DE1453871B3

DE1453871B3 - Missile guidance device

Info

Publication number: DE1453871B3
Application number: DE19641453871
Authority: DE
Inventors: Richard Sutton Craigavad Ransom
Original assignee: Short Brothers PLC
Current assignee: Short Brothers PLC
Priority date: 1964-06-18
Filing date: 1964-06-18
Publication date: 2004-04-08
Anticipated expiration: 1984-06-19

Abstract

Lenkvorrichtung fuer einen Flugkoerper,der aus einem die Nutzlast und das Triebwerk aufnehmenden Ha-upteil und aus einem um die Achse des Flugkoerpersdrehbaren Steuerteil besteht,wobei der Steuerteil die Lenkelement trägt,die wahlweise in Abhängigke-it von Lenksignalen einer Leitstelle und bzw,oder von Roll-Lage-Signalen eines Stabilisierungkreiselauf den Steuerteil ein Rollmoment sowie Hoehen-undSeiten-Steuerimpulse ausüben,wobei die Lenkelement aus einem in bekannter Weise beiderseits der Flugkoerperachse angeordneten Ruderpaar bestehen und die richtige Roll-Lage durch aerodynamischbetätigt Verstellmittel erreicht wird,die auf den frei drehbaren Steuerteil wirken,nach Patent (1428715),dadurch gekennzeichnet,dass die Lenkelement und die Verstellmittel zur Erreichung der richtigen Roll-Lage derselben dadurch vereinigt sind, dass ein Rude(45) des Ruderpaares eine feste Anstellung bezüglich der Flugkoerperachse hat und das zweite Ruder (16) zwischen zwei Anstellungen hin- und her schaltbar ist, wobei die Anstellungsebene des festen Ruders (45) winkwelmässig zwischen den beiden äussersten Anstellungsebenen des anderen,verschwenkbarenSteering device for a missile, which consists of a main part receiving the payload and the engine and a control part rotatable about the axis of the missile, the control part carrying the steering element, which is optionally dependent on steering signals from a control center and / or, or from Roll position signals of a stabilizing gyro exert a rolling moment and height and side control impulses on the control part, the steering element consisting of a rudder pair arranged in a known manner on both sides of the missile axis and the correct roll position being achieved by aerodynamically actuated adjusting means which can be freely rotated on the Control part act, according to patent (1428715), characterized in that the steering element and the adjusting means for achieving the correct roll position are combined in that a rudder (45) of the rudder pair has a fixed position with respect to the missile axis and the second rudder ( 16) back and forth between two positions is switchable, the setting plane of the fixed rudder (45) being pivotable in terms of angle between the two outermost setting planes of the other

Description

Zusatz zu Patent 14 28 715 )Addition to patent 14 28 715 )

Die Erfindung bezieht sich auf eine Lenkvorrichtung für einen Flugkörper, der aus einem die Nutzlast und das Triebwerk aufnehmenden Hauptteil und aus einem um die Achse des Flugkörpers drehbaren Steuerteil besteht, wobei der Steuerteil die Lenkelemente trägt, die wahlweise in Abhängigkeit von Lenksignalen einer Leitstelle und bzw. oder von Roll-Lage-Signalen eines Stabilisierungskreisels auf den Steuerteil ein Rollmoment sowie Höhen- und Seiten-Steuerimpulse ausüben, wobei die Lenkelemente aus einem in bekannter Weise beiderseits der Flugkörperachse angeordneten Ruderpaar bestehen und die die richtige Roll-Laged durch aerodynamischbetätigte Verstellmittel erreicht wird, die auf den frei drehbaren Steuerteil wirken, nach Patent ( 14 28 715 ).The invention relates to a steering device for a missile, which consists of a main part receiving the payload and the engine, and a control part rotatable about the axis of the missile, the control part carrying the steering elements, which are selectively dependent on steering signals of a control center and / or . or roll position signals from a stabilizing gyro exert a rolling moment and altitude and side control impulses on the control part, the steering elements consisting of a pair of oars arranged in a known manner on both sides of the missile axis and the correct roll position being achieved by aerodynamically actuated adjusting means , which act on the freely rotatable control part, according to patent ( 14 28 715 ).

Bei der Lenkvorrichtung nach dem Hauptpatent sind als Lenkelemente zwei nach Art eines Kreuzflüglers beiderseits der Flugkörperachse angeordnete Ruderpaare vorgesehen, von denen das erste zur wechselweisen Erzeugung eines den Steuerteil in der einen bzw. anderen Drehrichtung mit jeweils gleicher Wirkung beaufschlagenden Moments von einer ersten Betätigungseinrichtung jeweils gegensinnig und von denen das zweite zur wechselweisen Erzeugung einer radial an der Flugkörperachse angreifenden Lenkkraft bzw. einer gegenüber der Flugkörperachse ausgeglichenen Stabilisierungskraft von einer zweiten Betätigungseinrichtung jeweils gleichsinnig und unabhängig von der ersten Betätigungseinrichtung aus einer ersten Endstellung in eine zweite Endstellung und umgekehrt verschwenkbar ist. Zur Erzeugung von bestimmten, in Abhängigkeit der jeweligen Roll-Lage des Steuerteils vrrksamen Höhen- und bzw. oder Seiten-Steuer-Komponenten sind demnach immer zwei mechanische Stellvorgänge erforderlich, deren Ablauf durch ein Steuergerät laufend aufeinander abgestimmt werden muß. So hat es sich gezeigt, daß die Anwendung einer Lenkvorrichtung mit getrennter Momenten- und Lenkkraft-Erzeugung für den Einsatz von größeren Flugkörpern über weitere Entfernungen von Vorteil sein kann, insbesondere wenn beispielsweise ein ortsfestes Ziel im gerichteten Abschuss erreicht werden soll und relativ wenige Änderungen der vorbestimmten Flugbahn erforderlich sind. Der Forderung nach möglichst kleinen, aerodynamisch schlanken und leicht lenkbaren Flugkörpern mit einer vergrößerten Nutzlastkapazität zur Verfolgung von Zielen mit relativ hoher Eigengeschwindigkeit sind jedoch durch den für die Betätigungseinrichtungen der Lenkelemente erforderlichen Aufwand an Masse und Bauvolumen einerseits und andererseits auch durch die relativ hohen Herstellungskosten für die Vielzahl der erforderlichen Teile derartiger, für nur jeweils einen Einsatz vorgesehenen Verlustgeräte, aus Wirtschaftlichkeitserwägungen heraus Grenzen gesetzt.In the steering device after The main patent as steering elements are two in the manner of a cross-wing aircraft on both sides the missile axis arranged rudder pairs provided, the first of which alternately Generation of the control part in one or the other direction of rotation moments of one with the same effect first actuator each in opposite directions and of which the second for alternate generation one engaging radially on the missile axis Steering force or one opposite the missile axis balanced stabilizing force from a second actuator each in the same direction and independently from the first actuator from a first end position to a second end position and vice versa is pivotable. To generate certain, depending the respective roll position of the control part of the correct height and or or side control components are therefore always two mechanical actuating processes required, the process of which is continuously coordinated by a control unit must become. So it has been shown that the Use of a steering device with separate torque and steering force generation for the Use of larger missiles over others Distances can be beneficial, especially if, for example a fixed target is to be achieved in targeted shooting and relatively few changes the predetermined trajectory are required. The demand preferably small, aerodynamically slim and easily steerable missiles increased payload capacity for tracking targets with a relatively high airspeed are for the actuators the steering elements required effort in terms of mass and volume on the one hand and on the other hand due to the relatively high production costs for the Many of the required parts of such, for only one use at a time intended loss devices, from economic considerations set limits.

Aufgabe der Erfindung ist es, die Lenkvorrichtung nach dem Hauptpatent so weiterzubilden und zu verbessern, daß einerseits sowohl die Erzeugung eines Drehmoments mit wechselnden Drehsinn, zumindest eines Roll-Lage-Ausgleichs des Steuerteils, als auch die Erzeugung von Höhen- und Seiten-Steuerimpulsen mit einer möglichst geringen Anzahl von in kompakter Bauweise relativ zueinander verstellbaren Teilen unter Anwendung des Pulsens mindestens eines Ruders beim Durchgang durch die richtige Rollage gewährleistet ist und andererseits eine Anpassung des Ansprechverhaltens des Steuerteils an den jeweiligen Verwendungszweck des Flugkörpers, insbesondere auch eine Verwendung für Höchstgeschwindigkeitsflugkörper ermöglicht wird.The object of the invention is that To further develop and improve the steering device according to the main patent, that on the one hand both the generation of a torque with changing direction of rotation, at least one roll position compensation of the control part, as well as the Generation of altitude and side control pulses with one if possible small number of adjustable in a compact design relative to each other Share using the pulse of at least one oar on the Passage through the correct rollage is guaranteed and on the other hand an adaptation of the response behavior of the control part to the respective Intended use of the missile, in particular, a use for high-speed missiles is made possible.

Die Erfindung löst diese Aufgabe dadurch, daß die Lenkelemente und die Verstellmittel zur Erreichung der richtigen Rollage derselben dadurch vereinigt sind, daß ein Ruder des Ruderpaares eine feste Anstellung bezüglich der Flugkörperachse hat und das zweite Ruder zwischen zwei Anstellungen hin- und herschaltbar ist, wobei die Anstellungsebene des festen Ruders winkelmäßig zwischen den beiden äußersten Anstellungsebenen des anderen, verschwenkbaren Ruders liegt.The invention solves this problem in that the steering elements and the adjustment means to achieve the correct roll position of the same are united in that a Rudder of the rudder pair a permanent position with respect to the missile axis and the second rudder can be switched between two positions is, the plane of attack of the fixed rudder angularly between the two outermost Laying levels of the other, swiveling rudder lies.

Zwar ist bei Flugkörpern der ersten Generation ( US-PS 3.010.677 ) bereits versucht worden, Höhen- bzw. Seitensteuerimpulse sowie Rollage-Korrekturen unter Benutzung von lediglich. zwei Ruderflächen sowie unter Ausnutzung des Dralls der gesamten rotierenden Masse eines einteiligen Flugkörpers durch seitliches Ein- bzw. Ausschwenken eines Ruderpaars zu erzielen, wenn dessen Verbindungsebene mit dem Ziel einen Winkel kleiner bzw. größer als etwa 45° einschließt. Jedoch hat man bald erkannt, daß durch ein derartig pulsierendes Ruderpaar außer den beabsichtigten Steuerimpulsen auch eine Reihe von unerwünschten Begleiterscheinungen, insbesondere eine durch das Ein- und Ausfahren der Ruder aus dem Flugkörperrumpf bedingte und mit zunehmender Eigengeschwindigkeits des Flugkörpers dessen Steuerungsfähigkeit negativ beeinträchtigende Wiederstandsänderung, in Kauf genommen werden müssen. Die Anwendung dieser bekannten Lenkvorrichtung, die Ruderausschläge nur jeweils unter einem konstanten Winkel gegenüber der Flugkörperachse zuläßt und ihrer Auslegung nach für Flugkörper mit einem Zielsuchkopf nur für relativ geringfügige Kurskorrekturen gedacht ist, kann demnach bestensfalls für relativ langsame, insbesondere aber kleine sowie einteilige Flugkörper mit genügendem Schubüberschuß in Betracht gezogen werden.For first generation missiles ( U.S. Patent 3,010,677 ) attempts have already been made to use altitude or side control impulses as well as rollage corrections. to achieve two rudder surfaces as well as by using the swirl of the entire rotating mass of a one-piece missile by swiveling in or out a rudder pair if its connecting plane includes an angle smaller or greater than approximately 45 ° with the aim. However, it was soon recognized that such a pulsating rudder pair, in addition to the intended control impulses, also resulted in a number of undesirable side effects, in particular a change in resistance caused by the rudder moving in and out of the fuselage fuselage, and with increasing self-speed of the missile negatively affecting its control ability Purchase must be made. The use of this known steering device, which allows rudder deflections only at a constant angle with respect to the missile axis and is designed for missiles with a seeker head only for relatively minor course corrections, can therefore at best for relatively slow, but especially small and one-piece missiles with sufficient Excess thrust should be considered.

Demgegenüber wird durch die erfindungsgemäße Maßnahmen bei praktisch konstantem Stirnwiderstand des Flugkörpers und uneingeschränktem Anwendungsbereich eine gleichzeitige Rollmoment- sowie Höhen- bzw. Seiten-Steuerimpuls-Erzeugung mit lediglich einer von der Schuberzeugung des Flugkörpers unabhängigen Betätigungseinrichtung erreicht.In contrast, the measures according to the invention, with practically constant frontal resistance of the missile and unrestricted area of application, produce simultaneous roll moment and altitude or side control pulse with only one of the thrust generation of the flight body independent actuator reached.

Gegenüber der Lösung nach dem Hauptpatent ( 14 28 715 ) ergibt sich bei der erfindungsgemäßen Lenkvorrichtung aus dem Umstand, daß zumindest ein Ruder bei Durchgang durch die richtige Rollage pulsiert, ein spürbar verfeinertes Ansprechverhalten, Darüber hinaus wirkt sich der Wegfall der bisher für die zweite Betätigungsvorrichtung und das zweite verstellbare Ruderpaar erforderliche Aufwand nicht nur in einer Verringerung des Trägheitsmoments des Steuerteils, sondern gleichzeitig auch in einer wesentlichen Vereinfachung des Aufbaues, der Herstellung, der Montage und der Wartung der Lenkvorrichtung aus. Gleichzeitig ergeben sich aus den Verbesserungen des Ansprechverhaltens des Steuerteils auch dementsprechend erweiterte Anwendungsmöglichkeiten. Hierbei ist nicht zuletzt die durch die Erfindung mögliche Ausnutzung eines spürbar vergrößerten Nutzlastanteils mit bisher nicht erreichter Wirtschaftlichkeit wesentlich.Compared to the solution under the main patent ( 14 28 715 ) arises in the steering device according to the invention from the fact that at least one rudder pulsates when passing through the correct roll position, a noticeably refined response, in addition, the elimination of the effort previously required for the second actuating device and the second adjustable rudder pair not only affects a reduction in the moment of inertia of the control part, but at the same time also in a substantial simplification of the construction, manufacture, assembly and maintenance of the steering device. At the same time, the improvements in the response behavior of the control part also result in correspondingly expanded application possibilities. Last but not least, the exploitation of a noticeably increased payload component with the previously unattainable economy is essential.

Nach einer zweckmäßigen Weiterbildung der Erfindung ist vorgesehen, daß die Winkelhalbierende der Anstellungen des schwenkbaren Ruders in der Ebene des festen Ruders liegt.After an expedient development of the invention it is envisaged that the Bisector of the positions of the swiveling rudder in the plane of the firm oar.

Durch eine derartige Anordnung wird einerseits ein ausgeglichenes, auch für den Lenkschützen bei der Erzeugung von Nachfolgesignalen durch Handbetätigung eines Kommandogebers leicht erfassbares Ansprech- bzw. Lenkverhalten des Flugkörpers erzielt. Andererseits läßt sich die bordseitige Aufbereitung und Verarbeitung der Lenk- bzw. Roll-Lage-Signale mit relativ einfachen, kosten- und raumsparende Mitteln durchführen, so daß eine hohe Wirtschaftlichkeit sowie eine große Zuverlässigkeit gegeben sind.With such an arrangement on the one hand a balanced, also for the steering shooters the generation of follow-up signals by manual operation of a Command transmitter easily detectable response or steering behavior of the missile achieved. On the other hand, the onboard preparation and processing of the steering or roll position signals with relative carry out simple, cost-saving and space-saving means, so that a high cost-effectiveness and great reliability are given.

Bei Flugkörpern hoher Geschwindigkeiten soll der Stirnwiderstand durch unterschiedliches Anstellen von Rudern oder dergleichen möglichst wenig geändert werden, Als alternative Ausführungsform wird von einer Lösung der eingangs genannten Art nach dem Hauptpatent ( 14 28 715 ) ausgegangen, dessen beide als Lenkelemente wirkende Ruder zur Erreichung einer Höhen- und bzw. oder Seitensteuerung von einer Betätigungseinrichtung verschwenkt werden. Dabei ist vorgesehen, daß die Lenkmittel und die Verstellmittel zur Erreichung der richtigen Roll-Lage derselben dadurch vereinigt sind, daß die beiden drehbar gelagerten Ruder zu Lenkzwecken gegensinnig in je eine von zwei Anstellungen schaltbar sind und daß die Winkelhalbierende beiden äußersten Anstellungen beider Ruder in einer zur Flugkörperachse geneigten Ebene liegt und die Ausgangsstellung für die gegensinnige Betätigung bildet.In the case of missiles at high speeds, the face resistance should be changed as little as possible by differently positioning rudders or the like. As an alternative embodiment, a solution of the type mentioned at the outset according to the main patent ( 14 28 715 ), whose two rudders, which act as steering elements, are pivoted by an actuating device in order to achieve height and / or lateral control. It is provided that the steering means and the adjusting means for achieving the correct roll position of the same are combined in that the two rotatably mounted rudders can be switched in opposite directions to one of two positions for steering purposes and that the bisector of the two extreme positions of both rudders in one is inclined to the missile axis plane and forms the starting position for the opposite actuation.

Nach einer bevorzugten Weiterbildung der Erfindung läßt sich die Wirksamkeit der Lenkelemente der besonderen Ausbildung des Flugkörpers bzw. dem speziellen Verwendungszweck dadurch anpassen, daß beide äußersten Anstellungen der beiden schwenkbaren Ruder auf einer Seite derjenigen Ebene liegen, die durch die Flugkörperachse und durch beide Schwenkachsen geht, Dadurch läßt sich durch besonders einfache Weise in einer vorgewählten Drehrichtung ein je nach Auslegung mehr oder weniger großes Drehmoment als in der anderen Drehrichtung erzeugen, daß sich das Rollmoment des Steuerteils beim Umschalten eines oder beider Ruder von einer Endlage die andere Endlage in Abhängigkeit der sonstigen Auslegung des Flugkörpers teilweise oder ganz verringern, bzw. in (Fortserzung Seite 5 der Unterlagen vom 26. Aug. 1971) eine Gegendrehung überführen und beim nächsten Schaltwechsel wederum das Gegendrehmoment abbremsen bzw. das Rollmoment in der gleichen Richtung wieder vergrößern läßt. Gleichzeitig ändern sich dabei jeweils auch die Höhen- und Seiten-Steuer-Komponenten der aus der unterschiedlichen Anstellung der Ruder reaultierenden Lenkkraft, so daß sich in Abhängigkeit des Drehsinns und der Drehgeschwindigkeit auch jeweils die Wirkung der resultierenden Lenkkraft und zwar ausschließlich durch Änderung der Schaltintervalle, ändern läßt, je nachdem, welches Lenkverfahren angewandt wird.After a preferred training the invention can be the effectiveness of the steering elements of the special training of the missile or the adjust special purpose by making both extreme positions of the two swiveling Rudder lying on one side of the plane through the missile axis and goes through both swivel axes, This can be done by particularly simple Way in a preselected direction of rotation a more or less large torque depending on the design than in the other Direction of rotation generate that the rolling moment of the control part when switching one or both Rudder from one end position to the other end position depending on the other design of the missile reduce partially or completely, or in (continued on page 5 of Documents dated Aug. 26, 1971) convert a counter-rotation and not change the next gear change brake the counter torque or the rolling torque in the same Direction can be enlarged again. At the same time change the height and page control components of the from the different position of the rudder reacting steering force, so that depending on the Sense of rotation and the speed of rotation also each the effect of resulting steering force and only by change the switching intervals, change depending on which steering method is used.

Weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung gehen aus der nachfolgenden Beschreibung von zwei bevorzugten Ausführungsbeispielen in Verbindung mit den Ansprüchen und den Zeichnungen hervor. Es zeigt:Other features and advantages of Invention emerge from the following description of two preferred embodiments in connection with the claims and the drawings. It shows:

1 eine Seitenansicht eines mit einem ersten Ausführungsbeispiel der erfindungsgemäßen Lenkvorrichtung ausgestatteten Flugkörpers; 1 a side view of a missile equipped with a first embodiment of the steering device according to the invention;

2 einen Längsschnitt durch einen Ausschnitt eines Steuerteils und eines eine Betätigungseinrichtung aufnehmenden vorderen Hauptteils des Flugkörpers gemäß dem ersten Ausführungsbeiespiel der Erfindung, im wesentlichen nach 1, jedoch in vergrößerter Darstellung; 2 a longitudinal section through a section of a control part and a front main part of the missile receiving an actuating device according to the first exemplary embodiment of the invention, essentially according to 1 , but in an enlarged view;

3 ein Schaltschema eines Steuergeräts für das erste Ausführungsbeispiel der Erfindung; 3 a circuit diagram of a control unit for the first embodiment of the invention;

4 einen Ausschnitt aus dem Schaltschema nach 3 mit einer weiteren Ausführungsvariante des Steuergeräts für die Ausführungsbeispiele 1 und 2 nach der Erfindung, und 4 a section from the circuit diagram 3 with a further embodiment of the control device for the embodiments 1 and 2 according to the invention, and

5 eine perspektivische Teildarstellung einer Betätigungseinrichtung für zwei gegensinnig verstellbare Ruder gemäß dem zweiten Ausführungsbeispiel der Erfindung. 5 a partial perspective view of an actuator for two oppositely adjustable rudders according to the second embodiment of the invention.

Wie sich auf 1 in Verbindung mit 2 ergibt, setzt sich ein Flugkörper 11 auf einem in nicht näher dargestellter Weise die Nutzlast und das Triebwerk aufnehmenden Hauptteil 12 mit einem hinteren Teil 14, auf dem nach Art eines Kreuzflüglers vier Stabilisierungsflossen 15 starr angeordnet sind, und aus einer als Steuerteil 13 ausgebildeten Flugkörperspitze zusammen, die gemäß dem ersten Ausführungsbeispiel der Erfindung als Lenkelemente ein Ruder 45 mit fester Anstellung bezüglich der Flugkörperachse und ein zweites Ruder 16 trägt, das mit dem ersten Ruder 45 ein beiderseits der Flugkörperachse angeordnetes Ruderpaar 16, 45 bildet und zwischen den aus 3 ersichtlichen Endstellungen, die außerhalb der Anstellungsebene des festen Ruders 45 liegen, hin- und herschaltbar ist.How to 1 combined with 2 results in a missile 11 on a main part receiving the payload and the engine in a manner not shown 12 with a rear part 14 , on which four stabilizing fins in the manner of a cross-wing 15 are rigidly arranged, and from a control part 13 trained missile tip together, which according to the first embodiment of the invention as a steering elements an oar 45 with a fixed position with respect to the missile axis and a second rudder 16 carries that with the first rudder 45 a pair of oars arranged on either side of the missile axis 16 . 45 forms and between the one out 3 apparent end positions that are outside the level of the fixed oar 45 lie, can be switched back and forth.

Der Steuerteil 13, der einen Stabilisierungskreisel 21 trägt, ist gegenüber dem Hauptteil 12 in einem Lagerring 20 frei drehbar angeordnet.The control section 13 that has a stabilizing top 21 is opposite the main body 12 in a bearing ring 20 freely rotatable.

Beim zweiten alternativen Ausführungsbeispiel der Erfindung gemäß 5 ist anstelle des starren Ruders 45 ein dem Ruder 16 entsprechendes und gleichzeitig mit diesem gegensinnig verschwenkbares Ruder 17 in einer derartigen Anordnung vorgesehen, daß beide äußersten Anstellungen der beiden schwenkbaren Ruder 16 und 17 auf einer Seite derjenigen Ebene liegen, die durch die Flugkörperachse und durch beide Schwenkachsen geht.In the second alternative embodiment of the invention 5 is instead of the rigid oar 45 a rudder 16 corresponding and at the same time with this counter-rotating rudder 17 provided in such an arrangement that both outermost positions of the two swiveling oars 16 and 17 lie on one side of the plane that passes through the missile axis and through both pivot axes.

In beiden Ausführungsbeispielen erfolgt der Antrieb des Ruders 16 bzw. der gegensinnige Antrieb des Ruderpaars 16, 17 durch eine Betätigungseinrichtung 25, die im wesentlichen aus einer Stoßstange besteht, auf die antriebsseitig eine ringförmige Ankerplatte 16 aufgeschraubt ist, die mit zwei Spulen 27 und 28 einen Elektromagneten 26, 27, 28 bildet, der bei Erregung die Stoßstange 25 in ihrer einen Endlage und bei Änderung der Stromrichtung in ihrer anderen Endlage hält.In both exemplary embodiments, the rudder is driven 16 or the opposite drive of the rudder pair 16 . 17 by an actuator 25 , which consists essentially of a bumper on the drive side of an annular anchor plate 16 is screwed on with two coils 27 and 28 an electromagnet 26 . 27 . 28 forms the bumper when excited 25 stops in its one end position and changes its current direction in its other end position.

Abtriebsseitig ist an der Stoßstange eine Endscheibe 47 mit einer Ringnut 49 aufgesetzt, in die zumindest ein Mitnehmerstift 23 eingreift, der exzentrisch von einem Wellenstummel 43 ausgeht, der das Ruder 16 in einem Lager 42 um eine die Flugkörperachse schneidende Querachse verschwenkbar hält.On the output side there is an end plate on the bumper 47 with an annular groove 49 placed in the at least one driver pin 23 intervenes, the eccentric of a wave stub 43 goes out of control 16 in a camp 42 holds pivotable about a transverse axis intersecting the missile axis.

Beim zweiten Ausführungsbeispiel gemäß 5 greift zusätzlich ein weiterer Mitnehmerstift 24 an der dem Eingriff des Mitnehmerstifts 23 gegenüberliegenden Seite in die Ringnut 49 ein, der ebenfalls exzentrisch auf einem Wellenstummel 44 angeordnet ist, der in nicht näher dargestellter Weise – analog zum Ruder 16 – das Ruder 17 in einem hager mit gleicher Querachse wie das Ruder 16 verschwenkbar hält.In the second embodiment according to 5 another driver pin also grips 24 at the engagement of the driver pin 23 opposite side in the ring groove 49 one who is also eccentric on a wave stub 44 is arranged, in a manner not shown - analogous to the rudder 16 - the rudder 17 in a lean with the same transverse axis as the rudder 16 holds pivotable.

Wie auf den 3 und 4 ersichtlich ist, wird die Wirkung der Lenkelemente in Abhängigkeit von Lenksignalen und bzw. oder von Roll-Lage-Signalen ausgelöst bzw. beeinflusst, die von einer nicht näher dargestellten Leitstelle bzw. von dem Stabilisierungskreisel 21 im Steuerteil 13 ausgehen, in einem in 2 lediglich angedeuteten Steuergerät 33 verarbeitet und letztlich die Erregung der Spulen 27 und 28 mit unterschiedlicher Zeitdauer und Stromrichtung veranlassen.Like on the 3 and 4 it can be seen, the effect of the steering elements is triggered or influenced as a function of steering signals and / or of roll position signals by a control center (not shown in more detail) or by the stabilizing gyro 21 in the control section 13 going out in an in 2 only indicated control unit 33 processed and ultimately the excitation of the coils 27 and 28 with different time duration and current direction.

In bordtester Empfänger-Dekoder 38 werden einerseits von einer nicht näher dargestellten Leitstelle empfangene Lenksignale einer Roll-Lage-Amplituden-Vergleichsstufe 31 und andererseits, ebenfalls von der Leitstelle empfangene Soll-Roll-Lage-Signale einer Roll-Lage-Vergleichsstufe 18 zugeführt, die vom Stabilisierungskreisel 21 über ein aus 2 ersichtliches Potentiometer und eine durch die hohle Stoßstange 25 geführte Leitungsverbindung mit Schleifkontakten als Abgriff laufend mit Ist-Roll-Lage-Signalen versorgt wird und durch Signalvergleich ein Roll- Lage-Differenzsignal bildet, das einer logischen Schalteinheit 30 zugeführt wird, deren Ausgang ebenfalls die Roll-Lage-Amplituden-Vergleichsstufe 31 beaufschlagt.In on-board receiver decoder 38 are, on the one hand, steering signals of a roll position-amplitude comparison stage received from a control center, not shown 31 and on the other hand, target roll position signals of a roll position comparison stage also received by the control center 18 fed by the stabilization gyro 21 about an out 2 obvious potentiometer and a through the hollow bumper 25 guided line connection with sliding contacts as a tap is continuously supplied with actual roll position signals and forms a roll position difference signal by means of signal comparison, which is a logical switching unit 30 is supplied, the output of which is also the roll position amplitude comparison stage 31 applied.

In dieser wird wiederum durch Signalvergleich ein Differenzsignal erzeugt, das die jeweilige Ablage des Flugkörpers von der gewünschten Flugbahn in Abhängigkeit der durch die jeweilige Roll-Lage des Steuerteils und bzw. des Hauptteils bedingten Wirksamkeit der Lenkelemente berücksichtigt und in Abhängigkeit eines durch die logische Sahalteinheit 30 bedingten Vorzeichenwechsels einen Sehalter 35 betätigt, so daß eine bordfeste Batterie 34 entsprechend dem Schaltrythmus abwechselnd mit der Spule 27 bzw. 28 des Elektromagneten 26, 27, 28 verbunden ist und entsprechend dem Vor- bzw. Rückhub der Kolbenstange 25 das Ruder 16 über den mit der Ringnut 49 der Endscheibe 47 im Eingriff befindlichen Mitnehmerstift 23 durch Verdrehen des Wellenstummels 43 aus der einen Endlage in die andere Endlage und umgekehrt verschwenkt wird und dabei um die in 3 ausgezogen dargestellte unabgelenkte Stelluung schwingt.This in turn generates a difference signal by means of signal comparison, which takes into account the respective placement of the missile on the desired trajectory as a function of the effectiveness of the steering elements as a result of the respective roll position of the control part and / or the main part, and as a function of the logic holding unit 30 conditional change of sign a sight holder 35 actuated so that an on-board battery 34 alternating with the coil according to the switching rhythm 27 respectively. 28 of the electromagnet 26 . 27 . 28 is connected and according to the forward and return stroke of the piston rod 25 the rudder 16 over the one with the ring groove 49 the end plate 47 driving pin in engagement 23 by turning the stub shaft 43 is pivoted from one end position to the other end position and vice versa and thereby around the in 3 undeflected position shown in solid lines swings.

Wie sich insbesondere aus 3 ergibt, entspricht beim ersten Ausführungsbeispiel der Erfindung die Anstellung des festen Ruders 45 gegenüber der Flagkörperachse der Ebene, die durch die Winkelhalbierende zwischen den Anstellungsebenen des schwenkbaren Ruders in dessen beiden Endlagen definiert ist. Aus der Anströmung des den Flugkörper umgebenden Luftstroms resultiert somit – in Flugrichtung betrachtet – einerseits aus der Anstellung des festen Ruders 45 ein das Steuerteil 13 im Uhrzeigersinn drehndes Moment und andererseits aus der Anstellung des verschwenkbaren Ruders 16 ein entgegen dem Uhrzeigersinn gerichtetes Moment, das in der einen Endstellung des verschwenkbaren Ruders 16, in welcher dieses mit einem kleineren Anstellwinkel als das feste Ruder 45 gegenüber einer gemeinsamen, durch die Flugkörperachse und die Schwenkachse des Ruders 16 definierten Ebene angestellt ist, kleiner ist als das aus der Anstellung des festen Ruders 45 resultierende Moment, so daß in der ersten betrachteten Endstellung des Ruders 16 auf das Steuerteil 13 jeweils ein rechtsdrehendes resultierendes Moment wirkt, das einem etwaigen linksgerichteten Trägheitsmoment des Steuerteils 13 entgegenwirkt, d. h. eine linksgerichtete Drehung des Steuerteils 13 verzögert und letztlich eine Umkehrung der Drehrichtung und Beschleunigung der Drehung des Steuerteils 13 solange bewirkt, bis das Ruder 16 wieder umgeschaltet wird. In der zweiten Endlage ist das Ruder 16 mit einem größeren Anstellwinkel als das feste Ruder 45 gegenüber der gemeinsamen, durch die Flugkörperachse und die Schwenkachse des Ruders 16 definierte Ebene angestellt, so daß in diesem zweiten Betrachtungsfall als der Anströmung des Ruders 16 ein – in Flugrichtung betrachtet – linksdrehendes Moment resultiert, das größer ist als das rechtsdrehende Moment aus der Anstellung des festen Ruders 45, so daß auf den Steuerteil 13 ein entgegen dem Uhrzeigersinn gerichtetes resultierendes Moment wirkt, das einem etwaigen rechtsdrehenden Trägheitsmoment des Steuerteils 13 entgegenwirkt, dessen rechtsgerichtete Drehung verzögert bzw, letztlich eine linksgerichtete Drehung des Steuerteils bewirkt und dieses auch bis zu einem gebissen Grad beschleunigt, jedoch nicht in dem Maße, als dies in der ersten Endlage des Ruders 16 im Uhrzeigersinn möglich ist, weil in der zweiten Endlage des Ruders 16 der Betrag des linksdrehenden resultierenden Moments auf Grund der erfindungsgemäßen Auslegung der flächengleichen Ruder 16 und 45 mit unterschiedlichen Anstellwinkeln jeweils kleiner ist als der Betrag des rechtsdrehenden resultierenden Moments in der ersten Endläge des Ruders 16.How to look in particular 3 results in the first embodiment of the invention corresponds to the employment of the fixed oar 45 with respect to the flag body axis of the plane, which is defined by the bisector between the planes of adjustment of the pivotable rudder in its two end positions. The inflow of the air flow surrounding the missile thus results - viewed in the direction of flight - on the one hand from the employment of the fixed rudder 45 a the control part 13 clockwise rotating moment and on the other hand from the tilting rudder 16 a counterclockwise moment in the one end position of the swiveling rudder 16 , in which this with a smaller angle of attack than the fixed rudder 45 opposite a common one, through the missile axis and the swivel axis of the rudder 16 defined level is smaller than that from the employment of the fixed oar 45 resulting moment, so that in the first considered end position of the rudder 16 on the control section 13 in each case a right-turning resulting torque acts, which is a possible left-hand moment of inertia of the control part 13 counteracts, ie a left-hand rotation of the control part 13 delayed and ultimately a reversal of the direction of rotation and acceleration of the rotation of the control part 13 until the rudder 16 is switched again. The rudder is in the second end position 16 with a larger angle of attack than the fixed rudder 45 opposite the common, through the missile axis and the swivel axis of the rudder 16 defined level, so that in this second case as the flow of the rudder 16 When viewed in the direction of flight, a left-turning moment results that is greater than that on the right turning moment from the employment of the fixed oar 45 so that on the control section 13 a counterclockwise resulting torque acts, which is a possible right-hand moment of inertia of the control part 13 counteracts, whose right-hand rotation delays or, ultimately, causes a left-hand rotation of the control part and accelerates it to a certain degree, but not to the extent that this is in the first end position of the rudder 16 clockwise is possible because in the second end position of the rudder 16 the amount of the left-hand turning resulting torque due to the inventive design of the same-area rudders 16 and 45 with different angles of attack is smaller than the amount of the right-hand turning resulting moment in the first end position of the rudder 16 ,

Die aus Gründen einer vereinfachten Betrachtungsweise von sonstigen, aus der Anströmung der Ruder 16 und 45 des Steuerteils 13 sowie der Stabilisierungsflossen 15 des Hauptteils 12 resultierenden Kräfte losgelöste Betrachtungsweise ist – vorerst unabhängig von etwaigen Überlagerungen durch eine resultierende Reaktioasskraft aus dem Hauptteil 12 des Flugkörpers 11 – noch durch Höhen- und Seiten-Steuerimpulse zu ergänzen, die sich aus in Abhängigkeit der jeweiligem Roll-Lage-Änderung des Steuerteils 13 laufend ändernden Höhen- und Seiten-Komponenten einer resultierenden Kraft ergeben, deren Wirkungslinie die von der Flugkörperachse und der Schwenkachse des Ruders 16 aufgespannte Ebene im Schmittpunkt der Schwenkachse mit der Flugkörperachse schneidet. Da die Anstellwinkel beider Ruder 16 und 45 im beiden möglichen Endlagen jeweils in der gleichen Richtung über der von der Flugkörperachse und der Schwenkachse des Ruders 16 definierten Ebene aufgespannt sind, ist auch der Vektor der resultierenden Kraft jeweils in die gleiche Richtung gerichtet, jedoch ändert sich – umgekehrt proportional zur Momentbildung – die Größe des Vektors mit jedem Umschaltvorgang des Ruders 16. In der ersten Endlage, d. h. bei kleinerem Anstellwinkel des Ruders 16 als des Ruders 45, ist der Vektor kleiner als in der zweiten Endstellung des Ruders 16, in welcher Anstellwinkel des Ruders 16 wiederum größer ist als der Anstellwinkel des festen Ruders 45.The for the sake of a simplified view of others, from the inflow of the rudder 16 and 45 of the control section 13 as well as the stabilizing fins 15 of the main part 12 resulting forces is independent view - for the time being independent of any superimposition by a resulting reactive force from the main part 12 of the missile 11 - To be supplemented by height and side control impulses, which depend on the respective roll position change of the control part 13 continuously changing height and side components result in a resulting force, whose line of action is that of the missile axis and the swivel axis of the rudder 16 spanned plane in the center of the pivot axis intersects with the missile axis. Because the angle of attack of both oars 16 and 45 in the two possible end positions in the same direction above that of the missile axis and the swivel axis of the rudder 16 are defined, the vector of the resulting force is also directed in the same direction, however - inversely proportional to the moment - the size of the vector changes with each switching process of the rudder 16 , In the first end position, ie with a smaller angle of attack of the rudder 16 than the oar 45 , the vector is smaller than in the second end position of the rudder 16 what angle of attack of the rudder 16 is again larger than the angle of attack of the fixed rudder 45 ,

Somit wirken demnach im der ersten Endstellung des Ruders 16 bei kleinerem Anstellwinkel als dem gleichgerichteten Anstellwinkel des festen Ruders 45 auf den Steuerteil 13 ein dem Betrag nach großes und im Uhrzeigersinn gerichtetes Drehmoment sowie eine dem Betrag nach-durch Addition einer mittleren Kraft aus dem festen Ruder 45 und einer kleineren Kraft aus dem Ruder 16 – kleine resultierende Kraft, d. h. die Steuerwirksamkeit kann durch Erhöhung der Drehgeschwindigkeit des Steuerteils 13 vermindert und in der zweiten Endlage des Ruders 16 durch Verringerung der Drehgeschwindigkeit des Steuerteils 13 vergrößert werden. Durch Ausnützen des unterschiedlichen Ansprechverhaltens der Lenkvorrichtung läßt sich somit durch Änderung des Drehsinns des Steuerteils 13 und bzw. oder durch Änderung der Drehgesehwindigkeit in Abhängigkeit von entsprechenden Lenksignalen einer Leitstelle und bzw. oder von Roll- Lage-Signalen des Stabilisierungskreisels 21 jede belibige Flugbahnänderung in Abhängigkeit einer zeitlich unterschiedlichen End-Lagen-Betätigung des Ruders 16 mit jeweils konstantem Hub der Stoßstange 25 erreichen. In der Leitstelle, d. h. senderseitig, ist dazu lediglich eine Pulsmodulation erforderlich, die in der Regel als Amplituden- oder Code-Modulation ausgeführt wird und im Empfänger 38 des Flugkörpers 11 lediglich eine Demodulation des Hochfrequenzträgers sowie eine Impulsrückwandlung und eine Aussiebung der Niederfrequenz-Tanksignale und bzw. oder Roll-Lage-Signale erfordert.This means that the rudder is in the first end position 16 with a smaller angle of attack than the rectified angle of attack of the fixed rudder 45 on the control section 13 a torque that is large and clockwise and an amount that is added by adding an average force from the fixed rudder 45 and a smaller force out of control 16 - Small resulting force, ie the control effectiveness can be increased by increasing the speed of rotation of the control part 13 reduced and in the second end position of the rudder 16 by reducing the speed of rotation of the control part 13 be enlarged. By taking advantage of the different response behavior of the steering device, it is thus possible to change the direction of rotation of the control part 13 and or or by changing the rotational speed as a function of corresponding steering signals from a control center and / or from roll position signals of the stabilizing gyro 21 any change of flight path depending on a different end position actuation of the rudder 16 with constant stroke of the bumper 25 to reach. In the control center, ie on the transmitter side, all that is required is pulse modulation, which is usually carried out as amplitude or code modulation and in the receiver 38 of the missile 11 only a demodulation of the high-frequency carrier and a pulse conversion and a screening of the low-frequency tank signals and / or roll position signals required.

Beim zweiten Ausführungsbeispiel gemäß der Erfindung nach 5 wird durch zusätzliches gegensinniges Verschwenken des Ruders 17 gegenüber dem Ruder 16 – zur Vereinfachung der Betrachtung sei eine gleiche Anstellwinkeländerung wie beim Ruder 16 nach dem ersten Ausführungsbeispiel nunmehr auch für das Ruder 17 vorausgesetzt, so daß die jeweilige erste Endlage des Ruders 16 mit kleinem Anstellwinkel mit der Endlage des Ruders 17 mit großem Anstellwinkel zusammenfällt und durch die zweite Endlage des Ruders 16 mit großem Anstellwinkel jeweils gleichzeitig die Endlage des Ruders 17 mit kleinem Anstellwinkel definiert ist – die Wirkung der Tenkvorrichtung, insbesondere das Verhältnis der in den Endlagen resultierenden Drehmomente und resultierenden Kräfte geändert. So werden in der ersten Endlage des zweiten Ausführungsbeispiels nach der Erfindung aus der gleichen Anstellung des Ruders 16 wie beim ersten Ausführungsbeispiel zwar die gleichen Kräfte wirksam, jedoch resultiert aus der Überlagerung durch die Anstellung des Ruders 17 mit großem Anstellvinkel, daß sowohl das resultierende rechtsdrehende Moment als auch die resultierende Kraft größer sind als beim ersten Ausführungsbeispiel.In the second embodiment according to the invention 5 is achieved by swiveling the rudder in opposite directions 17 opposite the rudder 16 - To simplify the observation, the same change in angle of attack as with the rudder 16 according to the first embodiment now also for the rudder 17 provided that the respective first end position of the rudder 16 with a small angle of attack with the end position of the rudder 17 coincides with a large angle of attack and due to the second end position of the rudder 16 with a large angle of attack the end position of the rudder at the same time 17 is defined with a small angle of attack - the effect of the pivoting device, in particular the ratio of the torques and resulting forces resulting in the end positions changed. So in the first end position of the second embodiment according to the invention from the same position of the rudder 16 as in the first embodiment, the same forces are effective, but results from the superimposition by adjusting the rudder 17 with a large angle of attack that both the resulting clockwise torque and the resulting force are greater than in the first embodiment.

In der zweiten Endstellung ist beim zweiten Ausführungsbeispiel wiederum die Wirkung des Ruders 16 gegenüber dem ersten Ausführungsbeispiel unverändert, jedoch resultieren aus dem nunmehr verkleinerten Anstellwinkel des Ruders 17 sowohl eine Verkleinerung des linksdrehenden resultierenden Moments als auch eine Verkleinerung der resultierenden Kraft. Wie beim ersten Ausführungsbeispiel gemäß der Erfindung ist dabei der Betrag des rechtsdrehenden Moments in der ersten Endlage wesentlich größer als der Betrag des in der zureiten Endlage des Ruders 16 linksdrehenden resultierenden Moments. Gleichzeitig ist die aus der ersten Endlage des zweiten Ausführungsbeispiels resultierende Kraft – zwar gegenüber dem ersten Ausführungsbeispiel größer jeweils kleiner als die aus der zweiten Endlage beim zweiten Ausführungsbeispiel resultierende Kraft – die gegenüber dem ersten Ausführungsbeispiel verkleinert ist – so daß je nach Auslegung des Flugkörpers, insbesondere unter Berücksichtigung des Trägheitsmoments des Steuerteils 13, die Wirksamkeit der Lenkvorrichtung entsprechend dem vorgesehenen Einsatzzweck des Flugkörpers durch einfahen Austausch von baukastensatzähnlich entwickelten Teilen angepasst werden kann.In the second end position, the effect of the rudder is again in the second embodiment 16 unchanged from the first embodiment, but result from the now reduced angle of attack of the rudder 17 both a decrease in the left-hand rotating resulting torque and a decrease in the resulting force. As in the first exemplary embodiment according to the invention, the amount of the right-turning torque in the first end position is substantially greater than the amount in the rudder's end position 16 left-turning resulting moment. At the same time, the force resulting from the first end position of the second embodiment is greater than the force resulting from the second end position in the second embodiment, compared to the first embodiment, compared to the first embodiment Example is reduced - so that depending on the design of the missile, especially taking into account the moment of inertia of the control part 13 , The effectiveness of the steering device can be adjusted according to the intended purpose of the missile by simply replacing parts developed in a kit-like manner.

Wie aus 4 ersichtlich, läßt sieh das in 3 dargestellte Schaltschema des Steuergeräts 33 durch eine entsprechende Aufteilung der Funktionen der in 4 strichpunktiert angedeuteten Roll-Lage-Amplituden-Vergleichsstufe 31 noch weiter dadurch verfeinern, daß dem in dem Demodulationsteil des Empfängers 38 vom Hochfrequenzträger abgelösten Niederfrequenz-Lenksignal in einem Vorzeichenmodulator 39 das Ausgangssignal eines Schmitt'schen Triggers 41 überlagert und dessen Ausgangssignal mit dem Ausgangssignal der logischen Schalteinheit 30 in einer Additionsstufe 40 zu einem Summensignal verarbeitet und dem Schmitt'schen Trigger 41 zugeführt wird, der die eigentliche Roll-Lage-Amplituden-Vergleichsstufe 31 bildet und durch Gegenspannungsvergleich in Abhängigkeit des Schwellwerts der Ausgangsspannung des Demodulationsteils des Empfängers 38 ein dem Vorzeichen seines Eingangssignals entsprechendes Ausgangssignal abgibt, bei dessen Änderung der Schalter 35 anspricht, wodurch die Spulen 27 bzw. 28 mit entgegengesetzter Stromrichtung erregt und letztlich das Ruder 16 – und beim Ausführungsbeispiel gemäß 5 gleichzeitig auch das Ruder 17 – aus der jeweiligen einen Endstellung in die andere Endstellung verschwenkt wird bzw. werden.How out 4 visible, see that in 3 Shown diagram of the control unit 33 by a corresponding division of the functions of the 4 dash-dotted roll position amplitude comparison stage 31 refine it even further in that in the demodulation part of the receiver 38 Low-frequency steering signal detached from the high-frequency carrier in a sign modulator 39 the output signal of a Schmitt trigger 41 superimposed and its output signal with the output signal of the logic switching unit 30 in an addition stage 40 processed into a sum signal and the Schmitt trigger 41 is supplied, the actual roll position amplitude comparison stage 31 forms and by counter voltage comparison depending on the threshold value of the output voltage of the demodulation part of the receiver 38 outputs an output signal corresponding to the sign of its input signal, when the switch changes 35 responds, causing the coils 27 respectively. 28 excited with opposite current direction and ultimately the rudder 16 - And according to the embodiment 5 also the rudder 17 - Is pivoted from the respective one end position into the other end position.

Die Erfindung ist nicht auf die dargestellten Ausführungsbeispiele beschränkt. Insbesondere wäre es auch möglich, die erfindungsgemäße Lenkvorrichtung in Verbindung mit einem Leitstrahlsystem bzw. einem halbaktiven oder aktiven Radarleitsystem, d. h. mit bordseitiger Auswertung eines auf ein Ziel gerichteten Radarfremdstrahles oder eines von einem Bord-Radar ausgesandten Radar-Strahls zu vewenden. Auch können Infrarot-Zielsuchsysteme oder Drahtlenkverfahren zur Auslösung der Betätigungsvorrichtung benutzt werden, so daß der Anwendungsbereich der erfindungsgemäßen Lenkvorrichtung praktisch alle Gattungen und denkbaren Größen von Flugkörpern umfasst, die sich in der Luft und bzw, oder im Wasser aerodynamisch bzw. halbballistisch in dem eingangs aufgezeigten Sinne steuern lassen.The invention is not based on the illustrated embodiments limited. In particular would be it also possible the steering device according to the invention in connection with a beacon system or a semi-active one or active radar guidance system, d. H. with onboard evaluation one target radar beam or one of one To use radar beam emitted on board. Infrared homing systems or Wire routing method for triggering the actuator be used so that the Field of application of the steering device according to the invention practical all genres and conceivable sizes of missiles includes that is aerodynamically in the air and / or in the water or semi-ballistic control in the sense shown at the beginning to let.

Claims

Steering device for a missile, which consists of a main part receiving the payload and the engine and of a control part rotatable about the axis of the missile, the control part carrying the steering elements, which are optionally dependent on steering signals of a control center and / or, or on roll position Signals of a stabilizing gyro exert a rolling moment as well as height and side control impulses on the control part, the steering elements consisting of a rudder pair arranged in a known manner on both sides of the missile axis and the correct roll position being achieved by aerodynamically actuated adjusting means which act on the freely rotatable control part act, according to patent ( 14 28 715 ), characterized in that the steering elements and the adjustment means for achieving the correct roll position of the same are combined in that a rudder ( 45 ) of the rudder pair has a fixed position with respect to the missile axis and the second rudder ( 16 ) can be switched back and forth between two positions, the level of the fixed oar ( 45 ) angularly between the two outermost planes of the other swiveling oar ( 16 ) lies.

Steering device according to claim 1, characterized in that the bisector of the positions of the pivotable rudder ( 16 ) in the plane of the fixed oar ( 45 ) lies.

Steering device for a missile, which consists of a main part receiving the payload and the engine and a control part rotatable about the axis of the missile, the control part carrying the steering elements, which are optionally dependent on steering signals from a control center and / or from a roll position Signals of a stabilizing gyro exert a rolling moment and altitude and side control impulses on the control part, the steering elements consisting of a pair of oars arranged in a known manner on both sides of the missile axis, the two oars of an altitude and / or side control being pivoted by an actuating device, the correct roll position is achieved by means of aerodynamically operated adjustment means which act on the freely rotatable control part, according to patent ( 14 28 715 ) characterized in that the steering means and the adjusting means for achieving the correct roll position of the same are combined in that the two rotatably mounted rudders ( 16 . 17 ) can be switched in opposite directions to one of two positions for steering purposes and that the bisector of the two outermost positions of both rudders lies in a plane inclined to the missile axis and forms the starting position for the opposite actuation.

Steering device according to claim 3, characterized in that both outermost positions of the two pivotable rudders ( 16 . 17 ) lie on one side of the plane that passes through the missile axis and through both pivot axes.