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EP0259535A2
EP0259535A2 EP87102097A EP87102097A EP0259535A2 EP 0259535 A2 EP0259535 A2 EP 0259535A2 EP 87102097 A EP87102097 A EP 87102097A EP 87102097 A EP87102097 A EP 87102097A EP 0259535 A2 EP0259535 A2 EP 0259535A2
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EP
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wing
bearing
sliding guide
missile
guide bearing
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Withdrawn
Application number
EP87102097A
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German (de)
French (fr)
Inventor
Dieter Dipl.-Ing. Böder
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Rheinmetall Industrie AG
Original Assignee
Rheinmetall GmbH
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Publication date
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/02—Stabilising arrangements
    • F42B10/14—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel
    • F42B10/16—Wrap-around fins

Definitions

  • the invention relates to a tail unit with deployable wings for projectiles and missiles with the features of the preamble of claim 1.
  • tail assemblies which are used in particular in the case of submunitions which are ejected from carrier projectiles in the target area, are known, for example, from WO 86/02154 (international file number PCT / EPO 85/00452). So that the wing blades in the unfolded state have the same length and are constructed symmetrically, the slide bearing is constructed in these known tail units so that it has an interruption in its central region in which the wing root of the second wing blade with fixed bearing has space in the folded state. Seen in the projectile or missile axis direction, the fixed bearing and the plain bearing coincide in the folded state.
  • a tail unit is also known in which the fixed bearing and that sliding guide bearings are arranged one behind the other in the circumferential direction of the missile.
  • the sliding movement of the sliding guide bearing takes place coaxially with the center axis of the missile when the wing blades are deployed.
  • a disadvantage of this empennage is the fact that after the wing blades are unfolded, they are inclined to one side and therefore - depending on which side the wind power acts on - have a different stability.
  • the object of the present invention is to further develop an empennage of the type mentioned at the outset in such a way that it is simple and robust, and that when the wings are unfolded they are constructed symmetrically outside the shell of the missile.
  • FIG. 1 shows a schematic, perspective illustration of a missile 10 with a tail unit, which is arranged in the rear area and comprises expandable wings 11, the central axis of which is designated by 20. Missiles of this type and projectiles are fired from launch barley or from large-caliber barrel weapons, for example packaged in a carrier storey, and should be ejected from a great distance from the carrier storey and reach point targets with the greatest possible precision.
  • an empennage is required which should have optimal aerodynamic properties, but which is robust and space-saving in order to withstand high acceleration stresses that occur in particular when firing from barrel weapons, and on the other hand to claim as little as possible of the volume of the missile / projectile intended for payloads.
  • FIG. 2 shows an enlarged representation of a cross section through part of the missile 10 according to FIG. 1 with a view of the side edges of a wing 11 of the tail unit.
  • the wing 11 consists of two wing blades, 12, 12a, which are connected to one another on the tip side, for example riveted or electron-beam welded, and which are attached on the root side to separate bearings 17, 17a which can be changed with respect to their circumferential spacing such that the wing blades 12, 12a in unfolded state of the wing 11, which is shown in Fig. 2, are set up roof-like.
  • the blades 12, 12a themselves are made of an elastic and flexible material, such as. B. spring steel, a high-strength light metal alloy or made of a fiber-reinforced plastic, which facilitates their folding and accommodation in the volume of the missile 10, they form a very stable arrangement with excellent aerodynamic properties in the deployed state according to FIG. 2.
  • One of the bearings 17, 17a is an articulated fixed bearing 17, while the other bearing is an articulated sliding guide bearing.
  • This bearing arrangement enables - as can be seen in detail from FIG. 3 - a shot-proof and space-saving accommodation of the wing 11 in the circumferential region of the missile 10, namely that the wing blades 12, 12a are wound around the missile 10 in the circumferential direction in the folded state.
  • the wing 16 is held in rotation by the jacket 16 of the carrier projectile until the missile 10 has been ejected from the carrier projectile, as a rule in the axial direction.
  • the wing blades 12, 12a of each wing 11 lie closely adjacent to one another, which is achieved in that the sliding guide bearing 17a in the circumferential direction of the missile is immediately adjacent to the articulated fixed bearing 17 of each wing 11 is arranged.
  • the wings 11, seen in the radial direction can also be made comparatively long and therefore optimal in terms of aerodynamic requirements, since even these long wings can be accommodated in a space-saving manner.
  • the wing blades of a wing 11 cover at least the bearing area of an adjacent wing (not shown in FIG. 3).
  • the bearings 17, 17a of the wing blades 12, 12a are spaced apart from one another in the circumferential direction, so that the roof-shaped arrangement of the wing blades 12, 12a shown results.
  • the wing blades 12, 12a reach this position in that the articulated sliding guide bearing 17a is removed from the fixed bearing 17a in the circumferential direction when the wing 11 is unfolded.
  • the sliding guide bearing 17a is guided in a groove 15 in such a way that the sliding guide bearing 17a has an increasing distance from the missile center axis 20 with increasing distance from the fixed bearing 17. This measure ensures that the wing blades 12, 12a have a symmetrical structure to the respective wing axis 30 after deployment outside the jacket 16.

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  • Support Of The Bearing (AREA)

Abstract

Es wird ein raumsparend entfaltbarer Flügel 11 eines Flugkörpers oder Geschosses 10 beschrieben, der aus zwei Flügelblättern 12, 12a besteht, welche spitzenseitig miteinander verbunden und wurzelseitig an verschiedenen Lagern 17, 17a befestigt sind. Eines der Lager 17 ist ein gelenkiges Festlager, während das zweite Lager 17a ein gelenkiges Gleitführungslager ist. Das Festlager 17 und das Gleitführungslager 17a sind im zusammengefalteten Zustand in Umfangsrichtung hintereinander angeordnet. Das Gleitführungslager 17a wird in einer Nut 15 geführt, die mit zunehmendem Abstand von dem Festlager 17 einen immer größeren Abstand zur Flugkörpermittelachse 20 aufweist, so daß die Flügelblätter 12, 12a im entfalteten Zustand außerhalb des Mantels des Flugkörpers einen zur jeweiligen Flügelachse 30 symmetrischen Aufbau besitzen.A space-saving wing 11 of a missile or projectile 10 is described, which consists of two wing blades 12, 12a, which are connected to one another on the tip side and are attached to different bearings 17, 17a on the root side. One of the bearings 17 is an articulated fixed bearing, while the second bearing 17a is an articulated sliding guide bearing. The fixed bearing 17 and the sliding guide bearing 17a are arranged one behind the other in the circumferential direction in the folded state. The sliding guide bearing 17a is guided in a groove 15 which, with increasing distance from the fixed bearing 17, has an ever greater distance from the missile center axis 20, so that the wing blades 12, 12a have a structure symmetrical to the respective wing axis 30 outside the jacket of the missile in the deployed state .

Description

Die Erfindung betrifft ein Leitwerk mit entfaltbaren Flügeln für Geschosse und Flugkörper mit den Merkmalen des Oberbegriffs des Anspruchs 1.The invention relates to a tail unit with deployable wings for projectiles and missiles with the features of the preamble of claim 1.

Derartige Leitwerke, die insbesondere bei Submunitionskörpern verwendet werden, welche aus Trägergeschossen im Zielgebiet ausgestoßen werden, sind beispielsweise aus der WO 86/ 02154 (internationales Aktenzeichen PCT/EPO 85/00452) bekannt. Damit die Flügelblätter im entfalteten Zustand die gleiche Länge besitzen und symmetrisch aufgebaut sind, wird bei diesen bekannten Leitwerken das Gleitlager so aufgebaut, daß es in seinem mittleren Bereich eine Unterbrechung aufweist, in der die Flügelwurzel des zweiten Flügelblattes mit Festlager im zusammengefalteten Zustand Platz hat. In Geschoß- bzw. Flugkörper-Achsrichtung gesehen, fallen also im zusammengefalteten Zustand das Festlager und das Gleitlager zusammen.Such tail assemblies, which are used in particular in the case of submunitions which are ejected from carrier projectiles in the target area, are known, for example, from WO 86/02154 (international file number PCT / EPO 85/00452). So that the wing blades in the unfolded state have the same length and are constructed symmetrically, the slide bearing is constructed in these known tail units so that it has an interruption in its central region in which the wing root of the second wing blade with fixed bearing has space in the folded state. Seen in the projectile or missile axis direction, the fixed bearing and the plain bearing coincide in the folded state.

Nachteilig bei einer derartigen Konstruktion ist vor allem die aufwendige und teure Ausbildung des Lagers.The main disadvantage of such a construction is the complex and expensive design of the bearing.

Aus der GB-PS 745,252 ist ferner ein Leitwerk bekannt, bei dem das Festlager und daß Gleitführungslager in Umfangrichtung des Flugkörpers hintereinander angeordnet sind. Dabei erfolgt die Gleitbewegung des Gleitführungslagers bei dem Entfalten der Flügelblätter koaxial zur Mittelachse des Flugkörpers.From GB-PS 745,252 a tail unit is also known in which the fixed bearing and that sliding guide bearings are arranged one behind the other in the circumferential direction of the missile. The sliding movement of the sliding guide bearing takes place coaxially with the center axis of the missile when the wing blades are deployed.

Nachteilig bei diesem Leitwerk ist der Umstand, daß nach der Entfaltung der Flügelblätter diese nach einer Seite hin geneigt sind und daher - je nachdem, auf welche Seite die Windkraft wirkt - eine unterschiedliche Stabilität aufweisen.A disadvantage of this empennage is the fact that after the wing blades are unfolded, they are inclined to one side and therefore - depending on which side the wind power acts on - have a different stability.

Aus der US-PS 3,103,886 ist ferner ein Leitwerk für Geschosse bekannt, bei dem die beiden Flügelblätter jeweils mit einem Gleitführungslager verbunden sind und bei dem zur Entfaltung der Flügel zusätzlich relativ aufwendige Druckstücke erforderlich sind.From US Pat. No. 3,103,886 a tail unit for projectiles is also known, in which the two wing blades are each connected to a sliding guide bearing and in which relatively complex pressure pieces are also required for the wing to unfold.

Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht darin, ein Leitwerk der eingangs erwähnten Art so weiterzuentwickeln, daß es einfach und robust aufgebaut ist, und daß bei entfalteten Flügeln diese außerhalb des Mantels des Flugkörpers symmetrisch aufgebaut sind.The object of the present invention is to further develop an empennage of the type mentioned at the outset in such a way that it is simple and robust, and that when the wings are unfolded they are constructed symmetrically outside the shell of the missile.

Diese Aufgabe wird durch die im kennzeichnenden Teil des Patentanspruchs angegebenen Merkmale gelöst.This object is achieved by the features specified in the characterizing part of the patent claim.

Die Erfindung wird nachfolgend anhand eines Ausführungsbeispieles und unter bezug auf Zeichnungen näher erläutert.The invention is explained below using an exemplary embodiment and with reference to drawings.

Dabei zeigen:

  • Fig. l: eine perspektivische und stark schematisierte Darstellung eines Flugkörpers mit einem entfaltbare Flügel umfassenden Leitwerk;
  • Fig. 2: einen Querschnitt durch einen Teil des Flugkörpers nach Fig. 1 mit Blickrichtung auf die Seitenkanten eines Leitwerksflügels; und
  • Fig. 3: einen Querschnitt durch den Flugkörper im Bereich des Leitwerks mit eingefalteten Flügeln.
Show:
  • Fig. 1: a perspective and highly schematic representation of a missile with a deployable wing comprising tail unit;
  • FIG. 2 shows a cross section through part of the missile according to FIG. 1 with a view of the side edges of an empennage wing; and
  • 3 shows a cross section through the missile in the area of the tail unit with the wings folded in.

Fig. 1 zeigt in schematisierter, perspektivischer Darstellung einen Flugkörper 10 mit einem im Heckbereich angeordneten, entfaltbare Flügel 11 umfassenden Leitwerk, dessen Mittelachse mit 20 bezeichnet ist. Flugkörper dieser Art und auch Geschosse werden - beispielsweise in einem Trägergeschoß verpackt - von Startgersten oder aus großkalibrigen Rohrwaffen abgefeuert und sollen in großer Entfernung aus dem Trägergeschoß ausgestoßen werden und Punktziele mit möglichst hoher Präzision erreichen.1 shows a schematic, perspective illustration of a missile 10 with a tail unit, which is arranged in the rear area and comprises expandable wings 11, the central axis of which is designated by 20. Missiles of this type and projectiles are fired from launch barley or from large-caliber barrel weapons, for example packaged in a carrier storey, and should be ejected from a great distance from the carrier storey and reach point targets with the greatest possible precision.

Zur Flugbahnstabilisierung und/oder Endphasenlenkung nach dem Ausstoß aus dem Trägergeschoß ist ein Leitwerk erforderlich, das aerodynamisch optimale Eigenschaften haben soll, dabei aber robust und platzsparend aufgebaut ist, um einerseits hohen Beschleunigungsbeanspruchungen zu widerstehen, die insbesondere beim Abschuß aus Rohrwaffen auftreten, und um andererseits möglichst wenig des für Nutzlasten vorgesehenen Volumens des Flugkörpers/ Geschosses zu beanspruchen.For stabilization of the trajectory and / or final phase control after ejection from the main floor, an empennage is required which should have optimal aerodynamic properties, but which is robust and space-saving in order to withstand high acceleration stresses that occur in particular when firing from barrel weapons, and on the other hand to claim as little as possible of the volume of the missile / projectile intended for payloads.

Fig. 2 zeigt in vergrößerter Darstellung einen Querschnitt durch einen Teil des Flugkörpers 10 nach Fig. 1 mit Blick auf die Seitenkanten eines Flügels 11 des Leitwerks. Der Flügel 11 besteht aus zwei Flügelblättern, 12, 12a , die spitzenseitig miteinander verbunden, beispielsweise vernietet bzw. elektronenstrahlgeschweißt sind, und die wurzelseitig an getrennten, hinsichtlich ihres umfangseitigen Abstands veränderbaren Lagern 17, 17a derart befestigt sind, daß die Flügelblätter 12, 12a im entfalteten Zustand des Flügels 11, der in Fig. 2 dargestellt ist, dachartig aufgestellt sind.FIG. 2 shows an enlarged representation of a cross section through part of the missile 10 according to FIG. 1 with a view of the side edges of a wing 11 of the tail unit. The wing 11 consists of two wing blades, 12, 12a, which are connected to one another on the tip side, for example riveted or electron-beam welded, and which are attached on the root side to separate bearings 17, 17a which can be changed with respect to their circumferential spacing such that the wing blades 12, 12a in unfolded state of the wing 11, which is shown in Fig. 2, are set up roof-like.

Obgleich die Flügelblätter 12, 12a selbst aus einem elastischen und flexiblen Material, wie z. B. Federstahl, einer hochfesten Leichtmetallegierung oder aus einem faserverstärkten Kunststoff hergestellt sind, was ihre Einfaltung und Unterbringung im Volumen des Flugkörpers 10 erleichtert, bilden sie im entfalteten Zustand nach Fig. 2 eine sehr stabile Anordnung mit hervorragenden aerodynamischen Eigenschaften. Bei einem der Lager 17, 17a handelt es sich um ein gelenkiges Festlager 17, während das andere Lager ein gelenkiges Gleitführungslager ist. Diese Lageranordnung ermöglicht - wie im einzelnen aus Fig. 3 hervorgeht - eine abschußsichere und raumsparende Unterbringung des Flügels 11 im Umfangbereich des Flugkörpers 10, indem nämlich die Flügelblätter 12, 12a im zusammengefalteten Zustand in einer Eindrehung in Umfangrichtung um den Flugkörper 10 herumgewickelt werden. Die Flügel werden vom Mantel 16 des Trägergeschosses solange in der Eindrehung gehalten, bis der Flugkörper 10 aus dem Trägergeschoß - in der Regel in axialer Richtung - ausgestoßen ist.Although the blades 12, 12a themselves are made of an elastic and flexible material, such as. B. spring steel, a high-strength light metal alloy or made of a fiber-reinforced plastic, which facilitates their folding and accommodation in the volume of the missile 10, they form a very stable arrangement with excellent aerodynamic properties in the deployed state according to FIG. 2. One of the bearings 17, 17a is an articulated fixed bearing 17, while the other bearing is an articulated sliding guide bearing. This bearing arrangement enables - as can be seen in detail from FIG. 3 - a shot-proof and space-saving accommodation of the wing 11 in the circumferential region of the missile 10, namely that the wing blades 12, 12a are wound around the missile 10 in the circumferential direction in the folded state. The wing 16 is held in rotation by the jacket 16 of the carrier projectile until the missile 10 has been ejected from the carrier projectile, as a rule in the axial direction.

Im zusammengeklappten Zustand (Fig. 3) liegen die Flügelblätter 12, 12a eines jeden Flügels 11 (der Übersichtlichkeit halber wurde nur ein Flügel dargestellt) dicht benachbart übereinander, was dadurch erreicht wird, daß das Gleitführungslager 17a in Umfangrichtung des Flugkörpers unmittelbar neben dem gelenkigen Festlager 17 eines jeden Flügels 11 angordnet ist. Bei dieser Ausführungsform können die Flügel 11, in Radialrichtung gesehen, auch vergleichsweise lang und damit im Hinblick auf die aerodynamischen Erfordernisse optimal ausgeführt werden, da selbst diese langen Flügel noch raumsparend untergebracht werden können. Dabei überdecken die Flügelblätter eines Flügels 11 mindestens den Lagerbereich eines benachbarten Flügels (nicht dargestellt in Fig. 3).In the folded state (Fig. 3), the wing blades 12, 12a of each wing 11 (for the sake of clarity, only one wing has been shown) lie closely adjacent to one another, which is achieved in that the sliding guide bearing 17a in the circumferential direction of the missile is immediately adjacent to the articulated fixed bearing 17 of each wing 11 is arranged. In this embodiment, the wings 11, seen in the radial direction, can also be made comparatively long and therefore optimal in terms of aerodynamic requirements, since even these long wings can be accommodated in a space-saving manner. The wing blades of a wing 11 cover at least the bearing area of an adjacent wing (not shown in FIG. 3).

Im entfalteten Zustand nach Fig. 1 sind die Lager 17, 17a der Flügelbläter 12, 12a dagegen in Umfangrichtung beabstandet voneinander angeordnet, so daß sich die dargestellte dachförmige Anordnung der Flügelbläter 12, 12a ergibt.1, the bearings 17, 17a of the wing blades 12, 12a, on the other hand, are spaced apart from one another in the circumferential direction, so that the roof-shaped arrangement of the wing blades 12, 12a shown results.

Diese Position erreichen die Flügelblätter 12, 12a dadurch, daß das gelenkige Gleitführungslager 17a beim Entfalten des Flügels 11 in Umfangrichtung vom Festlager 17a entfernt wird. Erfindungsgemäß wird dabei das Gleitführungslager 17a in einer Nut 15 geführt, und zwar derart, daß das Gleitführungslager 17a mit zunehmenden Abstand von dem Festlager 17 einen immer größeren Abstand von der Flugkörpermittelachse 20 aufweist. Durch diese Maßnahme ist gewährleistet, daß die Flügelblätter 12, 12a nach dem Entfalten außerhalb des Mantels 16 einen symmetrischen Aufbau zur jeweiligen Flügelachse 30 besitzen.The wing blades 12, 12a reach this position in that the articulated sliding guide bearing 17a is removed from the fixed bearing 17a in the circumferential direction when the wing 11 is unfolded. According to the invention, the sliding guide bearing 17a is guided in a groove 15 in such a way that the sliding guide bearing 17a has an increasing distance from the missile center axis 20 with increasing distance from the fixed bearing 17. This measure ensures that the wing blades 12, 12a have a symmetrical structure to the respective wing axis 30 after deployment outside the jacket 16.

Claims (1)

Leitwerk mit entfaltbaren Flügeln für Geschosse und Flugkörper, wobei jeder Flügel zwei Flugelblatter umfaßt, die spitzenseitig miteinander verbunden und wurzelseitig an getrennten, hinsichtlich ihres umfangseitigen Abstands veränderbaren Lagern derart befestigt sind, daß die Flügelblätter im entfalteten Zustand der Flügel dachartig aufgestellt sind, und daß die Lager aus einem gelenkigen Festlager und einem gelenkigen Gleitführungslager bestehen, wobei das Gleitführungslager in einer Nut beweglich angeordnet ist, dadurch gekennzeichnet, daß das Festlager (17) und das Gleitführungslager (17a) im zusammengefalteten Zustand in Umfangrichtung hintereinander angeordnet sind, und daß die Nut (15), in der das Gleitführungslager (17a) geführt wird, mit zunehmendem Abstand von dem Festlager (17) einen immer größeren Abstand zur Flugkörpermittelachse (20) aufweist, so daß die Flügelblätter (12, 12a) im entfalteten Zustand außerhalb des Mantels (16) des Flugkörpers einen zur jeweiligen Flügelachse (30) symmetrischen Aufbau besitzen.Tail unit with deployable wings for projectiles and missiles, each wing comprising two wing leaves which are connected to one another on the tip side and are attached on the root side to separate bearings which can be changed with respect to their circumferential spacing in such a way that the wing leaves are set up roof-like when the wings are unfolded, and that Bearings consist of an articulated fixed bearing and an articulated sliding guide bearing, the sliding guide bearing being movably arranged in a groove, characterized in that the fixed bearing (17) and the sliding guide bearing (17a) are arranged one behind the other in the circumferential direction in the folded state, and in that the groove ( 15), in which the sliding guide bearing (17a) is guided, with increasing distance from the fixed bearing (17) has an ever greater distance from the missile center axis (20), so that the wing blades (12, 12a) in the unfolded state outside the casing (16 ) of the missile to the respective wing axis se (30) have a symmetrical structure.
EP87102097A 1986-06-05 1987-02-14 Fin assembly with spreadable wings Withdrawn EP0259535A2 (en)

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EP (1) EP0259535A2 (en)
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Inventor name: BOEDER, DIETER, DIPL.-ING.