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Gelenkkonstruktion für einen faltbaren Raketenflügel
Gegenstand der Erfindung ist eine Gelenkkonstruktion für einen Raketenflügel, der aus zwei gegen die Rückstellkraft einer Federung aus der gestreckten in eine abgewinkelte Relativlage schwenkbaren Teilen besteht. Erfindungsgemäss ist sie dadurch gekennzeichnet, dass in den beiden aneinander ansto- ssenden Flügelteilen, ausgehend von ihrer Trennebene und symmetrisch dazu je eine Kammerausnehmung und je ein von deren Grund ausgehender, senkrecht zur Trennebene orientierter Führungskanal für je einen durch eine vorgespannte Feder von der Trennebene weggezogenen Halter ausgebildet sind, und dass in der Trennebene die Scheitel zweier Winkelglieder miteinander gelenkig verbunden sind,
die je einen am Halter des einen Flügelteiles angelenkten längeren und einen in der Kammerausnehmung des andern Flügelteiles angelenkten kürzeren Schenkel aufweisen.
Ein Ausführungsbeispiel einer erfindungsgemässen Gelenkkonstruktion für Rakettenflügel ist in den Zeichnungen dargestellt, wobei in Fig. 1 der gefaltete und in Fig. 2 der gestreckte Zustand dargestellt sind.
Mit 1 ist der beispielsweise am Rumpf einer Rakete ansteckbare Basisteil und mit 2 der Ausser teil eines Raketenflügels bezeichnet. Es kann sich beispielsweise um Flügel einer lenkbaren Panzerabwehrrakete handeln, die aus einem Tragbehälter heraus verschossen werden soll und zu diesem Zweck umklappbare Flügelteile aufweist, die nach dem Verlassen des Behälters unter Federkraft in die gestreckte Länge aufklappen.
Die Trennebene der beiden Flügelteile ist mit T bezeichnet. Symmetrisch dazu sind in beiden Flügelteilen kammerförmige Ausnehmungen 10,20 ausgebildet, von deren Grund aus, aufeinander ausgerichtet und quer zur Trennebene je ein Führungskanal 11,21 ausgeht. In diesen Führungskanälen ist je ein Halter 12,22 verschiebbar geführt, wobei je eine vorgespannte Zugfeder 13,23 bestrebt ist, den betreffenden Halter von der Trennebene wegzuziehen.
In der Trennebene sind gemäss Fig. 2 durch eine Gelenkverbindung 3 zwei Winkelhebel 14,24 in deren Scheitel schwenkbar verbunden. Das Ende des langen Schenkels des Winkelhebels 14 ist am Halter 12 angelenkt und das Ende des kurzen Schenkels dieses Winkelhebels ist in der Kammerausnehmung 20 des andern Flügelteiles 2 angelenkt. Ebenso ist der lange Schenkel des andern Winkelhe- bels 24 am Halter 22 und dessen kurzer Schenkel in der Kammerausnehmung 10 des Flügeltei4. les 1 schwenkbar befestigt. Vorzugsweise sind die beiden Flügelteile 1, 2 durch zwei distanziert voneinander angeordnete ; Gelenkteile dieser Art miteinander verbunden.
Sobald die äusseren Flügelteile 2 beim Austreten aus demBehälter nicht mehr in der abgeknickten Lage nach Fig. 1 gehalten werden, springen sie unter Wirkung der Federn 13 und 23 in die gestreckte Lage nach Fig. 2 auf. Zum Halten in dieser Lage kann eine nicht dargestellte Verriegelung dienen.
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Articulated construction for a foldable rocket wing
The subject of the invention is a joint construction for a rocket wing, which consists of two parts that can be pivoted against the restoring force of a suspension from the stretched part into an angled relative position. According to the invention, it is characterized in that in the two abutting wing parts, starting from their parting plane and symmetrically to it, one chamber recess each and one guide channel extending from its base, perpendicular to the parting plane, for one each drawn away from the parting plane by a pretensioned spring Holders are formed, and that the vertices of two angle members are articulated to one another in the parting plane,
each of which has a longer limb hinged to the holder of one wing part and a shorter limb hinged in the chamber recess of the other wing part.
An exemplary embodiment of a joint construction according to the invention for rocket wings is shown in the drawings, the folded state being shown in FIG. 1 and the extended state shown in FIG. 2.
1 with the base part attachable to the fuselage of a missile, for example, and with 2 the outer part of a missile wing. It can, for example, be the wings of a steerable anti-tank missile that is to be fired from a carrier and for this purpose has foldable wing parts which, after leaving the container, unfold into the extended length under spring force.
The parting plane of the two wing parts is denoted by T. Symmetrically to this, chamber-shaped recesses 10, 20 are formed in both wing parts, from the bottom of which they are aligned with one another and a guide channel 11, 21 extends transversely to the parting plane. A holder 12, 22 is guided displaceably in each of these guide channels, a pretensioned tension spring 13, 23 trying to pull the respective holder away from the parting plane.
In the parting plane, according to FIG. 2, two angle levers 14, 24 are pivotally connected in their apexes by an articulated connection 3. The end of the long leg of the angle lever 14 is hinged to the holder 12 and the end of the short leg of this angle lever is hinged in the chamber recess 20 of the other wing part 2. The long leg of the other angle lever 24 is also on the holder 22 and its short leg in the chamber recess 10 of the wing part 4. les 1 pivotally attached. The two wing parts 1, 2 are preferably arranged at a distance from one another by two; Joint parts of this type connected to one another.
As soon as the outer wing parts 2 are no longer held in the bent position according to FIG. 1 when exiting the container, they spring open into the extended position according to FIG. 2 under the action of the springs 13 and 23. A lock, not shown, can be used to hold in this position.