DE1168804B

DE1168804B - Rear part of the flight body with several stabilizing fins

Info

Publication number: DE1168804B
Application number: DEB64339A
Authority: DE
Inventors: Francesco Moratti; Carlo Tosti
Original assignee: Bombrini Parodi Delfino SpA
Current assignee: Bombrini Parodi Delfino SpA
Priority date: 1960-10-12
Filing date: 1961-10-11
Publication date: 1964-04-23
Also published as: US3127838A; GB966035A; BE608385A; CH385077A

Description

BUNDESREPUBLIK DEUTSCHLANDFEDERAL REPUBLIC OF GERMANY

DEUTSCHESGERMAN

PATENTAMTPATENT OFFICE

AUSLEGESCHRIFTEDITORIAL

Internat. KJ.: F07f Boarding school KJ .: F07f

Deutsche Kl.: 72 d-19/10 German class: 72 d- 19/10

Nummer:
Aktenzeichen:
Anmeldetag:
Auslegetag:Number:
File number:
Registration date:
Display day:

1 168 804
B64339Ic/72d
11. Oktober 1961
23. April 19641 168 804
B64339Ic / 72d
October 11, 1961
April 23, 1964

Die Erfindung bezieht sich auf ein Flugkörperhinterteil mit mehreren, beispielsweise vier Stabilisierungsflossen, die auf einem Lagerring gelagert sind und um einen Bolzen aus einer Stellung, in der sie am Flugkörper anliegen, in die Flugstellung schwenkbar sind. Dabei kann es sich um Flugkörper mit und ohne Treibsatz handeln. Der Gegenstand vorliegender Erfindung ist für Flugkörper beliebigen Verwendungszweckes und beliebiger Größe geeignet. Diese können aus der Luft in die Luft, aus der Luft zur Erd-Oberfläche, von der Erdoberfläche zur Erdoberfläche oder von der Erdoberfläche in die Luft geschossen werden.The invention relates to a missile aft section with several, for example four, stabilizing fins, which are mounted on a bearing ring and pivotable about a bolt from a position in which they bear against the missile into the flight position are. These can be missiles with or without propellants. The subject matter at hand Invention is suitable for missiles of any purpose and any size. these can from the air to the air, from the air to the surface of the earth, from the surface of the earth to the surface of the earth or be shot into the air from the surface of the earth.

Stabilisierungsflossen, welche sich zusammenklappen lassen und im zusammengeklappten Zustande ¹S einer einfachen geometrischen Raumform, z. B. einer Zylindermantelfläche einbeschrieben sind, bieten folgende Vorteile: bequemer Transport und bequeme Lagerhaltung, die Möglichkeit der Verwendung von einfachen Abschußrohren, ein günstiges Verhältnis von Nutzlast zu Volumen sowie eine sichere Handhabung. Stabilizing fins, which can be collapsed and in the collapsed state ¹ S of a simple geometric shape, z. B. a cylinder surface are inscribed, offer the following advantages: convenient transport and convenient storage, the possibility of using simple launch tubes, a favorable ratio of payload to volume and safe handling.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, für die Stabilisierungsflossen einen zweckmäßigen Übergang von der Start- in die Fluglage vorzusehen und eine feste und definierte Halterung der Stabilisierungsflossen in der Fluglage zu gewährleisten.The invention is based on the object of providing an expedient transition for the stabilizing fins from the take-off to the flight position and a firm and defined mounting of the stabilizing fins to ensure in the flight position.

Erfindungsgemäß wird dies dadurch erreicht, daß die Flossen trapezförmig sind und an einer Schmalseite einen verdickten Fuß aufweisen, der vom Drehbolzen durchsetzt ist, wobei die Drehbolzen schräg zur Flossenebene und schräg zur Längsachse des Geschosses derart angeordnet sind, daß die Flossen aus einer Stellung, in der sie am Flugkörper anliegen und sich in Richtung seiner Längsachse erstrecken, in eine Flugstellung schwenken, in der sie in radialen, die Flugkörperachse schneidenden Ebenen liegen und sich schräg nach außen erstrecken.According to the invention this is achieved in that the fins are trapezoidal and on one narrow side have a thickened foot through which the pivot pin passes, the pivot pin being inclined to the fin plane and obliquely to the longitudinal axis of the projectile are arranged such that the fins from a position in which they rest against the missile and extend in the direction of its longitudinal axis, in pivot a flight position in which they lie in radial planes intersecting the missile axis and extend obliquely outwards.

Durch die im aufgeklappten Zustande radial und in vollkommener Symmetrie angeordneten trapez- 4< > förmigen Flossen mit flachem Querschnitt ergeben sich mancherlei Vorteile im Vergleich zu tangential zum Flugkörper verlaufenden Flossen oder im Vergleich zu gekrümmten Flossen in Gestalt einfacher oder doppelter zylindrischer Sektoren oder auch im Vergleich zu flachen doppelten Scharnierflossen.Thanks to the trapezoid 4 < > Shaped fins with a flat cross-section have many advantages compared to tangential fins extending to the missile or, compared to curved fins, simpler in shape or double cylindrical sectors or even compared to flat double hinge fins.

Erfindungsgemäß ist weiterhin vorgesehen, daß der Lagerring mit einer der Anzahl der Flossen entsprechenden Anzahl von Aussparungen versehen ist, die eine ebene, rechtwinklig zur Achse des Drehbolzens 5<> verlaufende Auflagefläche und eine senkrecht zu dieser verlaufende Anschlagfläche aufweisen.According to the invention it is further provided that the bearing ring with one of the number of fins corresponding Number of recesses is provided, which is a flat, perpendicular to the axis of the pivot pin 5 <> Have running support surface and a stop surface extending perpendicular to this.

Flugkörperhinterteil mit mehreren
StabilisierungsflossenMissile rear part with several
Stabilizing fins

Anmelder:Applicant:

Bombrini Parodi-Delfino Societäper Azioni, Rom Bombrini Parodi-Delfino Societäper Azioni, Rome

Vertreter:Representative:

Dr. phil. A. Mentzel und Dipl.-Ing. W. Dahlke,Dr. phil. A. Mentzel and Dipl.-Ing. W. Dahlke,

Patentanwälte,Patent attorneys,

Refrath bei Köln, Frankenforst 137Refrath near Cologne, Frankenforst 137

Als Erfinder benannt:Named as inventor:

Francesco Moratti,Francesco Moratti,

Carlo Tosti, Colleferro (Italien)Carlo Tosti, Colleferro (Italy)

Beanspruchte Priorität:Claimed priority:

Italien vom 12. Oktober 1960 (49 357)Italy of October 12, 1960 (49 357)

Bei den erfindungsgemäßen Stabilisierur^sflossen werden aerodynamische Störungen beispielsweise durch Unsymmetrie praktisch ausgeschlossen, so daß sämtliche Oberflächen der Flossen bei der Stabilisierung des Flugkörpers gleichmäßig zusammenwirken.In the case of the stabilizing flippers according to the invention, aerodynamic disturbances are, for example practically excluded by asymmetry, so that all surfaces of the fins stabilize of the missile work together evenly.

Weitere Merkmale der Erfindung werden nachstehend an Hand der Beschreibung einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung in Verbindung mit der Zeichnung erläutert. Dabei zeigtFurther features of the invention will be described below with reference to the description of a preferred one Embodiment of the invention explained in connection with the drawing. It shows

Fig. 1 eine Seitenansicht des Flugkörperhinterteiles, wobei sich die Stabilisierungsflossen im zusammengeklappten Zustande befinden,Fig. 1 is a side view of the missile rear part, with the stabilizing fins in the folded state,

Fig. 2 einen Querschnitt entlangΠ-ΙΙderFig. 1,Fig. 2 shows a cross section along Π-ΙΙ derFig. 1,

Fig. 3 einen Längsschnitt durch das Flugkörperhinterteil nach dem Verlassen des Abschußrohres. Die Stabilisierungsflossen befinden sich im aufgeklappten Zustande,3 shows a longitudinal section through the missile rear part after leaving the launch tube. The stabilizing fins are in the unfolded Conditions,

F i g. 4 eine Ansicht in Richtung IV-IV der F i g. 3,F i g. 4 is a view in the direction IV-IV of FIG. 3,

Fig. 5 eine Detailansicht in Richtung V-V der Fig. 4,Fig. 5 is a detailed view in the direction V-V of the Fig. 4,

Fig. 6 einen Querschnitt entlang VI-VI der Fig. 5. Er zeigt die Verdreh- und Sperreinrichtung der einzelnen Flossen.6 shows a cross section along VI-VI of FIG. 5. It shows the twisting and locking device of the individual fins.

Wie aus Fig. 3 ersichtlich, kann das erfindungsgemäße Flugkörperhinterteil am Ende des Düsenkörpers 10 einer, nur teilweise dargestellten Rakete 10' befestigt sein.As can be seen from Fig. 3, the missile rear part according to the invention can be attached to the end of the nozzle body 10 of a rocket 10 ' , which is only partially shown.

409 560/55409 560/55

Wie aus den Fig. 1 bis 6 ersichtlich, umfaßt die beispielsweise Ausführungsform des Flugkörperhinterteiles folgende Elemente: Vier aus einer Leichtmetallegierung hergestellte trapezförmige Flossen 1, von denen jede, wie aus F i g. 1 und 4 ersichtlich, an einem Ende einen verdickten Fuß 2 aufweist. Der Fuß weist eine Bohrung zur Aufnahme eines Drehbolzens 3 in Gestalt einer Schraube auf.As can be seen from FIGS. 1 to 6, includes For example, embodiment of the missile rear part, the following elements: Four made of a light metal alloy manufactured trapezoidal fins 1, each of which, as shown in FIG. 1 and 4 can be seen has a thickened foot 2 at one end. The foot has a bore for receiving a pivot pin 3 in the form of a screw.

Weiterhin ist in dem Fuß eine zur Bohrung für den Drehbolzen 3 konzentrische Ringnut 3' angeordnet. Sie dient zur Aufnahme einer Spiralfeder 4. Außerdem ist im Fuß 2 eine konische Bohrung 19 vorgesehen, in welche ein Sperrbolzen 5, wie aus F i g. 6 ersichtlich, einrastbar ist.Furthermore, an annular groove 3 'which is concentric to the bore for the pivot pin 3 is arranged in the foot. It is used to accommodate a spiral spring 4. In addition, a conical bore 19 is provided in the foot 2, in which a locking pin 5, as shown in FIG. 6 can be seen, can be snapped into place.

Zur Lagerung der Flossen ist ein Lagerring 6 vor- ^X5 gesehen. Er ist aus einer Leichtmetall-Legierung gefertigt. Er weist vier symmetrisch zueinander angeordnete Aussparungen 7 auf. Die Aussparungen weisen eine Auflagefläche 7 α und eine Anschlagfläche Ib für die Füße 2 auf. Entsprechend sind die Füße 2 ^ao der Flossen mit mindestens einer Gegenauflagefläche 8 α versehen, die bei Verdrehung der Flossen auf der rechtwinklig zur Achse des Drehbolzens 3 angeordneten Auflagefläche la des Lagerringes 6 gleitet. Ferner ist mindestens eine senkrecht zur vorgenannten Gegenauflagefläche 8 α angeordnete Gegenfiäche 8 b vorgesehen, die nach vollständiger Verschwenkung der Flossen an der Anschlagfläche des Lagerringes anliegt. In jeder Aussparung ist eine Ringnut vorgesehen, welche zur Aufnahme einiger Windungen der Spiralfedern 4 dient. Weiterhin ist in jeder Aussparung des Lagerringes eine Gewindebohrung zur Aufnahme des Gewindes der Drehbolzen 3 und eine glatte Bohrung zur Aufnahme der Sperrbolzen 5 und der zugeordneten Federn 8 vorgesehen. Zur Befestigung des Lagerringes 6 am Düsenkörper 10 der Rakete ist dieser mit einem Gewinde 9 versehen.For storage of the fins a bearing ring 6 upstream ^X 5 is seen. It is made of a light metal alloy. It has four recesses 7 arranged symmetrically to one another. The recesses have a support surface 7 α and a stop surface Ib for the feet 2. Accordingly, the feet 2 are provided ^ao α of the fins having at least one counter-bearing surface 8 which slides the bearing ring 6 during the rotation of the fins on the arranged at right angles to the axis of the pivot pin bearing surface 3 la. Furthermore, at least one counter surface 8 b is provided which is arranged perpendicular to the aforementioned counter support surface 8 α and which, after the fins have been completely pivoted, rests against the stop surface of the bearing ring. An annular groove is provided in each recess, which is used to accommodate a few turns of the spiral springs 4. Furthermore, a threaded hole for receiving the thread of the pivot pin 3 and a smooth hole for receiving the locking pin 5 and the associated springs 8 are provided in each recess of the bearing ring. To fasten the bearing ring 6 to the nozzle body 10 of the rocket, the latter is provided with a thread 9.

Die Funktionsweise des erfindungsgemäßen Flugkörperhinterteiles sei an Hand einer Rakete, die vom Erdboden in den Luftraum geschossen wird, erläutert.The mode of operation of the missile rear part according to the invention is based on a missile, which from Ground is shot into the airspace, explained.

Unmittelbar nach der Zündung des Treibsatzes beginnt die Rakete ihre Vorwärtsbewegung im Abschußrohr 11, welches in F i g. 1 gestrichelt angedeutet ist. Die Flossen der Rakete befinden sich im zusammengeklappten Zustande, d. h. sie sind einem Zylinder, dessen Durchmesser gleich dem Innendurchmesser des Abschußrohres 11 ist, eingeschrieben. Die Füße 2 der Flossen halten die Sperrbolzen 5 mit ihrer Auflagefläche im zurückgezogenen Zustände, so daß die Federn 8 nahezu vollständig zusammengedrückt sind.Immediately after the ignition of the propellant charge, the rocket begins its forward movement in the launch tube 11, which is shown in FIG. 1 is indicated by dashed lines. The rocket's fins are in the folded position Conditions, d. H. they are a cylinder whose diameter is equal to the inner diameter of the launch tube 11 is inscribed. The feet 2 of the fins hold the locking pins 5 with their contact surface in the retracted state, so that the springs 8 are almost completely compressed.

Sobald die Rakete das Abschußrohr 11 verlassen hat, erfahren die Flossen 1 unter dem Einfluß des durch die Federn 4 hervorgerufenen Drehmomentes eine Verdrehung um die Drehbolzen 3. Im vorliegenden Falle wird das Öffnen der Stabilisierungsflossen durch die infolge der Raketenbeschleunigung hervorgerufenen Massenkräfte und den Luftwiderstand unterstützt; denn diese Kräfte erzeugen ein Drehmoment im Öffnungssinne der Flossen.As soon as the rocket has left the launch tube 11, the fins 1 experience under the influence of the by the springs 4 caused torque a rotation about the pivot pin 3. In the present The trap is the opening of the stabilizing fins caused by the rocket acceleration Mass forces and air resistance supported; because these forces generate a torque in the opening sense of the fins.

Die Flossen drehen sich also mit einem bestimmten Verdrehwinkel um die Drehbolzen 3, so daß sie aus ihrer zusammengeklappten Stellung in die geöffnete Radialstellung überführt werden, in welcher sie mit ihrem Fuß an den Anschlagflächen Ta, Tb der Aussparungen 7 des Lagerringes 6 anlaufen.The fins rotate around the pivot pin 3 with a certain angle of rotation, so that they are transferred from their folded position into the open radial position, in which their feet run against the stop surfaces Ta, Tb of the recesses 7 of the bearing ring 6.

Die Sperrung erfolgt dadurch, daß die Sperrbolzen 5 nach Durchlauf des Verdrehwinkels durch die Federn 8 in die in den Füßen 2 der Flossen vorgesehenen konischen Bohrungen 19 gedrückt werden. Dadurch werden die vier Flossen sicher im Lagerring 6 verriegelt.The locking takes place in that the locking pin 5 after passing the angle of rotation through the Springs 8 are pressed into the conical bores 19 provided in the feet 2 of the fins. This locks the four fins securely in the bearing ring 6.

Die Verdrehung der Stabilisierungsflossen braucht nicht, wie beim beschriebenen Ausführungsbeispiel, durch vier Federn ausgelöst zu werden. Sie kann auch beispielsweise durch eine, von einer einzigen Feder gespannte, zentrale Buchse, die mit an den Flossen angeordneten Exzenterstiften zusammenwirkt, erfolgen. Bei Raketen kann auch eine zentrale Buchse vorgesehen werden, die durch Massenkräfte infolge der Raketenbeschleunigung betätigt wird und die ebenfalls mit an den Flossen angeordneten Exzenterstiften zusammenwirkt. Weiterhin können die erforderlichen Drehmomente zum Verschwenken der Flossen durch auf die Flossen wirkenden Trägheitskräfte oder aerodynamische Kräfte ausgeübt werden. The rotation of the stabilizing fins does not need, as in the described embodiment, to be triggered by four springs. You can also, for example, by one, by a single Spring-tensioned, central bushing that interacts with eccentric pins on the fins, take place. In the case of rockets, a central socket can also be provided, which is supported by inertial forces is actuated as a result of the rocket acceleration and also with the eccentric pins arranged on the fins cooperates. Furthermore, the required torques for pivoting the Fins are exerted by inertial or aerodynamic forces acting on the fins.

Beim beschriebenen Ausführungsbeispiel sind vier Stabilisierungsflossen vorgesehen. Deren Anzahl kann beliebig variiert werden, sofern die Umhüllung durch einen Zylinder und die Symmetrie gewahrt bleiben.In the embodiment described, four stabilizing fins are provided. Their number can can be varied as required, provided that the envelope is maintained by a cylinder and the symmetry.

Claims

Patent claims:

1. Missile rear part with several, for example four, stabilizing fins on one Bearing ring are stored and around a bolt from a position in which they rest on the missile, are pivotable into the flight position, thereby characterized in that the fins (1) are trapezoidal and one on one narrow side have thickened foot (2) which is penetrated by the pivot pin (3), the pivot pin (3) are arranged obliquely to the fin plane and obliquely to the longitudinal axis of the projectile in such a way that that the fins from a position in which they rest on the missile and in the direction of its Extend longitudinal axis, pivot in a flight position in which they in radial, the missile axis intersecting planes and extend obliquely outwards.

2. missile rear part according to claim 1, characterized in that the bearing ring (6) with one of the number of fins (1) corresponding number of recesses (7) is provided which a flat support surface (7 a) and at right angles to the axis of the pivot pin (3) have a stop surface (7 a) running perpendicular to this.

3. missile rear part according to claim 1 and 2, characterized in that the foot (2) of the fins (1) at least one flat, when the fins are rotated on the perpendicular to the axis of the pivot pin (3) arranged support surface (7 a) of the bearing ring (6) has sliding counter-support surface (8 a) and a counter-surface (Sb) which is arranged perpendicular to this and, after the fins have been completely pivoted, resting against the stop surface of the bearing ring.

4. missile rear part according to claim 1 to 3, characterized in that the foot (2) of the Fins (1) and the bearing ring (6) aligned holes for receiving the pivot pin (3) and this from on bend

claimed on the fins (1) in the sense of a rotation into the open radial position acting coil springs (4) are surrounded.

5. missile rear part according to claim 1 to 4, characterized in that the foot (2) of the Fins have a bore (19) for receiving a conical, when the open end position is reached under the influence of an axially pressing spring (8) in this locking bolt (5).

6. missile rear part according to claim 1 to 5, characterized in that the bearing surface of the foot (2) of the fins relative to the bearing ring (6) is onentiert so that the rotation of the

Fins in the open position takes place against the direction of movement of the missile.

7. missile rear part according to claim 1 to 5, characterized in that the counter-support surface (8 a) of the foot (2) of the fins is oriented relative to the bearing ring (6) so that the rotation the fins are in the open position in the direction of movement of the missile.

Considered publications:
German Patent Nos. 1123 597, 1048 514; British Patent No. 23823/1895.

1 sheet of drawings