EP3392603B1 - Zweigeteilter klappflügel für flugkörperleitwerke - Google Patents

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EP3392603B1
EP3392603B1 EP17204149.3A EP17204149A EP3392603B1 EP 3392603 B1 EP3392603 B1 EP 3392603B1 EP 17204149 A EP17204149 A EP 17204149A EP 3392603 B1 EP3392603 B1 EP 3392603B1
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EP
European Patent Office
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wing
folding
missile
edge
parts
Prior art date
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EP17204149.3A
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English (en)
French (fr)
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EP3392603A1 (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
    • 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
    • F42B10/18—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 tail units, in particular in tail units of ballistic missiles or in tail units of precision-guided ammunition such as cruise missiles, sea missiles, air-to-air missiles or other guided missiles. Furthermore, the invention relates to a missile tail with one or more two-part folding wings and a missile with such a missile tail.
  • Bombs, cruise missiles, self-steering missiles, artillery shells and similar missiles are often referred to as precision-guided ammunition because, in contrast to unguided ammunition, the missiles can also influence an attitude after being fired from a carrier, for example to improve the accuracy of the missile. To this end, missiles often have tail components that influence the aerodynamic flight characteristics.
  • Tail components such as rudders or fins serve as aerodynamically effective structural parts that can stabilize the flight position of the missile, for example by shifting the center of gravity of the missile in the direction of flight before the pressure point.
  • the tail components generally represent spatially bulky constructions, since their design is optimized with regard to aerodynamics and not to storage on the ground. For example, in the case of carrier systems in which the missiles are fired from a tube or from another spatially limited mounting device, a complicated adaptation of the carrier system to the respective missile may be necessary.
  • tail components or the aerodynamically effective structural parts are designed as components which can be swiveled into the contour of the missile and which do not protrude from the basic contour of the main body of the missile before or during the launch. Only after the missile has been released will the tail components in the air be deployed.
  • the publication DE 35 33 994 A discloses a tail unit with deployable wings, which are 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 with a wing root and a wing upper part rotatably mounted on the wing root, which upper part is movable relative to the wing root between an extended and a retracted position.
  • the publication US 4,796,835 A discloses a cylindrical projectile with a housing in which hinge-jointed fin plates are embedded at one end.
  • the pamphlets US 3,273,500 A. and US 4,778,127 A disclose fold-out fins on a tailplane of a cruise missile.
  • the publication US 17.312 A discloses a projectile with wings that can be folded out of a projectile housing.
  • the publication GB 1 597 098 A discloses a missile with retractable wings.
  • One of the objects of the invention is to find solutions for the space-saving attachment of folding wing systems to missiles.
  • a folding wing for a missile tail unit comprises a first wing part with a leading edge and a first folding joint edge opposite the leading edge of the wing, a second wing part with a trailing edge and a second folding joint edge opposite the trailing edge of the wing, and a folding hinge pivotally connecting the first wing part and the second wing part, which has a folding axis which is perpendicular to the wing surface of the folding wing.
  • the folding hinge is arranged on a wing root of the first and second wing parts.
  • a missile tail unit comprises at least one two-part folding wing according to the first aspect of the invention.
  • a missile comprises a missile tail unit according to the second aspect of the invention.
  • An essential idea of the invention is to divide a folding wing into two separately pivotable wing parts via a folding joint running transversely to the direction of flight.
  • the transverse division makes it possible to keep the packed size of a missile very small when the wings are folded in, but to effectively double the extension of the folding wing.
  • the possibility of pivoting the two wing parts separately into the outer contour of the missile significantly increases the fuselage area for storage and mounting purposes.
  • a particular advantage in the transverse division of a folding wing according to the invention is that the wing profile of both wing parts always remains aligned in the direction of flight during the opening process. This advantageously avoids swirl induction on the missile during the opening.
  • the fuselage of the missile can be made compact, since the effective wing depth in the folded state is roughly halved compared to the entire folding wing. As a result, the folded wing parts take up only a small amount of space on the outside of the fuselage's fuselage structure.
  • the folding hinge can enable opposite folding movements of the first wing part and the second wing part relative to one another, so that the first folding joint edge and the second folding joint edge are brought into contact to form a contact joint.
  • the first folding joint edge and the second folding joint edge can be contoured to complement each other.
  • the bearing point of the first and second wing parts of the at least one folding wing can substantially coincide with the folding hinge axis.
  • Missiles in the sense of the present invention include all ballistic or unguided missiles and guided missiles that can move on definable trajectories in and outside of the airspace. Missiles in the sense of the present invention include in particular all types of cruise missiles, ground-to-surface missiles, air-to-surface missiles, anti-tank guided missiles, marine target missiles, target airborne missiles such as air-to-air missiles or anti-aircraft missiles, anti-missile missiles and anti-satellite missiles.
  • FIG. 1 schematic illustrations of parts of the contour 11 of a missile 10 with a two-part folding wing 12 are 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 state of the Fig. 1 is ingested 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, during the transition to the state according to FIG Fig. 2 after the missile 10 has been shot in the air or during the flight in the direction of flight F.
  • 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 shows a schematic perspective illustration of a missile 10 with a missile tail unit 13, which has a number of folding wings 12, which in connection with the 1 and 2 have been described and explained.
  • the number of folding wings 12 is in Fig. 5 shown by way of example with three, wherein any other number of folding wings 12 for forming the missile tail 13 is also possible.
  • the folding wing 12 can the circumference of the missile 10 can be arranged evenly distributed, ie radially symmetrical with respect to the missile longitudinal axis and the flight direction F of the missile 10.
  • the folding wing 12 of the Fig. 5 can all have the same dimensions such as wing depth, extension, wing curvature and the like. However, it may also be possible to design different dimensions and / or wing shapes for part of the folding wings 12.
  • the missile 10 can - as shown by way of example - have a cylindrical outer contour 11, although it should be clear that other outer contours are also 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, the in the 3 and 4 shown folding wing 22 is not the subject of the present invention. It shows Fig. 3 the folding wing 22 in the fully retracted state while Fig. 4 shows the folding wing 22 in the fully unfolded state.
  • the state of the Fig. 3 is ingested 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, during the transition to the state according to FIG Fig. 4 after the launch of the missile 20 in the air or during the flight in the direction of flight F.
  • the necessary electrical and / or mechanical components for driving the folding wing 22 when folding in or out are not explicitly shown in the drawings for reasons of clarity.
  • FIG. 3 shows a schematic perspective illustration of a missile 20 with a missile tail unit 23, which has a number of folding wings 22, which in connection with the 3 and 4 have been described and explained.
  • the number of folding wings 22 is in Fig. 6 shown by way of example with three, wherein any other number of folding wings 22 for forming the missile tail unit 23 is also possible.
  • the folding wings 22 can be arranged uniformly distributed around the circumference of the missile 20, ie radially symmetrical with respect to the missile longitudinal axis and the flight direction F of the missile 20.
  • the folding wings 22 of the Fig. 6 can all be the same Have dimensions such as wing depth, extension, wing curvature and the like. However, it may also be possible to design different dimensions and / or wing shapes for part of the folding wings 22.
  • the missile 20 can - as shown by way of example - have a cylindrical outer contour 21, although it should be clear that other outer contours are also possible within the scope of the invention, such as oval, polygonal or only partially rounded outer contour cross sections.
  • the folding wings 12 and 22 each have a division in two along the span direction, i.e. the folding wing surface of the folding wings 12 and 22 consists of two wing parts 1 and 2, which are arranged one behind the other in the unfolded state in the direction of flight F and adjoin one another at a folding joint 7.
  • the front wing part 1 in the direction of flight F has a leading edge 3 of the wing and a folding edge 5 opposite the leading edge 3 of the wing.
  • the wing part 2 which is at the rear in the direction of flight F has a wing rear edge 4 and a folding joint edge 6 opposite the wing rear edge 4.
  • the folding joint edges 5 and 6 of the two wing parts 1 and 2 are contoured complementarily to one another, so that when the two wing parts 1 and 2 are folded together, the folding joint edges 5 and 6 are flush with the folding joint 7. Even if in the 2 and 4 the wing parts 1 and 2 are each shown at a distance from one another at the folding joint edges 5 and 6, it should be clear that this illustration only serves for a better understanding of the swivel mechanism.
  • the folding joint edges 5 and 6 are contoured in such a way that the folding joint 7 enclosed between the two wing parts 1 and 2 ends as flush as possible with the wing surface of the folded folding wing 12 or 22 in order to be able to ensure a uniform air flow over the wing surface without excessive turbulence.
  • the contour of the folding joint edges 5 and 6 can either be symmetrical, i.e. the folding joint edges 5 and 6 are each contoured flat or asymmetrical.
  • the folding joint edges 5 and 6 can have, for example, a bung which enables 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 ensure a stable connection of the two wing parts 1 and 2 in the region of the folding joint 7 after the folding leaf 12 has been folded out or 22 to ensure.
  • the contouring of the leading edge 3 and / or the trailing edge 4 can be chosen to be the same or different depending on the aerodynamic requirements.
  • FIG. 7 three exemplary cross-sectional profiles are shown for the wing parts 1 and 2, which can be used for the wing parts 1 and 2 of the folding wing 12 and 22 respectively.
  • the two wing parts 1 and 2 are each designed identically or symmetrically, so that the leading edge 3 and the trailing edge 4 each taper equally.
  • a straight section is provided along the wing depth of both wing parts 1 and 2.
  • the two wing parts 1 and 2 can each have a continuously tapering shape.
  • the (front) wing part 1 tapers continuously from the folding joint edge 5 to the 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 multitude of other options for profiling the wing parts 1 and 2, which are selected depending on the desired aerodynamic properties 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 arch section, for example a steady reduction in the wing depth and / or the wing height from the wing root to the edge bow section.
  • the two wing parts 1 and 2 are each pivotally connected to one another via a folding hinge 14 or 24.
  • the hinged hinge 14 or 24 has a hinge axis K, about which the two wing parts 1 and 2 are each pivotably mounted.
  • the connection of the wing parts 1 and 2 to the folding hinge 14 and 24 is designed such that the two wing parts 1 and 2 unfold in opposite directions.
  • One of the two wing parts 1 and 2 is folded out in a folding direction K1 against the flight direction F, the other of the two wing parts 1 and 2 in a folding direction K2 with the flight direction F.
  • the two wing parts 1 and 2 When folded, the two wing parts 1 and 2 are initially stowed in stowage spaces 15 and 16 or 25 and 26 in the outer shell of the missile 10 or 20, so that the wing parts 1 and 2 do not or at least only slightly from the outer contour 11 or 21 of the missile 10 or 20 protrude.
  • the stowage spaces 15 and 16 or 25 and 26 are formed one behind the other and parallel to one another in the missile structure, for example as recesses or depressions in the outer shell of the missile 10 or 20.
  • the folding movements K1 and K2 only in longitudinal sectional planes of the missile 10 or 20, the folding wings 12 and 22 can be unfolded in such a way that no swirl effect is exerted on the flight position of the missile 10 or 20 during the flight of the missile 10 or 20.
  • the folding wing 12 of the 1 and 2 is provided with a hinged hinge 14, which 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 essentially coincide with the folding hinge axis K.
  • the wing parts 1 and 2 are moved towards each other and raised to a folding wing 12.
  • the folding joint edges 5 and 6 of the wing parts 1 and 2 must be arranged in the direction of the outside of the missile 10 when the wing parts 1 and 2 are folded.
  • the folding wing 12 is the 3 and 4 provided with a folding hinge 24, which connects the wing parts 1 and 2 on the edge bend.
  • This folding hinge 24 is together 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 hinged hinge axis K fall apart:
  • the bearing point 27 of the front wing part 1 is arranged in the interior of the storage space 25 and allows a pure rotary movement K1 of the wing part 1 in the direction of flight F.
  • 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 designed as a rotary push joint, the storage of which is arranged in the folded-in state of the folding wing in the storage space 26 for the second wing part.
  • the bearing point 28 of the rotary slide joint can be moved from the (rear) storage space 26 into 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 folding leaf 22 essentially by the folding leaf depth are spaced from each other.
  • the folding wing 22 is shown as a non-swept folding wing, ie the two wing parts 1 and 2 are each folded out of the horizontal by 90 ° and are perpendicular to the longitudinal axis of the missile 20.
  • the folding wing 22 can be provided with an arrow so that the Wing part 1 is folded down by less than 90 ° in folding direction K1, and wing part 2 is folded down by more than 90 ° in folding direction K2.
  • the wing part 2 has to be moved past a dead center, which can be ensured, for example, by a suitable slide rail guide for the slide rail 29.
  • the wing part 2 can also be designed with a smaller half-span, so that the fully unfolded folding wing 22 has a corresponding forward arrow.
  • a backward arrow can also be achieved if the wing part 1 is folded down by more than 90 ° in the folding direction K1 and the wing part 2 is folded down 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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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.
  • Die Druckschrift GB 1 597 098 A offenbart einen Flugkörper mit einklappbaren 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 4, sowie einen Flugkörper mit einem Flugkörperleitwerk mit den Merkmalen des Anspruchs 5 gelöst.
  • Gemäß einem ersten Aspekt der Erfindung umfasst ein Klappflügel für ein Flugkörperleitwerk, einen ersten Flügelteil mit einer Flügelvorderkante und einer der Flügelvorderkante gegenüberliegenden ersten Klappfugenkante, einen zweiten Flügelteil mit einer Flügelhinterkante und einer der Flügelhinterkante gegenüberliegenden zweiten Klappfugenkante, und ein den ersten Flügelteil und den zweiten Flügelteil drehgelenkig verbindendes Klappscharnier, welches eine Klappachse aufweist, die senkrecht zur Flügelfläche des Klappflügels steht. Dabei ist das Klappscharnier an einer Flügelwurzel der ersten und zweiten Flügelteile angeordnet.
  • 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 Ausführungsformen des erfindungsgemäßen Flugkörpers kann der Lagerpunkt der ersten und zweiten Flügelteile des mindestens einen Klappflügels mit der Klappscharnierachse im Wesentlichen zusammenfallen.
  • 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 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;
    • 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, 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, wobei der in den Fig. 3 und 4 dargestellte Klappflügel 22 jedoch nicht Gegenstand der vorliegenden Erfindung ist. Dabei zeigt Fig. 3 den Klappflügel 22 in vollständig eingeklapptem Zustand, während Fig. 4 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.

Claims (6)

  1. Klappflügel (12) für ein Flugkörperleitwerk (13), 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), welches eine Klappachse (K) aufweist, die senkrecht zur Flügelfläche des Klappflügels (12) steht,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    das Klappscharnier (14) an einer Flügelwurzel der ersten und zweiten Flügelteile (1; 2) angeordnet ist.
  2. Klappflügel (12) gemäß Anspruch 1, wobei das Klappscharnier (14) 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) gemäß einem der Ansprüche 1 oder 2, wobei die erste Klappfugenkante (5) und die zweite Klappfugenkante (6) komplementär zueinander konturiert sind.
  4. Flugkörperleitwerk (13) mit:
    mindestens einem Klappflügel (12) gemäß einem der Ansprüche 1 bis 3.
  5. Flugkörper (10) mit einem Flugkörperleitwerk (13) gemäß Anspruch 4.
  6. Flugkörper (10) gemäß Anspruch 5, wobei der Lagerpunkt der ersten und zweiten Flügelteile (1; 2) des mindestens einen Klappflügels (12) mit der Klappscharnierachse (K) im Wesentlichen zusammenfällt.
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