EP3392603A1 - Zweigeteilter klappflügel für flugkörperleitwerke - Google Patents

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EP3392603A1
EP3392603A1 EP17204149.3A EP17204149A EP3392603A1 EP 3392603 A1 EP3392603 A1 EP 3392603A1 EP 17204149 A EP17204149 A EP 17204149A EP 3392603 A1 EP3392603 A1 EP 3392603A1
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EP
European Patent Office
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wing
folding
missile
edge
joint
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EP17204149.3A
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English (en)
French (fr)
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EP3392603B1 (de
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Wolf-Dieter Mast
Wolfgang Hierl
Anton Kühnel
Philipp Wagner
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MBDA Deutschland GmbH
Original Assignee
MBDA Deutschland 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
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    • F42B10/02—Stabilising arrangements
    • F42B10/14—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel
    • F42B10/18—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel using a longitudinally slidable support member
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/60—Steering arrangements
    • F42B10/62—Steering by movement of flight surfaces
    • F42B10/64—Steering by movement of flight surfaces of fins

Definitions

  • the invention relates to a two-part folding wing for use in missile systems, in particular in stabilizers of ballistic missiles or in tail of precision-guided ammunition such as cruise missiles, anti-ship missiles, air-to-air missiles or other missiles. Furthermore, the invention relates to a tailplane with one or more two-part folding wings and a missile with such a tailplane.
  • Bombs, cruise missiles, self-propelled missiles, artillery shells and similar missiles are often referred to as precision-guided ammunition, as the missiles, unlike unguided ammunition can make an attitude control even after firing from a carrier, for example, to improve the accuracy of the missile can.
  • missiles often on the aerodynamic flight characteristics influencing tail components.
  • Tail components such as rudders or fins serve as aerodynamically effective structural parts that can stabilize the attitude of the missile by, for example, the missile center of gravity is moved in the direction of flight before the pressure point.
  • the airfoil components are generally spatially bulky constructions because their design is optimized for aerodynamics rather than ground support. Therefore, for example, in carrier systems in which the missiles are fired from a tube or from another spatially limited holding device, a complicated adaptation of the carrier system to the respective missile may be required.
  • the publication DE 35 33 994 A discloses a tail unit with deployable wings composed of two wing blades which can be erected via a sliding guide bearing.
  • the publication DE 10 2015 004 703 A1 discloses a folding wing system having a wing root and a wing top rotatably mounted wing upper part, which is movable relative to the wing root between an unfolded and a folded position.
  • the publication US 4,796,835 A discloses a cylindrical projectile having a housing in which hinged at one end Finned plates are embedded.
  • the pamphlets US 3,273,500 A and US 4,778,127 A reveal fold-out fins on a tailplane of a cruise missile.
  • the publication US 17.312 A discloses a projectile with foldable from a projectile housing wings.
  • One of the objects of the invention is to find solutions for the space-saving installation of folding wing systems on missiles.
  • a wing for a missile tail comprising a first wing portion having a wing leading edge and a first flap edge opposite the wing leading edge, a second wing portion having a wing trailing edge and a blade trailing edge opposite the second leaflet edge, and a first wing portion and the second wing part pivotally connecting folding hinge, which has a folding axis which is perpendicular to the wing surface of the folding wing.
  • a missile tail assembly comprises at least a two-part folding wing according to the first aspect of the invention.
  • a missile comprises a missile tail according to the second aspect of the invention.
  • An essential idea of the invention is to divide a folding wing via a transverse to the flight direction folding fugue in two separately pivotable wing parts. Due to the transverse division, it is possible to keep the pack size of a missile with folded wings very low, but to effectively double the extension of the folding wing. The possibility of swinging the two wing parts separately into the outer contour of the missile, the hull area for storage and support purposes is significantly increased.
  • a particular advantage in the transverse division of a folding wing according to the invention is also that during the unfolding process the wing profile of both wing parts always remains aligned in the direction of flight. As a result, a swirl induction on the missile during unfolding is avoided in an advantageous manner.
  • the fuselage of the missile can be made compact, since the effective chord depth in the folded state compared to the entire folding wing is approximately halved.
  • the folded-in wing parts take up only a small space on the outside of the fuselage structure of the missile.
  • the folding hinge can allow opposing folding movements of the first wing part and the second wing part to each other, so that the first flap edge and the second Klappfugenkante be brought to form a contact joint in contact.
  • the first folding-joint edge and the second folding-joint edge can be contoured complementary to each other.
  • the folding hinge can be arranged on a wing root of the first and second wing parts.
  • the hinged hinge may be arranged on an edge arc section of the first and second wing parts.
  • the bearing point of the first and second wing portions of the at least one flap may substantially coincide with the hinge axis.
  • the first wing part of the at least one folding wing may be mounted on the missile via a rotary joint
  • the second wing part of the at least one folding wing may be mounted on the missile via a rotary push joint.
  • the missile may further comprise a slide arranged in the outer hull structure of the missile, in which the rotary shear joint is linearly guided along the longitudinal axis of the missile.
  • missiles include all ballistic missiles and guided missiles which can move on determinable trajectories in and outside the airspace.
  • Missiles according to the present invention include in particular all types of cruise missiles, ground target missiles, air-to-surface missiles, antitank missiles, anti-ship missiles, air target missiles such as air-to-air missiles or anti-aircraft missiles, anti-missile missiles and anti-satellite rockets.
  • FIG. 1 and 2 are schematic illustrations of parts of the contour 11 of a missile 10 with a two-part folding wing 12 shown. It shows Fig. 1 the folding wing 12 in the fully folded state, while Fig. 2 shows the folding wing 12 in the fully unfolded state.
  • the condition of Fig. 1 is taken during storage of the missile 10 on the ground or in a carrier system or shortly before and during a launch of the missile 10, while the transition to the state according to Fig. 2 after a launch of the missile 10 in the air or during the flight in the direction of flight F is made.
  • the necessary electrical and / or mechanical components for driving the folding wing 12 when folding or unfolding are not explicitly shown in the drawings for reasons of clarity.
  • FIG. 3 illustrates a schematic perspective view of a missile 10 with a missile tail 13, which has a number of folding wings 12, which are associated with the Fig. 1 and 2 have been described and explained.
  • the number of folding wings 12 is in Fig. 5 illustrated in an exemplary manner with three, with any other number of folding wings 12 for the formation of the tailplane 13 is also possible.
  • the folding wings 12 can order the circumference of the missile 10 are arranged evenly distributed, ie radially symmetrical with respect to the missile longitudinal axis and the direction of flight F of the missile 10.
  • the folding wings 12 of Fig. 5 may all have the same dimensions such as chord, extension, wing arch and the like. However, it may also be possible to form for a part of the folding wings 12 deviating dimensions and / or wing shapes.
  • the missile 10 Shown on the side facing the viewer of the missile 10 also two of the storage spaces 15 and 16 in the outer shell of the missile 10, which are provided for receiving the respective wing parts 1 and 2 in the folded state of the folding wings 12.
  • the missile 10 can - as exemplified - have a cylindrical outer contour 11, although it should be clear that other outer contours are possible within the scope of the invention, such as oval, polygonal or only partially rounded outer contour cross-sections.
  • FIG. 3 and 4 are schematic illustrations of parts of the contour 21 of a missile 20 with a two-part folding wing 22 shown. It shows Fig. 3 the folding wing 22 in the fully folded state, while Fig. 2 shows the folding wing 22 in the fully unfolded state.
  • the condition of Fig. 3 is taken during storage of the missile 20 on the ground or in a carrier system or shortly before and during a launch of the missile 20, while the transition to the state according to Fig. 4 after a launch of the missile 20 in the air or during the flight in the direction of flight F is made.
  • the necessary electrical and / or mechanical components for driving the folding leaf 22 in a folding or unfolding are not explicitly shown in the drawings for reasons of clarity.
  • FIG. 3 illustrates a schematic perspective view of a missile 20 with a missile tail 23, which has a number of folding wings 22, which are associated with the 3 and 4 have been described and explained.
  • the number of folding wings 22 is in Fig. 6 illustrated in an exemplary manner with three, with any other number of folding wings 22 for the formation of the missile tail 23 is also possible.
  • the folding wings 22 can be arranged distributed uniformly around the circumference of the missile 20, ie radially symmetrical with respect to the missile longitudinal axis and the direction of flight F of the missile 20.
  • the folding wings 22 of Fig. 6 can all be the same Dimensions such as chord, extension, viagelwölbung and the like. However, it may also be possible to form deviating dimensions and / or wing shapes for a part of the folding wings 22.
  • the missile 20 Shown on the side facing the viewer of the missile 20 also two of the storage spaces 25 and 26 in the outer shell of the missile 20, which are provided for receiving the respective wing parts 1 and 2 in the folded state of the folding wings 22.
  • the missile 20 can - as exemplified - have a cylindrical outer contour 21, although it should be clear that other outer contours are possible in the context of the invention, such as oval, polygonal or only partially rounded outer contour cross-sections.
  • both the folding wings 12 and 22 have in common. After that, on the in the Fig. 1 and 2 respectively. 3 and 4 received different folding or pivoting mechanisms that distinguish the two folding wings 12 and 22.
  • the flaps 12 and 22 each have a bipartition along the spanwise direction, i. the folding wing surface of the folding wings 12 and 22 consists of two wing parts 1 and 2, which are arranged in the unfolded state in the direction of flight F one behind the other and adjacent to a folding joint 7 adjacent to each other.
  • the wing part 1 in the direction of flight F has a wing leading edge 3 and a folding edge edge 5 lying opposite the wing leading edge 3.
  • the rear in the direction of flight F wing part 2 has a wing trailing edge 4 and the rear edge of the wing 4 opposite Klappfugenkante 6.
  • the Klappfugenkanten 5 and 6 of the two wing parts 1 and 2 are complementarily contoured to each other, so that when folding the two wing parts 1 and 2, the Klappfugenkanten 5 and 6 are flush with the folding fugue 7. Even if in the Fig. 2 and 4 the wing parts 1 and 2 are shown at the Klappfugenkanten 5 and 6 spaced from each other, it should be understood that this representation is only for a better understanding of the pivot mechanism.
  • the Klappfugenkanten 5 and 6 are contoured so that the enclosed between the two wing parts 1 and 2 folding fissure 7th as flush as possible with the wing surface of the folded folding wing 12 or 22 closes in order to ensure a uniform flow of air over the wing surface without excessive turbulence can.
  • the contouring of the folding joint edges 5 and 6 can be either symmetrical, i. the Klappfugenkanten 5 and 6 are each just contoured, or asymmetrical.
  • the folding-joint edges 5 and 6 may, for example, have a bump which allows a positive connection of the two folding-joint edges 5 and 6. It may also be possible to provide separate latching or connecting means on the two wing parts 1 and 2 at the sections of the folding-joint edges 5 and 6 in order to achieve a stable connection of the two wing parts 1 and 2 in the region of the folding wing 7 after the folding wing 12 has been folded out or 22 to ensure.
  • the contouring of the wing leading edge 3 and / or the wing trailing edge 4 can be selected the same or different depending on the aerodynamic requirements.
  • FIG. 7 three exemplary cross-sectional profiles for the wing parts 1 and 2 are shown, which can be used for the wing parts 1 and 2 of the folding wings 12 and 22 respectively.
  • the two wing parts 1 and 2 are each formed the same or symmetrical, so that the wing leading edge 3 and the wing trailing edge 4 are each equally pointed.
  • a straight section is provided along the wing chord of both wing parts 1 and 2.
  • the two wing parts 1 and 2 may each have a continuously tapered shape.
  • the (front) wing part 1 is continuously tapered from the flap-joint edge 5 to the wing leading edge 3, while the (rear) wing part 2 has a rectangular cross-sectional shape.
  • the cross-sectional profiles (A) to (C) shown are only examples, and that there are a variety of other ways of profiling the wing members 1 and 2, which are selected according to the desired aerodynamic characteristics of the missile 10 and 20, respectively can.
  • the wing parts 1 and 2 can have variable cross-sectional profiles over the span extension from the wing root to the edge arc section, for example a steady reduction of the wing chord and / or the wing height from the wing root to the edge arc section.
  • the two wing parts 1 and 2 are pivotally connected to each other via a hinged hinge 14 and 24, respectively.
  • the folding hinge 14 and 24, a hinge axis K, around which the two wing parts 1 and 2 are each mounted pivotably.
  • the connection of the wing parts 1 and 2 to the folding hinge 14 and 24 is designed so that an unfolding operation of the two wing parts 1 and 2 takes place in opposite directions.
  • One of the two wing parts 1 and 2 is thereby unfolded in a folding direction K1 counter to the direction of flight F, the other of the two wing parts 1 and 2 in a folding direction K2 with the direction of flight F.
  • the two wing parts 1 and 2 are stowed in the folded state first in storage spaces 15 and 16 and 25 and 26 in the outer shell of the missile 10 and 20, so that the wing parts 1 and 2 are not or at least only slightly out of the outer contour 11 , . 21 of the missile 10 and 20 protrude.
  • the storage spaces 15 and 16 or 25 and 26 are formed behind one another and parallel to each other in the missile structure, for example as recesses or depressions in the outer shell of the missile 10 and 20.
  • the folding movements K1 and K2 exclusively in longitudinal planes of the missile 10 and 20 permits, the folding out of the folding wings 12 and 22 can be such that during the flight of the missile 10 or 20 no swirl effect on the attitude of the missile 10 or 20 is exercised.
  • the folding wing 12 of Fig. 1 and 2 is provided with a hinged hinge 14 which pivotally connects the wing parts 1 and 2 at the wing root.
  • the bearing points of both wing parts 1 and 2 on the missile 10 substantially coincide with the hinged hinge axis K.
  • the wing parts 1 and 2 are moved towards each other and erected to a folding wing 12.
  • the Klappfugenkanten must be 5 and 6 of the wing parts 1 and 2 respectively directed towards the outside of the missile 10, when the wing parts 1 and 2 are collapsed.
  • the folding wing 12 of the 3 and 4 provided with a hinged hinge 24 which pivotally connects the wing parts 1 and 2 at the edge bow.
  • This hinged hinge 24 is combined with the wing parts 1 and 2 from the Missile 20 folded out.
  • the bearing points of the wing parts 1 and 2 and the folding hinge axis K fall apart:
  • the bearing point 27 of the front wing part 1 is disposed in the interior of the storage space 25 and allows a pure rotational movement K1 of the wing part 1 in the direction of flight F.
  • the rotational movement K1 of the wing part 1 By the rotational movement K1 of the wing part 1, the wing part 2 is pulled in a sliding movement K3 in the direction of flight F and thereby erected in a rotational movement K2 against the direction of flight F.
  • the bearing point 28 of the rear wing part 2 is formed as a rotary push joint, the storage is arranged in the folded state of the folding wing in the storage space 26 for the second wing part.
  • the bearing point 28 of the rotary joint can be moved from the (rear) storage space 26 in the (front) storage space 25 in the direction of flight F until the bearing point 27 and the bearing point 28 in the fully unfolded state of the flap 22 substantially to the folding wing depth spaced apart from each other.
  • the folding wing 22 is shown as an unpiled wing, ie the two wing parts 1 and 2 are folded out by 90 ° from the horizontal and are perpendicular to the longitudinal axis of the missile 20.
  • the folding wing 22 may be provided with a sweep, so that the Wing part 1 is folded by less than 90 ° in folding direction K1, and the wing part 2 is folded over by more than 90 ° in the folding direction K2.
  • the wing part 2 must be moved beyond a dead center, which can be ensured for example by a suitable slide rail guide of the slide rail 29.
  • the wing part 2 can also be formed with a smaller half-span, so that the fully unfolded folding wing 22 has a corresponding forward sweeping.
  • a toiletdpfeilung be achieved when the wing part 1 is folded over by more than 90 ° in the folding direction K1, and the wing part 2 is folded over by less than 90 ° in the folding direction K2.
  • the wing part 2 can be formed with a larger half-span than the wing part 1.

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Abstract

Ein Klappflügel (12, 22) für ein Flugkörperleitwerk (13, 23) umfasst einen ersten Flügelteil (1) mit einer Flügelvorderkante (3) und einer der Flügelvorderkante gegenüberliegenden ersten Klappfugenkante (5), einen zweiten Flügelteil (2) mit einer Flügelhinterkante (4) und einer der Flügelhinterkante gegenüberliegenden zweiten Klappfugenkante (6), und ein den ersten Flügelteil und den zweiten Flügelteil drehgelenkig verbindendes Klappscharnier (14, 24), welches eine Klappachse (K) aufweist, die senkrecht zur Flügelfläche des Klappflügels steht.

Description

    TECHNISCHES GEBIET DER ERFINDUNG
  • Die Erfindung betrifft einen zweigeteilten Klappflügel für den Einsatz in Flugkörperleitwerken, insbesondere in Leitwerken von ballistischen Raketen oder auch in Leitwerken von präzisionsgelenkter Munition wie etwa Marschflugkörpern, Seezielflugkörpern, Luft-Luft-Raketen oder anderen Lenkflugkörpern. Weiterhin betrifft die Erfindung ein Flugkörperleitwerk mit einem oder mehreren zweigeteilten Klappflügeln sowie einen Flugkörper mit einem derartigen Flugkörperleitwerk.
    • TECHNISCHER HINTERGRUND
  • Bomben, Marschflugkörper, selbststeuernde Raketen, Artilleriegranaten und ähnliche Flugkörper werden häufig als präzisionsgelenkte Munition bezeichnet, da die Flugkörper im Gegensatz zu ungelenkter Munition auch nach Abschuss von einem Träger eine Fluglagenbeeinflussung vornehmen können, um beispielsweise die Zielgenauigkeit des Flugkörpers verbessern zu können. Dazu weisen Flugkörper häufig die aerodynamischen Flugeigenschaften beeinflussende Leitwerkskomponenten auf.
  • Leitwerkskomponenten wie etwa Ruder oder Finnen dienen dabei als aerodynamisch wirksame Strukturteile, die die Fluglage des Flugkörpers stabilisieren können, indem beispielsweise der Flugkörperschwerpunkt in Flugrichtung vor den Druckpunkt verlagert wird. Die Leitwerkskomponenten stellen im Allgemeinen räumlich sperrige Konstruktionen dar, da ihr Design im Hinblick auf die Aerodynamik und nicht auf die Lagerung am Boden optimiert ist. Daher kann beispielsweise bei Trägersystemen, bei denen die Flugkörper aus einem Rohr oder aus einer anderen räumlich begrenzten Halterungsvorrichtung verschossen werden, eine komplizierte Anpassung des Trägersystems an den jeweiligen Flugkörper erforderlich werden.
  • Eine Alternative dazu besteht in der Ausbildung der Leitwerkskomponenten bzw. der aerodynamisch wirksamen Strukturteile als in die Kontur des Flugkörpers einschwenkbare Bauteile, die vor dem Abschuss bzw. während des Abschusses nicht aus der Grundkontur des Hauptkörpers des Flugkörpers herausragen. Erst nach einer Freisetzung des Flugkörpers werden die Leitwerkskomponenten in der Luft dann ausgefahren.
  • Verschiedene Ansätze im Stand der Technik beschäftigen sich daher mit während des Fluges eines Flugkörpers ausfahrbaren bzw. entfaltbaren Leitwerkskomponenten. Die Druckschrift DE 35 33 994 A offenbart ein Leitwerk mit entfaltbaren Flügeln, die aus zwei Flügelblättern zusammengesetzt sind, welche über ein Gleitführungslager aufgerichtet werden können. Die Druckschrift DE 10 2015 004 703 A1 offenbart ein Klappflügelsystem mit einer Flügelwurzel und ein an der Flügelwurzel drehbar gelagertes Flügeloberteil, welches relativ zu der Flügelwurzel zwischen einer ausgeklappten und einer eingeklappten Position bewegbar ist. Die Druckschrift US 4,796,835 A offenbart ein zylindrisches Projektil mit einem Gehäuse, in welches an einem Ende scharniergelenkig verbundene Finnenplatten eingebettet sind. Die Druckschriften US 3,273,500 A und US 4,778,127 A offenbaren ausklappbare Finnen an einem Heckleitwerk eines Marschflugkörpers. Die Druckschrift US 17,312 A offenbart ein Projektil mit aus einem Projektilgehäuse ausklappbaren Flügeln.
    • ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG
  • Eine der Aufgaben der Erfindung besteht darin, Lösungen für die platzsparende Anbringung von Klappflügelsystemen an Flugkörpern zu finden.
  • Diese und andere Aufgaben werden durch einen zweigeteilten Klappflügel mit den Merkmalen des Anspruchs 1, ein Flugkörperleitwerk mit den Merkmalen des Anspruchs 6, sowie einen Flugkörper mit einem Flugkörperleitwerk mit den Merkmalen des Anspruchs 7 gelöst.
  • Gemäß einem ersten Aspekt der Erfindung umfasst ein Klappflügel für ein Flugkörperleitwerk, mit einem ersten Flügelteil mit einer Flügelvorderkante und einer der Flügelvorderkante gegenüberliegenden ersten Klappfugenkante, einem zweiten Flügelteil mit einer Flügelhinterkante und einer der Flügelhinterkante gegenüberliegenden zweiten Klappfugenkante, und einem den ersten Flügelteil und den zweiten Flügelteil drehgelenkig verbindenden Klappscharnier, welches eine Klappachse aufweist, die senkrecht zur Flügelfläche des Klappflügels steht.
  • Gemäß einem zweiten Aspekt der Erfindung umfasst ein Flugkörperleitwerk mindestens einen zweigeteilten Klappflügel gemäß dem ersten Aspekt der Erfindung.
  • Gemäß einem dritten Aspekt der Erfindung umfasst ein Flugkörper ein Flugkörperleitwerk gemäß dem zweiten Aspekt der Erfindung.
  • Eine wesentliche Idee der Erfindung besteht darin, einen Klappflügel über eine quer zur Flugrichtung verlaufende Klappfuge in zwei separat einschwenkbare Flügelteile zu teilen. Durch die Querteilung wird es möglich, das Packmaß eines Flugkörpers bei eingeklappten Flügeln sehr gering zu halten, die Streckung des Klappflügels jedoch effektiv zu verdoppeln. Durch die Möglichkeit, die beiden Flügelteile separat in die Außenkontur des Flugkörpers einzuschwenken, wird die Rumpffläche für Lagerungs- und Halterungszwecke deutlich vergrößert.
  • Ein besonderer Vorteil in der erfindungsgemäßen Querteilung eines Klappflügels besteht außerdem darin, dass während des Aufklappvorgangs das Flügelprofil beider Flügelteile stets in Flugrichtung ausgerichtet bleibt. Dadurch wird in vorteilhafter Weise eine Drallinduktion auf den Flugkörper während des Aufklappens vermieden.
  • Durch die Teilung des Klappflügels kann der Rumpf des Flugkörpers kompakt gestaltet werden, da sich die effektive Flügeltiefe in eingeklapptem Zustand gegenüber dem gesamten Klappflügel in etwa halbiert. Dadurch nehmen die eingeklappten Flügelteile nur einen geringen Bauraum an der Außenseite der Rumpfstruktur des Flugkörpers in Anspruch.
  • Vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen ergeben sich aus den weiteren Unteransprüchen sowie aus der Beschreibung unter Bezugnahme auf die Figuren.
  • Gemäß einigen Ausführungsformen des erfindungsgemäßen Klappflügels kann das Klappscharnier gegenläufige Klappbewegungen des ersten Flügelteils und des zweiten Flügelteils zueinander ermöglichen, so dass die erste Klappfugenkante und die zweite Klappfugenkante unter Bildung einer Kontaktfuge in Kontakt gebracht werden.
  • Gemäß einigen weiteren Ausführungsformen des erfindungsgemäßen Klappflügels können die erste Klappfugenkante und die zweite Klappfugenkante komplementär zueinander konturiert sein.
  • Gemäß einigen weiteren Ausführungsformen des erfindungsgemäßen Klappflügels kann das Klappscharnier an einer Flügelwurzel der ersten und zweiten Flügelteile angeordnet sein. Alternativ dazu kann das Klappscharnier in einigen anderen Ausführungsformen des erfindungsgemäßen Klappflügels an einem Randbogenabschnitt der ersten und zweiten Flügelteile angeordnet sein.
  • Gemäß einigen Ausführungsformen des erfindungsgemäßen Flugkörpers kann der Lagerpunkt der ersten und zweiten Flügelteile des mindestens einen Klappflügels mit der Klappscharnierachse im Wesentlichen zusammenfallen. Alternativ dazu kann in einigen anderen Ausführungsformen des erfindungsgemäßen Flugkörpers der erste Flügelteil des mindestens einen Klappflügels über ein Drehgelenk an dem Flugkörper gelagert sein, und der zweite Flügelteil des mindestens einen Klappflügels über ein Drehschubgelenk an dem Flugkörper gelagert sein.
  • Gemäß einigen weiteren Ausführungsformen des erfindungsgemäßen Flugkörpers kann der Flugkörper weiterhin eine in der Außenhüllenstruktur des Flugkörpers angeordneten Gleitschiene aufweisen, in der das Drehschubgelenk entlang der Längsachse des Flugkörpers linear geführt wird.
  • Die obigen Ausgestaltungen und Weiterbildungen lassen sich, sofern sinnvoll, beliebig miteinander kombinieren. Weitere mögliche Ausgestaltungen, Weiterbildungen und Implementierungen der Erfindung umfassen auch nicht explizit genannte Kombinationen von zuvor oder im Folgenden bezüglich der Ausführungsbeispiele beschriebenen Merkmale der Erfindung. Insbesondere wird dabei der Fachmann auch Einzelaspekte als Verbesserungen oder Ergänzungen zu der jeweiligen Grundform der vorliegenden Erfindung hinzufügen.
    • KURZE INHALTSANGABE DER FIGUREN
  • Die vorliegende Erfindung wird nachfolgend anhand der in den schematischen Figuren angegebenen Ausführungsbeispiele näher erläutert. Es zeigen dabei:
    • Fig. 1 eine beispielhafte Illustration eines Flugkörpers mit einem zweigeteilten Klappflügel in eingeklapptem Zustand gemäß einer ersten Ausführungsform der Erfindung;
    • Fig. 2 eine beispielhafte Illustration des Flugkörpers der Fig. 1 mit dem zweigeteilten Klappflügel in ausgeklapptem Zustand;
    • Fig. 3 eine beispielhafte Illustration eines Flugkörpers mit einem zweigeteilten Klappflügel in eingeklapptem Zustand gemäß einer zweiten Ausführungsform der Erfindung;
    • Fig. 4 eine beispielhafte Illustration des Flugkörpers der Fig. 3 mit dem zweigeteilten Klappflügel in ausgeklapptem Zustand;
    • Fig. 5 eine beispielhafte Illustration eines Flugkörpers mit einem Flugkörperleitwerk gemäß einigen Ausführungsformen der Erfindung, welches eine Anzahl von zweigeteilten Klappflügeln aufweist;
    • Fig. 6 eine beispielhafte Illustration eines weiteren Flugkörpers mit einem Flugkörperleitwerk gemäß einigen anderen Ausführungsformen der Erfindung, welches eine Anzahl von zweigeteilten Klappflügeln aufweist; und
    • Fig. 7 beispielhafte Illustrationen von Querschnittsprofilen zweigeteilter Klappflügel eines Flugkörperleitwerks gemäß einigen Ausführungsformen der Erfindung.
  • Die beiliegenden Figuren sollen ein weiteres Verständnis der Ausführungsformen der Erfindung vermitteln. Sie veranschaulichen Ausführungsformen und dienen im Zusammenhang mit der Beschreibung der Erklärung von Prinzipien und Konzepten der Erfindung. Andere Ausführungsformen und viele der genannten Vorteile ergeben sich im Hinblick auf die Zeichnungen. Die Elemente der Zeichnungen sind nicht notwendigerweise maßstabsgetreu zueinander gezeigt. Richtungsangebende Terminologie wie etwa "oben", "unten", "links", "rechts", "über", "unter", "horizontal", "vertikal", "vorne", "hinten" und ähnliche Angaben werden lediglich zu erläuternden Zwecken verwendet und dienen nicht der Beschränkung der Allgemeinheit auf spezifische Ausgestaltungen wie in den Figuren gezeigt.
  • In den Figuren der Zeichnung sind gleiche, funktionsgleiche und gleich wirkende Elemente, Merkmale und Komponenten - sofern nichts anderes ausgeführt ist - jeweils mit denselben Bezugszeichen versehen.
    • BESCHREIBUNG VON AUSFÜHRUNGSBEISPIELEN
  • Flugkörper im Sinne der vorliegenden Erfindung umfassen alle ballistischen bzw. ungelenkten Flugkörper und Lenkflugkörper, die sich auf bestimmbaren Flugbahnen in und außerhalb des Luftraums bewegen können. Flugkörper im Sinne der vorliegenden Erfindung umfassen dabei insbesondere alle Arten von Marschflugkörpern, Bodenzielflugkörpern, Luft-Boden-Raketen, Panzerabwehrlenkwaffen, Seezielflugkörpern, Luftzielflugkörpern wie Luft-Luft-Raketen oder Flugabwehrraketen, Anti-Raketen-Raketen und Antisatellitenraketen.
  • In den Fig. 1 und 2 sind schematische Illustrationen von Teilen der Kontur 11 eines Flugkörpers 10 mit einem zweigeteilten Klappflügel 12 gezeigt. Dabei zeigt Fig. 1 den Klappflügel 12 in vollständig eingeklapptem Zustand, während Fig. 2 den Klappflügel 12 in vollständig ausgeklapptem Zustand zeigt. Der Zustand der Fig. 1 wird dabei während einer Lagerung des Flugkörpers 10 am Boden oder in einem Trägersystem bzw. kurz vor und während eines Abschusses des Flugkörpers 10 eingenommen, während der Übergang zum Zustand gemäß Fig. 2 nach einem Abschuss des Flugkörpers 10 in der Luft bzw. während des Fluges in Flugrichtung F vorgenommen wird. Die notwendigen elektrischen und/oder mechanischen Komponenten zum Antrieb des Klappflügels 12 bei einem Einklappen bzw. Ausklappen sind aus Gründen der Übersicht in den Zeichnungen nicht explizit dargestellt.
  • Fig. 5 stellt eine schematische Perspektivdarstellung eines Flugkörpers 10 mit einem Flugkörperleitwerk 13 dar, welches eine Anzahl von Klappflügeln 12 aufweist, die im Zusammenhang mit den Fig. 1 und 2 beschrieben und erläutert worden sind. Die Anzahl der Klappflügel 12 ist in Fig. 5 in beispielhafter Weise mit drei dargestellt, wobei jede andere Anzahl von Klappflügeln 12 zur Ausbildung des Flugkörperleitwerks 13 ebenfalls möglich ist. Die Klappflügel 12 können dabei um den Umfang des Flugkörpers 10 gleichmäßig verteilt angeordnet werden, d.h. radialsymmetrisch in Bezug auf die Flugkörperlängsachse und die Flugrichtung F des Flugkörpers 10. Die Klappflügel 12 der Fig. 5 können alle die gleichen Abmessungen wie etwa Flügeltiefe, Streckung, Flügelwölbung und dergleichen aufweisen. Es kann jedoch auch möglich sein, für einen Teil der Klappflügel 12 abweichende Abmessungen und/oder Flügelformen auszubilden.
  • Dargestellt sind auf der dem Betrachter zugewandten Seite des Flugkörpers 10 zudem zwei der Stauräume 15 und 16 in der Außenhülle des Flugkörpers 10, die zur Aufnahme der jeweiligen Flügelteile 1 bzw. 2 in eingeklapptem Zustand der Klappflügel 12 vorgesehen sind. Der Flugkörper 10 kann - wie beispielhaft dargestellt - eine zylindrische Außenkontur 11 aufweisen, obwohl klar sein sollte, dass auch andere Außenkonturen im Rahmen der Erfindung möglich sind, wie etwa ovale, polygonale oder nur teilweise abgerundete Außenkonturquerschnitte.
  • In den Fig. 3 und 4 sind schematische Illustrationen von Teilen der Kontur 21 eines Flugkörpers 20 mit einem zweigeteilten Klappflügel 22 gezeigt. Dabei zeigt Fig. 3 den Klappflügel 22 in vollständig eingeklapptem Zustand, während Fig. 2 den Klappflügel 22 in vollständig ausgeklapptem Zustand zeigt. Der Zustand der Fig. 3 wird dabei während einer Lagerung des Flugkörpers 20 am Boden oder in einem Trägersystem bzw. kurz vor und während eines Abschusses des Flugkörpers 20 eingenommen, während der Übergang zum Zustand gemäß Fig. 4 nach einem Abschuss des Flugkörpers 20 in der Luft bzw. während des Fluges in Flugrichtung F vorgenommen wird. Die notwendigen elektrischen und/oder mechanischen Komponenten zum Antrieb des Klappflügels 22 bei einem Einklappen bzw. Ausklappen sind aus Gründen der Übersicht in den Zeichnungen nicht explizit dargestellt.
  • Fig. 6 stellt eine schematische Perspektivdarstellung eines Flugkörpers 20 mit einem Flugkörperleitwerk 23 dar, welches eine Anzahl von Klappflügeln 22 aufweist, die im Zusammenhang mit den Fig. 3 und 4 beschrieben und erläutert worden sind. Die Anzahl der Klappflügel 22 ist in Fig. 6 in beispielhafter Weise mit drei dargestellt, wobei jede andere Anzahl von Klappflügeln 22 zur Ausbildung des Flugkörperleitwerks 23 ebenfalls möglich ist. Die Klappflügel 22 können dabei um den Umfang des Flugkörpers 20 gleichmäßig verteilt angeordnet werden, d.h. radialsymmetrisch in Bezug auf die Flugkörperlängsachse und die Flugrichtung F des Flugkörpers 20. Die Klappflügel 22 der Fig. 6 können alle die gleichen Abmessungen wie etwa Flügeltiefe, Streckung, Flügelwölbung und dergleichen aufweisen. Es kann jedoch auch möglich sein, für einen Teil der Klappflügel 22 abweichende Abmessungen und/oder Flügelformen auszubilden.
  • Dargestellt sind auf der dem Betrachter zugewandten Seite des Flugkörpers 20 zudem zwei der Stauräume 25 und 26 in der Außenhülle des Flugkörpers 20, die zur Aufnahme der jeweiligen Flügelteile 1 bzw. 2 in eingeklapptem Zustand der Klappflügel 22 vorgesehen sind. Der Flugkörper 20 kann - wie beispielhaft dargestellt - eine zylindrische Außenkontur 21 aufweisen, obwohl klar sein sollte, dass auch andere Außenkonturen im Rahmen der Erfindung möglich sind, wie etwa ovale, polygonale oder nur teilweise abgerundete Außenkonturquerschnitte.
  • Im Folgenden wird zunächst auf diejenigen Merkmale der Fig. 1 bis 4 eingegangen, die beide Klappflügel 12 und 22 gemeinsam haben. Danach wird auf die in den Fig. 1 und 2 bzw. Fig. 3 und 4 unterschiedlichen Klapp- bzw. Schwenkmechanismen eingegangen, die die beiden Klappflügel 12 und 22 unterscheiden.
  • Die Klappflügel 12 und 22 weisen jeweils eine Zweiteilung entlang der Spannweitenrichtung auf, d.h. die Klappflügelfläche der Klappflügel 12 und 22 besteht aus je zwei Flügelteilen 1 und 2, die in ausgeklapptem Zustand in Flugrichtung F hintereinander angeordnet sind und an einer Klappfuge 7 aneinander angrenzen. Dabei weist der in Flugrichtung F vordere Flügelteil 1 eine Flügelvorderkante 3 und eine der Flügelvorderkante 3 gegenüberliegende Klappfugenkante 5 auf. In ähnlicher Weise weist der der in Flugrichtung F hintere Flügelteil 2 eine Flügelhinterkante 4 und eine der Flügelhinterkante 4 gegenüberliegende Klappfugenkante 6 auf.
  • Die Klappfugenkanten 5 und 6 der beiden Flügelteile 1 und 2 sind dabei komplementär zueinander konturiert, so dass bei einem Zusammenklappen der beiden Flügelteile 1 und 2 die Klappfugenkanten 5 und 6 bündig zu der Klappfuge 7 abschließen. Auch wenn in den Fig. 2 und 4 die Flügelteile 1 und 2 an den Klappfugenkanten 5 und 6 jeweils beabstandet zueinander dargestellt sind, so sollte klar sein, dass diese Darstellung nur dem besseren Verständnis des Schwenkmechanismus dient. Insbesondere aufgrund aerodynamischer Überlegungen ist es vorteilhaft, wenn die Klappfugenkanten 5 und 6 so konturiert sind, dass die zwischen den beiden Flügelteilen 1 und 2 eingeschlossene Klappfuge 7 möglichst bündig mit der Flügeloberfläche des zusammengeklappten Klappflügels 12 bzw. 22 abschließt, um einen gleichmäßigen Luftstrom über die Flügeloberfläche ohne übermäßige Verwirbelungen gewährleisten zu können.
  • Die Konturierung der Klappfugenkanten 5 und 6 kann dabei entweder symmetrisch sein, d.h. die Klappfugenkanten 5 und 6 sind jeweils eben konturiert, oder asymmetrisch. Bei der asymmetrischen Konturierung können die Klappfugenkanten 5 und 6 beispielsweise eine Spundung aufweisen, die eine formschlüssige Verbindung der beiden Klappfugenkanten 5 und 6 ermöglicht. Es kann weiterhin möglich sein, an den beiden Flügelteilen 1 und 2 an den Abschnitten der Klappfugenkanten 5 und 6 jeweils separate Rast- oder Verbindungsmittel vorzusehen, um eine stabile Verbindung der beiden Flügelteile 1 und 2 im Bereich der Klappfuge 7 nach einem Ausklappen des Klappflügels 12 bzw. 22 zu gewährleisten.
  • Die Konturierung der Flügelvorderkante 3 und/oder der Flügelhinterkante 4 kann je nach aerodynamischen Anforderungen gleich oder unterschiedlich gewählt werden. In Fig. 7 sind drei beispielhafte Querschnittsprofile für die Flügelteile 1 und 2 gezeigt, die für die Flügelteile 1 und 2 der Klappflügel 12 bzw. 22 eingesetzt werden können. In den Querschnittsprofilen (A) und (B) sind die beiden Flügelteile 1 und 2 jeweils gleich bzw. symmetrisch ausgebildet, so dass die Flügelvorderkante 3 und die Flügelhinterkante 4 jeweils gleichermaßen spitz zulaufen. Im Querschnittsprofil (A) ist entlang der Flügeltiefe beider Flügelteile 1 und 2 ein gerader Abschnitt vorgesehen. Im Querschnittsprofil (B) hingegen können die beiden Flügelteile 1 und 2 sich jeweils kontinuierlich verjüngende Form aufweisen. Im Querschnittsprofil (C) ist der (vordere) Flügelteil 1 von der Klappfugenkante 5 zur Flügelvorderkante 3 hin kontinuierlich verjüngend ausgebildet, während der (hintere) Flügelteil 2 eine rechteckige Querschnittsform aufweist.
  • Es sollte klar sein, dass die gezeigten Querschnittsprofile (A) bis (C) nur Beispiele darstellen, und dass eine Vielzahl anderer Möglichkeiten für die Profilierung der Flügelteile 1 und 2 existieren, die je nach gewünschten aerodynamischen Eigenschaften des Flugkörpers 10 bzw. 20 gewählt werden können. Ferner können die Flügelteile 1 und 2 über die Spannweitenerstreckung von der Flügelwurzel zum Randbogenabschnitt veränderliche Querschnittsprofile aufweisen, beispielsweise eine stetige Verringerung der Flügeltiefe und/oder der Flügelhöhe von der Flügelwurzel zum Randbogenabschnitt hin.
  • Die beiden Flügelteile 1 und 2 sind jeweils über ein Klappscharnier 14 bzw. 24 miteinander drehgelenkig verbunden. Dabei weist das Klappscharnier 14 bzw. 24 eine Scharnierachse K auf, um die die beiden Flügelteile 1 und 2 jeweils schwenkbar gelagert sind. Die Anbindung der Flügelteile 1 und 2 an das Klappscharnier 14 bzw. 24 ist dabei so gestaltet, dass ein Ausklappvorgang der beiden Flügelteile 1 und 2 jeweils gegenläufig erfolgt. Einer der beiden Flügelteile 1 und 2 wird dabei in einer Klapprichtung K1 entgegen der Flugrichtung F ausgeklappt, der jeweils andere der beiden Flügelteile 1 und 2 in einer Klapprichtung K2 mit der Flugrichtung F.
  • Die beiden Flügelteile 1 und 2 sind in eingeklapptem Zustand zunächst in Stauräumen 15 und 16 bzw. 25 und 26 in der Außenhülle des Flugkörpers 10 bzw. 20 verstaut, so dass die Flügelteile 1 und 2 nicht oder zumindest nur wenig aus der Außenkontur 11 bzw. 21 des Flugkörpers 10 bzw. 20 herausragen. Die Stauräume 15 und 16 bzw. 25 und 26 sind dabei hintereinander und parallel zueinander in der Flugkörperstruktur gebildet, beispielsweise als Ausnehmungen oder Vertiefungen in der Außenhülle des Flugkörpers 10 bzw. 20. Durch den Ausklappmechanismus, der Klappbewegungen K1 und K2 ausschließlich in Längsschnittebenen des Flugkörpers 10 bzw. 20 zulässt, kann das Ausklappen der Klappflügel 12 bzw. 22 derart erfolgen, dass während des Fluges des Flugkörpers 10 bzw. 20 kein Dralleffekt auf die Fluglage des Flugkörpers 10 bzw. 20 ausgeübt wird.
  • Der Klappflügel 12 der Fig. 1 und 2 ist mit einem Klappscharnier 14 versehen, das die Flügelteile 1 und 2 an der Flügelwurzel drehgelenkig verbindet. Dadurch fallen die Lagerpunkte beider Flügelteile 1 und 2 an dem Flugkörper 10 mit der Klappscharnierachse K im Wesentlichen zusammen. Durch eine Klappbewegung K1 des Flügelteils 1 gegen die Flugrichtung F und eine Klappbewegung K2 des Flügelteils 2 in Flugrichtung F werden die Flügelteile 1 und 2 aufeinander zu bewegt und zu einem Klappflügel 12 aufgerichtet. Dazu müssen die Klappfugenkanten 5 und 6 der Flügelteile 1 bzw. 2 jeweils in Richtung der Außenseite des Flugkörpers 10 gerichtet angeordnet werden, wenn die Flügelteile 1 und 2 eingeklappt sind.
  • Im Gegensatz dazu ist der Klappflügel 12 der Fig. 3 und 4 mit einem Klappscharnier 24 versehen, das die Flügelteile 1 und 2 am Randbogen drehgelenkig verbindet. Dieses Klappscharnier 24 wird mit den Flügelteilen 1 und 2 zusammen aus dem Flugkörper 20 herausgeklappt. In diesem Fall fallen die Lagerpunkte der Flügelteile 1 und 2 und die Klappscharnierachse K auseinander: Der Lagerpunkt 27 des vorderen Flügelteils 1 ist im Inneren des Stauraums 25 angeordnet und erlaubt eine reine Drehbewegung K1 des Flügelteils 1 in Flugrichtung F. Durch die Drehbewegung K1 des Flügelteils 1 wird der Flügelteil 2 in einer Gleitbewegung K3 in Flugrichtung F mitgezogen und dadurch in einer Drehbewegung K2 gegen die Flugrichtung F aufgerichtet. Hierzu ist der Lagerpunkt 28 des hinteren Flügelteils 2 als Drehschubgelenk ausgebildet, dessen Lagerung in eingeklapptem Zustand des Klappflügels im Stauraum 26 für den zweiten Flügelteil angeordnet ist. Entlang einer Gleitschiene 29 kann der Lagerpunkt 28 des Drehschubgelenks von dem (hinteren) Stauraum 26 in den (vorderen) Stauraum 25 in Flugrichtung F verschoben werden, bis der Lagerpunkt 27 und der Lagerpunkt 28 in vollständig ausgeklapptem Zustand des Klappflügels 22 im Wesentlichen um die Klappflügeltiefe voneinander beabstandet sind.
  • In Fig. 4 ist der Klappflügel 22 als ungepfeilter Klappflügel dargestellt, d.h. die beiden Flügelteile 1 und 2 werden um jeweils 90° aus der Horizontalen herausgeklappt und stehen senkrecht zur Längsachse des Flugkörpers 20. In manchen Varianten kann der Klappflügel 22 mit einer Pfeilung vorgesehen werden, so dass der Flügelteil 1 um weniger als 90° in Klapprichtung K1 umgeklappt wird, und der Flügelteil 2 um mehr als 90° in Klapprichtung K2 umgeklappt wird. Dazu muss der Flügelteil 2 über einen Totpunkt hinaus bewegt werden, was beispielsweise durch eine geeignete Gleitschienenführung der Gleitschiene 29 gewährleistet werden kann. Der Flügelteil 2 kann dazu auch mit geringerer Halbspannweite ausgebildet werden, so dass der vollständig ausgeklappte Klappflügel 22 eine entsprechende Vorwärtspfeilung aufweist. In ähnlicher Weise kann auch eine Rückwärtspfeilung erreicht werden, wenn der Flügelteil 1 um mehr als 90° in Klapprichtung K1 umgeklappt wird, und der Flügelteil 2 um weniger als 90° in Klapprichtung K2 umgeklappt wird. Hierzu kann der Flügelteil 2 mit einer größeren Halbspannweite als der Flügelteil 1 ausgebildet werden.
  • In der vorangegangenen detaillierten Beschreibung sind verschiedene Merkmale zur Verbesserung der Stringenz der Darstellung in einem oder mehreren Beispielen zusammengefasst worden. Es sollte dabei jedoch klar sein, dass die obige Beschreibung lediglich illustrativer, keinesfalls jedoch beschränkender Natur ist. Sie dient der Abdeckung aller Alternativen, Modifikationen und Äquivalente der verschiedenen Merkmale und Ausführungsbeispiele. Viele andere Beispiele werden dem Fachmann aufgrund seiner fachlichen Kenntnisse in Anbetracht der obigen Beschreibung sofort und unmittelbar klar sein.
  • Die Ausführungsbeispiele wurden ausgewählt und beschrieben, um die der Erfindung zugrundeliegenden Prinzipien und ihre Anwendungsmöglichkeiten in der Praxis bestmöglich darstellen zu können. Dadurch können Fachleute die Erfindung und ihre verschiedenen Ausführungsbeispiele in Bezug auf den beabsichtigten Einsatzzweck optimal modifizieren und nutzen. In den Ansprüchen sowie der Beschreibung werden die Begriffe "beinhaltend" und "aufweisend" als neutralsprachliche Begrifflichkeiten für die entsprechenden Begriffe "umfassend" verwendet. Weiterhin soll eine Verwendung der Begriffe "ein", "einer" und "eine" eine Mehrzahl derartig beschriebener Merkmale und Komponenten nicht grundsätzlich ausschließen.

Claims (10)

  1. Klappflügel (12; 22) für ein Flugkörperleitwerk (13; 23), umfassend:
    einen ersten Flügelteil (1) mit einer Flügelvorderkante (3) und einer der Flügelvorderkante (3) gegenüberliegenden ersten Klappfugenkante (5);
    einen zweiten Flügelteil (2) mit einer Flügelhinterkante (4) und einer der Flügelhinterkante (3) gegenüberliegenden zweiten Klappfugenkante (6); und
    ein den ersten Flügelteil (1) und den zweiten Flügelteil (2) drehgelenkig verbindendes Klappscharnier (14; 24), welches eine Klappachse (K) aufweist, die senkrecht zur Flügelfläche des Klappflügels (12; 22) steht.
  2. Klappflügel (12; 22) gemäß Anspruch 1, wobei das Klappscharnier (14; 24) gegenläufige Klappbewegungen (K1, K2) des ersten Flügelteils (1) und des zweiten Flügelteils (2) zueinander ermöglicht, so dass die erste Klappfugenkante (5) und die zweite Klappfugenkante (6) unter Bildung einer Kontaktfuge (7) in Kontakt gebracht werden.
  3. Klappflügel (12; 22) gemäß einem der Ansprüche 1 und 2, wobei die erste Klappfugenkante (5) und die zweite Klappfugenkante (6) komplementär zueinander konturiert sind.
  4. Klappflügel (12) gemäß einem der Ansprüche 1 bis 3, wobei das Klappscharnier (14) an einer Flügelwurzel der ersten und zweiten Flügelteile (1; 2) angeordnet ist.
  5. Klappflügel (22) gemäß einem der Ansprüche 1 bis 3, wobei das Klappscharnier (14) an einem Randbogenabschnitt der ersten und zweiten Flügelteile (1; 2) angeordnet ist.
  6. Flugkörperleitwerk (13; 23) mit:
    mindestens einem Klappflügel (12) gemäß einem der Ansprüche 1 bis 5.
  7. Flugkörper (10; 20) mit einem Flugkörperleitwerk (13; 23) gemäß Anspruch 6.
  8. Flugkörper (10) gemäß Anspruch 7, wobei der Lagerpunkt der ersten und zweiten Flügelteile (1; 2) des mindestens einen Klappflügels (12) mit der Klappscharnierachse (K) im Wesentlichen zusammenfällt.
  9. Flugkörper (20) gemäß Anspruch 7, wobei der erste Flügelteil (1) des mindestens einen Klappflügels (22) über ein Drehgelenk (27) an dem Flugkörper (20) gelagert ist, und der zweite Flügelteil (2) des mindestens einen Klappflügels (22) über ein Drehschubgelenk (28) an dem Flugkörper (20) gelagert ist.
  10. Flugkörper (20) gemäß Anspruch 9, weiterhin mit einer in der Außenhüllenstruktur des Flugkörpers (20) angeordneten Gleitschiene (29), in der das Drehschubgelenk (28) entlang der Längsachse des Flugkörpers (20) linear geführt wird.
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