JPS61208499A - 尾翼付の飛行体 - Google Patents
尾翼付の飛行体Info
- Publication number
- JPS61208499A JPS61208499A JP61045515A JP4551586A JPS61208499A JP S61208499 A JPS61208499 A JP S61208499A JP 61045515 A JP61045515 A JP 61045515A JP 4551586 A JP4551586 A JP 4551586A JP S61208499 A JPS61208499 A JP S61208499A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- rudder plate
- safety pin
- tail
- tail structure
- aircraft
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
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Classifications
-
- 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
- F42B10/60—Steering arrangements
- F42B10/62—Steering by movement of flight surfaces
- F42B10/64—Steering by movement of flight surfaces of fins
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Toys (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Mold Materials And Core Materials (AREA)
- Polysaccharides And Polysaccharide Derivatives (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明は尾翼付の飛行体に関する。この場合（例えば誘
導制御（Ｅｎｄｐｈａｓｅｎｌｅｎｋｕｎｇ） のよ
うな）飛行制御が行える０砲あるいは別の砲から発射さ
れる制御舵板付の弾丸を考慮しており、ここで飛行体と
はロケット推進装置を備えた砲弾を対象とし尾翼とは空
力的な安定翼を対象としている。
導制御（Ｅｎｄｐｈａｓｅｎｌｅｎｋｕｎｇ） のよ
うな）飛行制御が行える０砲あるいは別の砲から発射さ
れる制御舵板付の弾丸を考慮しており、ここで飛行体と
はロケット推進装置を備えた砲弾を対象とし尾翼とは空
力的な安定翼を対象としている。
特許請求の範囲第１項の上位概念部分に記載した尾翼付
の飛行体は、例えばドイツ連邦共和国特許出願公開第２
６２３５８２号公報で知られている。その飛行体の場合
、砲身開口の範囲にそれを狭める肩部が設けられており
、舵板が折り畳まれている場合に砲弾長手軸心に関して
半径方向に舵板から突き出している突起が、弾丸が発射
する際にその砲身開口の肩部に係止する。即ち砲弾が砲
身開口から出る際に、その肩部は舵板の突起に接触し、
はじめは発射方向に弾丸）１体に横付けしている舵板が
、砲身開口の手前で外側に揺動されて広げられている。
の飛行体は、例えばドイツ連邦共和国特許出願公開第２
６２３５８２号公報で知られている。その飛行体の場合
、砲身開口の範囲にそれを狭める肩部が設けられており
、舵板が折り畳まれている場合に砲弾長手軸心に関して
半径方向に舵板から突き出している突起が、弾丸が発射
する際にその砲身開口の肩部に係止する。即ち砲弾が砲
身開口から出る際に、その肩部は舵板の突起に接触し、
はじめは発射方向に弾丸）１体に横付けしている舵板が
、砲身開口の手前で外側に揺動されて広げられている。
しかしこの方式は特に、弾丸発射のために砲身開口を内
側に突き出した肩部を設けて特別な形にする必要があり
、これは普通の標準的な砲身の弾丸に対しては使用でき
ない。更に舵板の突起が弾丸の休止位置から砲身開口ま
で大きな初期加速で移動する場合、肩部によって舵板突
起に強い衝撃的な力が作用し、これは舵板支持装置およ
び弾丸並びに砲身開口に損傷を与える危険を高くする。
側に突き出した肩部を設けて特別な形にする必要があり
、これは普通の標準的な砲身の弾丸に対しては使用でき
ない。更に舵板の突起が弾丸の休止位置から砲身開口ま
で大きな初期加速で移動する場合、肩部によって舵板突
起に強い衝撃的な力が作用し、これは舵板支持装置およ
び弾丸並びに砲身開口に損傷を与える危険を高くする。
更にこの公知の方式は、舵板が発射方向に前方に向けて
弾丸構造物に平行にこれに横付けて折り畳まねばならな
い機能について制限し、これは尾翼および尾部構造物の
形状に関して、特にかなり後方にある舵板回転軸のため
に構造的な制限を与える。更にまた折り・訝まれだ舵板
が、砲身の中でも砲身外側における操作においても、機
能および操作を確実にする意味において望まれる所定の
位置に固定できないという欠点を有している。
弾丸構造物に平行にこれに横付けて折り畳まねばならな
い機能について制限し、これは尾翼および尾部構造物の
形状に関して、特にかなり後方にある舵板回転軸のため
に構造的な制限を与える。更にまた折り・訝まれだ舵板
が、砲身の中でも砲身外側における操作においても、機
能および操作を確実にする意味において望まれる所定の
位置に固定できないという欠点を有している。
本発明の目的は、冒頭に述べた形式の飛行体を、発射す
るまで自由に移動できる構造において、折り畳まれて保
持された舵板が確実に固定された位置にあり、飛行体発
射の際に確実に機能させるように形成することにある。
るまで自由に移動できる構造において、折り畳まれて保
持された舵板が確実に固定された位置にあり、飛行体発
射の際に確実に機能させるように形成することにある。
本発明によればこの目的は、特許請求の範囲第１項の特
徴部分に記載した手段によって達成される。
徴部分に記載した手段によって達成される。
本発明によれば、尾翼が折り畳まれた位置のために、舵
板と飛行体の尾部構造物との間にかみ合い係止部が設け
られ、この係止部は飛行体が発射する際の質■慣性によ
り釈放され、それにより広げられた作用位置への運動が
発生される。その場合、発射方向に関して、安全ピンは
舵板の回転軸心の前後のどちらにも配置でき、かみ合い
保持位置への弾性的な押圧のために、例えばばねが、舵
板自体および飛行体の尾部構造物に接触支持される。
板と飛行体の尾部構造物との間にかみ合い係止部が設け
られ、この係止部は飛行体が発射する際の質■慣性によ
り釈放され、それにより広げられた作用位置への運動が
発生される。その場合、発射方向に関して、安全ピンは
舵板の回転軸心の前後のどちらにも配置でき、かみ合い
保持位置への弾性的な押圧のために、例えばばねが、舵
板自体および飛行体の尾部構造物に接触支持される。
特に、後ろにおかれた回転軸心を中心として発射方向に
尾部構造物に横付けられる舵板において、その場合に発
射方向にある舵板端面とその手前に尾部構造物に設けら
れるか、形成された半径方向に突出した鼻部との間に安
全ピンを設けると特に有利である。その際一方では、舵
板の端面と回転軸心との間の長い距離により、折り畳ま
れた位置における舵板の係止に対して良好な運動学的関
係が生じ、他方では鼻部が同時に、折り畳まれた舵板が
入り込む尾部構造物の外周面にある長手溝に対する前面
カバーとして形成され、これにより、その流体力学的に
敏感な前縁が、舵板の収容中および砲身から発射される
までの操作中において良好に防護される。
尾部構造物に横付けられる舵板において、その場合に発
射方向にある舵板端面とその手前に尾部構造物に設けら
れるか、形成された半径方向に突出した鼻部との間に安
全ピンを設けると特に有利である。その際一方では、舵
板の端面と回転軸心との間の長い距離により、折り畳ま
れた位置における舵板の係止に対して良好な運動学的関
係が生じ、他方では鼻部が同時に、折り畳まれた舵板が
入り込む尾部構造物の外周面にある長手溝に対する前面
カバーとして形成され、これにより、その流体力学的に
敏感な前縁が、舵板の収容中および砲身から発射される
までの操作中において良好に防護される。
本発明の変更例、発展形態、別の特徴および利点は、特
許請求の範囲の実ＩＩＡ態様項の記載および以下に述べ
る図面を参照した実施例の説明から明らかになるであろ
う。
許請求の範囲の実ＩＩＡ態様項の記載および以下に述べ
る図面を参照した実施例の説明から明らかになるであろ
う。
尾翼に対する図示した実施例の場合、舵板支持装置２′
に固定された舵板２は、その作用位置即ち砲身からの発
射後の位置において、砲弾３の空力的な制御に使用する
ために、砲弾３の長手軸心１の方向に向けられている。
に固定された舵板２は、その作用位置即ち砲身からの発
射後の位置において、砲弾３の空力的な制御に使用する
ために、砲弾３の長手軸心１の方向に向けられている。
かかる舵板装置に対して本件出願人の出願にかかわるド
イツ連邦共和国特許出願第３４４１５３４．３号公報（
１９８４年１１月１４日出願）に詳細に記載されている
ように、砲弾３の長手軸心１に対して直角に回転軸心６
を中心として回転可能に保持装置５が軸受７で支持して
設けられており、その軸受７の外輪８は砲弾３の丈夫な
尾部構造物９に保持されている。
イツ連邦共和国特許出願第３４４１５３４．３号公報（
１９８４年１１月１４日出願）に詳細に記載されている
ように、砲弾３の長手軸心１に対して直角に回転軸心６
を中心として回転可能に保持装置５が軸受７で支持して
設けられており、その軸受７の外輪８は砲弾３の丈夫な
尾部構造物９に保持されている。
舵板２の砲弾長手軸心１に対して直角方向の寸法は、砲
弾３を発射する推進ガス圧を発生するための少なくとも
砲弾３の尾部構造物９の一部が挿入されねばならない砲
身（図示せず）の直径に比べて大きく寸法づけられてい
る。従って各舵板２は、砲身長手軸心１並びに回転軸心
６に対して直角に延びる軸心４１を中心として回転可能
に、即ち図示した実施例において弾丸発射方向４２に向
けて回転可能に尾部構造物９にヒンジ接続されている。
弾３を発射する推進ガス圧を発生するための少なくとも
砲弾３の尾部構造物９の一部が挿入されねばならない砲
身（図示せず）の直径に比べて大きく寸法づけられてい
る。従って各舵板２は、砲身長手軸心１並びに回転軸心
６に対して直角に延びる軸心４１を中心として回転可能
に、即ち図示した実施例において弾丸発射方向４２に向
けて回転可能に尾部構造物９にヒンジ接続されている。
この図示した折り畳み位置において、各舵板２は、尾部
構造物９の外周面に砲身長手軸心１に平行に形成され、
前方に位置しその外周面より半径方向に突出した一部４
４の近くまで延びている溝４３の中に入り込んでいる。
構造物９の外周面に砲身長手軸心１に平行に形成され、
前方に位置しその外周面より半径方向に突出した一部４
４の近くまで延びている溝４３の中に入り込んでいる。
舵板２が７１ｉ４３に入り込むことより、舵板２が幅広
いにも拘わらず、直径は非常に小さくなり、その溝４３
は一方では薄い舵板２を横方向に支持して案内し、他方
では尾部構造物９の回りの推進ガス圧の発生によって舵
板２が影響されないようにしている。尾部構造物９から
半径方向に突出した鼻部４４は、砲身長手軸心１に平行
に溝４３の方向に開いているかみ合い係止部４５、例え
ば盲孔あるいは単純な縁を有し、舵板２が溝４３に入り
込んでいる場合、舵板２をその位置に保持するために、
係止部４５の中あるいはその後ろに安全ピン４６が係止
している。この安全ピン４６は、砲身長手軸心１並びに
舵板２の長手方向に対して平行に延び、舵板２の端面４
８に鼻部４３に向けて開口している孔４７に入り込んで
いる。この実施例の場合、孔４７の中の安全ピン４６の
後ろにばね４９が配置されている。このばね４９は安全
ピン４６を発射方向に弾性的に鼻部４４（即ち係止部４
５〉に向けて押しつけている。安全ピン４６をこの位置
に保持するために、例えば環状の止め輪を用いることも
できる。
いにも拘わらず、直径は非常に小さくなり、その溝４３
は一方では薄い舵板２を横方向に支持して案内し、他方
では尾部構造物９の回りの推進ガス圧の発生によって舵
板２が影響されないようにしている。尾部構造物９から
半径方向に突出した鼻部４４は、砲身長手軸心１に平行
に溝４３の方向に開いているかみ合い係止部４５、例え
ば盲孔あるいは単純な縁を有し、舵板２が溝４３に入り
込んでいる場合、舵板２をその位置に保持するために、
係止部４５の中あるいはその後ろに安全ピン４６が係止
している。この安全ピン４６は、砲身長手軸心１並びに
舵板２の長手方向に対して平行に延び、舵板２の端面４
８に鼻部４３に向けて開口している孔４７に入り込んで
いる。この実施例の場合、孔４７の中の安全ピン４６の
後ろにばね４９が配置されている。このばね４９は安全
ピン４６を発射方向に弾性的に鼻部４４（即ち係止部４
５〉に向けて押しつけている。安全ピン４６をこの位置
に保持するために、例えば環状の止め輪を用いることも
できる。
砲身内における弾丸の加速により、安全ピン４６は発射
方向４２と逆向きに（即ちばね４９の圧力と逆向きにあ
るいは止め輪を破って）変位し、係止部４５から釈放さ
れる。回転軸心４１の位置は舵板２の重心の幾何学的な
位置に関して、発射方向への弾丸の加速が回転軸心４１
を中心として舵板２にモーメントを生じて、もはや安全
ピン４６で保持されない舵板２が横向きに揺動させられ
るように決められている。補助的にあるいはその代わり
に舵板支持装置２−に次のようなばね（図示せず）を組
み込むこともできる。即ち、揺動方向のモーメントを舵
板２に伝達し、それにより舵板２が溝４３に入り込んで
いる場合に安全ピン４６を係止部４５に半径方向に接触
させ、尾部構造物９が砲身から出た場合に、このの係止
が外れた後で回転軸心４１を中心として揺動させるよう
なばねを組み込むこともできる。
方向４２と逆向きに（即ちばね４９の圧力と逆向きにあ
るいは止め輪を破って）変位し、係止部４５から釈放さ
れる。回転軸心４１の位置は舵板２の重心の幾何学的な
位置に関して、発射方向への弾丸の加速が回転軸心４１
を中心として舵板２にモーメントを生じて、もはや安全
ピン４６で保持されない舵板２が横向きに揺動させられ
るように決められている。補助的にあるいはその代わり
に舵板支持装置２−に次のようなばね（図示せず）を組
み込むこともできる。即ち、揺動方向のモーメントを舵
板２に伝達し、それにより舵板２が溝４３に入り込んで
いる場合に安全ピン４６を係止部４５に半径方向に接触
させ、尾部構造物９が砲身から出た場合に、このの係止
が外れた後で回転軸心４１を中心として揺動させるよう
なばねを組み込むこともできる。
舵板２がその作用位置に揺動した場合（一点鎖線で図示
した位置）、まず弾丸の加速によって一層孔４７の中に
入り込んだ安全ピン４６は、場合によってはばね４９の
圧力に支援された遠心力を受ける。このためにいまや不
要の安全ピン４６は、その吹き飛び防止のために何等構
造的な係止部（図示せず）が施されていない場合には、
舵板２の端面４８から吹き飛ばされる。
した位置）、まず弾丸の加速によって一層孔４７の中に
入り込んだ安全ピン４６は、場合によってはばね４９の
圧力に支援された遠心力を受ける。このためにいまや不
要の安全ピン４６は、その吹き飛び防止のために何等構
造的な係止部（図示せず）が施されていない場合には、
舵板２の端面４８から吹き飛ばされる。
図示した実施例と異なって、回転軸心４１を弾丸長手軸
心１に関して別の方向に向けることも、溝４３に入れら
れる舵板２の幾何学的な形状を変えることも、例えば尾
部構造物９を中心としたスパイラル状テープの形にする
こともできる。
心１に関して別の方向に向けることも、溝４３に入れら
れる舵板２の幾何学的な形状を変えることも、例えば尾
部構造物９を中心としたスパイラル状テープの形にする
こともできる。
図面は本発明に基づく尾翼付の飛行体の一部断面図であ
る。 １・・・砲弾長手軸心、２・・・舵板、２−・・・舵板
支持装置、３・・・弾丸、９・・・尾部構造物、４１・
・・回転軸心、４２・・・発射方向、４４・・・西部、
４５・・・係止部、４７・・・孔、４８・・・舵板端面
。
る。 １・・・砲弾長手軸心、２・・・舵板、２−・・・舵板
支持装置、３・・・弾丸、９・・・尾部構造物、４１・
・・回転軸心、４２・・・発射方向、４４・・・西部、
４５・・・係止部、４７・・・孔、４８・・・舵板端面
。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、尾翼付の飛行体特に砲身から発射される前にその舵
板が尾部構造物に横付けて置かれ、砲身から出た後これ
がほぼ半径方向に向けられるような舵板付の砲弾におい
て、尾部構造物と各舵板との間に安全ピン（４６）が設
けられていることを特徴とする尾翼付の飛行体。 ２、安全ピン（４６）が発射方向に向けられ、舵板（２
）の回転軸（４１）の前でそれに係合していることを特
徴とする特許請求の範囲第１項記載の飛行体。 ３、安全ピン（４６）が、舵板（２）が折り畳まれた状
態において発射方向に向いた舵板（２）の端面（４８）
にある孔（４７）にはまり込んでいることを特徴とする
特許請求の範囲第１項または第２項記載の飛行体。 ４、安全ピン（４６）が孔（４７）の中に力接続あるい
はかみ合い接続による保持装置に向けて移動可能に配設
されていることを特徴とする特許請求の範囲第３項記載
の飛行体。 ５、安全ピン（４６）が、尾部構造物（９）から半径方
向に突き出した鼻部（４４）に接していることを特徴と
する特許請求の範囲第１項ないし第４項のいずれかに記
載の飛行体。 ６、鼻部（４４）の後ろに尾部構造物（９）の外周面に
、舵板（２）を折り畳んで収容する溝（４３）があるこ
とを特徴とする特許請求の範囲第５項記載の飛行体。 ７、溝（４３）が発射方向（４２）に平行に安全ピン（
４６）の係止部（４５）を持って形成されていることを
特徴とする特許請求の範囲第５項または第６項記載の飛
行体。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE3507677.1 | 1985-03-05 | ||
| DE19853507677 DE3507677A1 (de) | 1985-03-05 | 1985-03-05 | Flugkoerper mit ueberkalibrigem leitwerk |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS61208499A true JPS61208499A (ja) | 1986-09-16 |
Family
ID=6264197
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP61045515A Pending JPS61208499A (ja) | 1985-03-05 | 1986-03-04 | 尾翼付の飛行体 |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4728058A (ja) |
| JP (1) | JPS61208499A (ja) |
| DE (1) | DE3507677A1 (ja) |
| FR (1) | FR2578640B1 (ja) |
| GB (1) | GB2194838B (ja) |
| SE (1) | SE8600812L (ja) |
Families Citing this family (20)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3721512C1 (de) * | 1987-06-30 | 1989-03-30 | Diehl Gmbh & Co | Flugkoerper mit ueberkalibrigem Leitwerk |
| DE4119613C2 (de) * | 1991-06-14 | 1997-03-27 | Diehl Gmbh & Co | Flugkörper mit ausklappbaren Leiteinrichtungen |
| DE4335785A1 (de) * | 1993-10-20 | 1995-04-27 | Diehl Gmbh & Co | Ruderstelleinrichtung |
| DE19827277B4 (de) * | 1998-06-19 | 2006-08-10 | Diehl Stiftung & Co.Kg | Lageranordnung für die aufschwenkbaren Ruderblätter eines lenkbaren Flugkörpers |
| DE19827278A1 (de) * | 1998-06-19 | 1999-12-23 | Diehl Stiftung & Co | Lenkbarer Flugkörper |
| US6352217B1 (en) | 2000-04-25 | 2002-03-05 | Hr Textron, Inc. | Missile fin locking and unlocking mechanism including a mechanical force amplifier |
| DE10118216A1 (de) | 2001-04-12 | 2002-10-17 | Diehl Munitionssysteme Gmbh | Ruderblatt-Lagereinrichtung für ein Geschoß |
| DE10162136B4 (de) * | 2001-12-18 | 2004-10-14 | Diehl Munitionssysteme Gmbh & Co. Kg | Aus einem Rohr zu verschießender Flugkörper mit überkalibrigem Leitwerk |
| DE10205043C5 (de) | 2002-02-07 | 2010-06-17 | Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg | Aus einem Rohr zu verschließender Flugkörper mit überkalibrigem Leitwerk |
| FR2860577B1 (fr) * | 2003-10-06 | 2006-01-27 | Giat Ind Sa | Dispositif de deploiement d'une ailette d'un projectile |
| FR2864612B1 (fr) * | 2003-12-24 | 2007-11-23 | Giat Ind Sa | Dispositif de deploiement des ailettes d'un projectile |
| FR2895071B1 (fr) * | 2005-12-19 | 2008-01-18 | Giat Ind Sa | Dispositif de verrouillage anti-rebond d'une ailette deployable d'un projectile. |
| DE102008007432A1 (de) * | 2008-02-01 | 2009-08-06 | Deutsch Französisches Forschungsinstitut Saint Louis | Drallstabilisiertes Geschoss mit Leitflügeln |
| IL189785A (en) * | 2008-02-26 | 2013-07-31 | Elbit Systems Ltd | Foldable and layout board |
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| IL214191A (en) * | 2011-07-19 | 2017-06-29 | Elkayam Ami | Ammunition guidance system and method for assembly |
| RU2482433C1 (ru) * | 2011-12-07 | 2013-05-20 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты |
| RU2482434C1 (ru) * | 2011-12-14 | 2013-05-20 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты |
| RU2652035C1 (ru) * | 2016-12-19 | 2018-04-24 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Механизм раскрытия консолей крыла летательного аппарата |
| RU185462U1 (ru) * | 2018-02-15 | 2018-12-07 | Общество с ограниченной ответственностью НАУЧНО-ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ "ЦЕЛЬ" | Узел раскрытия аэродинамических поверхностей летательных аппаратов |
Family Cites Families (21)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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| GB807561A (en) * | 1956-03-12 | 1959-01-14 | Ml Aviation Co Ltd | Improvements relating to rocket propelled projectiles |
| FR1405380A (fr) * | 1964-05-28 | 1965-07-09 | Soc Tech De Rech Ind | Perfectionnements aux empennages déployants pour projectiles |
| US3273500A (en) * | 1965-01-25 | 1966-09-20 | Kongelbeck Sverre | Self-erecting folding fin |
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