DE3613539C1

DE3613539C1 - Actuator for aerodynamic control surfaces, especially on missiles

Info

Publication number: DE3613539C1
Application number: DE19863613539
Authority: DE
Inventors: Werner Ing Grad Fruehauf
Original assignee: Dornier GmbH
Current assignee: Dornier GmbH
Priority date: 1986-04-22
Filing date: 1986-04-22
Publication date: 1997-05-28
Anticipated expiration: 2006-04-23
Also published as: GB2476786B; GB2476786A; FR2743877A1; GB8707807D0

Abstract

The actuator is fitted to an aerodynamic control surface (2), such as a rudder or a wing, which is especially on a missile. It has an actuating transmission (3') with transmission elements (14;16) which are coupled to the surface (2), and which can be adjusted relative to one another, in order to alter the surface from a start position to an end position. The transmission is acted upon by a drive (3'') with elements (14,16) which are concentric to one another, and which engage with the surface. The elements can be rotated relative to each other, and can be adjusted axially using screw guides (22,23). The drive element (26) is arranged so that it can be adjusted along the longitudinal axis of the craft, or in the direction of action of the concentric elements.

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Stelleinrichtung für aerodynamisch wirkende Flächen, wie Ruder, Tragflügel oder dergleichen, insbesondere an Flugkörpern, enthaltend ein Stellgetriebe mit relativ gegeneinander verstellbaren Ge triebegliedern, gekoppelt mit den zu betätigenden Flächen zur Verstellung aus einer Anfangsposition in eine Endposi tion und einem auf das Stellgetriebe einwirkenden Stellan trieb.The invention relates to an actuating device for aerodynamically acting surfaces such as rudders, wings or the like, especially on missiles, containing a Actuator with Ge relatively adjustable against each other drive links, coupled with the surfaces to be actuated for adjustment from a starting position to an end position tion and an actuator acting on the actuator drifted.

Die Notwendigkeit, die Ruder- oder Stabilisierungsflächen einklappbar vorzusehen, ergibt sich aus Gründen der Vermin derung des Luftwiderstandes, der Freigängigkeit der Flug körper gegenüber Trägerflugzeugen, der Bodenfreiheit des Trägerflugzeuges in der Startphase, aber auch aus Gründen des Raumbedarfs z. B. dann, wenn derartige Flugkörper aus Behältern gestartet werden.The need for the rudder or stabilization surfaces To provide collapsible, results from the min change in air resistance, freedom of flight body compared to carrier aircraft, the ground clearance of the Carrier aircraft in the starting phase, but also for reasons the space requirement z. B. when such missiles Containers are started.

Die Klappbarkeit der Ruder- bzw. Stabilisierungsflächen trägt bei zu Verminderung des Treibstoffverbrauches, je nach Art des verwendeten Systems, sowohl des Trägerflugzeuges als auch des Flugkörpers mit entsprechendem Gewinn an Reichweite. Klappeneinrichtungen für derartige Ruder bisheriger Bauart üben jedoch beim Ausfahren der Ruder in Endausfahrstellung harte Schläge auf die Struktur aus, wodurch die Funktions sicherheit des Klappmechanismus, aber auch der Flugkörper zelle, wesentlich beeinträchtigt wird. Außerdem nehmen die bekannten Verstellgetriebe und die zugehörigen Stellantriebe für die Ruderflächen erheblichen Raum ein und tragen zur Er höhung des Gewichtes und des Luftwiderstandes des Flugkörpers bei.The ability to fold the rudder or stabilization surfaces contributes to a reduction in fuel consumption, depending on Type of system used, both of the carrier aircraft and also of the missile with a corresponding gain in range. Flap devices for such oars of previous design but practice when extending the rudder in the final extension position hard knocks on the structure, causing the functional safety of the folding mechanism, but also the missile cell, is significantly affected. They also take known adjustment gear and the associated actuators considerable space for the rudder surfaces and contribute to the Er Increase in weight and drag of the missile at.

Es ist durch die DE-OS 34 10 666 ein druckbetätigter Stell antrieb für die Steuerruder von Flugkörpern bekannt, mittels dem Ruderflächen nach Steuerausschlägen eine exakte Mittel stellung einnehmen können.It is a pressure actuated position by DE-OS 34 10 666 Propulsion for the rudder of missiles known, by means of the rudder surfaces after tax fluctuations an exact means can take position.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Stelleinrich tung der gattungsgemäßen Art für Flugkörper entsprechend dem Oberbegriff des Anspruches 1 so auszubilden, daß die Stell einrichtung, insbesondere in radialer Richtung, äußerst ge ringen Raum beansprucht und mittels der sich ein sanfter Stellverlauf erzielen läßt, durch einfachen Aufbau funk tionssicher arbeitet und zur Erhöhung des Nutzlastanteiles geringstmögliches Gewicht besitzt.The invention has for its object a Stellinrich tion of the generic type for missiles according to the Preamble of claim 1 so that the Stell device, especially in the radial direction, extremely ge wrestle space and by means of which a gentle Adjustment course can be achieved by simple radio works reliably and to increase the proportion of payload has the lowest possible weight.

Die Lösung der gestellten Aufgabe ist den Merkmalen des kennzeichnenden Teiles des Hauptanspruches zu entnehmen. Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen des Gegenstandes nach Anspruch 1 sind in den Unteransprüchen enthalten.The solution to the problem is the characteristics of can be found in the characterizing part of the main claim. Further advantageous refinements of the subject Claim 1 are contained in the subclaims.

Gemäß der Erfindung ausgebildete Stelleinheiten besitzen einerseits den Vorteil einer weitgehend schlagfreien, sanf ten Klappbewegung der Ruder infolge des relativ langen Ver stellweges der Antriebselemente der Stelleinheiten im Ver hältnis zur Ruderklappbewegung und andererseits den Vorteil eines äußerst geringen Raumbedarfs.Have actuating units designed according to the invention on the one hand the advantage of a largely impact-free, gentle th folding movement of the rudders due to the relatively long Ver travel of the drive elements of the actuators in Ver relationship to the rudder folding movement and on the other hand the advantage an extremely small footprint.

Die Anordnung der Stelleinheiten mit Anordnung der Getriebe elemente und des Betätigungsgliedes der Stellantriebe kon zentrisch zur Klappachse der Ruderflächen ermöglicht die Ausbildung der Stelleinheiten mit äußerst geringen Abmes sungen in bezug auf ihre Querschnittsfläche. Dadurch läßt sich der durch die Stelleinheit erzeugte Luftwiderstand in äußerst geringen Grenzen halten.The arrangement of the actuators with the arrangement of the gears elements and the actuator of the actuators con centric to the folding axis of the rudder surfaces enables the Training of the actuators with extremely small dimensions solutions in terms of their cross-sectional area. This leaves the air resistance generated by the actuator in keep extremely low limits.

Infolgedessen, daß in einem oder in beiden Endbereichen der schraubenförmigen Führung der Getriebeelemente des Verstell getriebes der Steigungsverlauf flacher ausgeführt ist als im dazwischenliegenden Bereich, läßt sich über den Verstellweg des Stellelements des Stellantriebes in dessen Endbereichen eine Anfangs- bzw. Abschlußklappbewegung der Ruderflächen erzielen mit gegenüber der übrigen Klappbewegung sanfterem Verlauf.As a result, that in one or both end regions of the helical guide of the gear elements of the adjuster gearbox the slope is flatter than in the area in between can be adjusted via the adjustment path of the actuator of the actuator in its end regions an initial or final folding movement of the rudder surfaces achieve smoother compared to the rest of the folding movement Course.

Mittels der in der Art eines Schraubgetriebes zusammenwir kenden Elemente bzw. mittels der besonderen Ausbildung des Steigungsverlaufs wird eine schädliche Belastung der Struk tur des Flugkörpers bzw. der Ruderflächen und deren Stell einheiten vermieden und die Möglichkeit des Auftretens von Funktionsstörungen erheblich herabgesetzt.By means of which in the manner of a screw gear kenden elements or by means of the special training of The slope course becomes a harmful load on the structure structure of the missile or the rudder surfaces and their position units avoided and the possibility of the occurrence of Malfunctions significantly reduced.

Durch die Anordnung einer die Stelleinheiten für die Klapp bewegung der Ruder tragenden Drehlagerung lassen sich die Ruderflächen nach erfolgter Arretierung aus der definierten Ausklapplage zur Erzielung von Steuerausschlagbewegungen verstellen. Dabei kann die Drehlagerung an ein Handsteuer organ, eine Fernsteuerung oder einen Autopiloten angeschlos sen sein.By arranging the actuators for the folding the rudder bearing can be moved Rudder surfaces after locking from the defined Fold-out position to achieve tax deflection movements adjust. The pivot bearing can be controlled by hand organ, a remote control or an autopilot connected be.

Die besondere Anordnung der Klappachsen der Stelleinheiten für die Ruderflächen ermöglicht eine wesentliche Verringe rung des durch den Flugkörper hervorgerufenen Luftwider stand.The special arrangement of the folding axes of the actuators for the rudder surfaces allows a substantial reduction tion of the air drag caused by the missile was standing.

In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel gemäß der Erfindung dargestellt, das in der nachfolgenden Beispiels beschreibung näher erläutert wird.In the drawing is an embodiment according to the Invention shown that in the example below description is explained in more detail.

Die Zeichnung zeigt inThe drawing shows in

Fig. 1 einen Längsschnitt durch das Heckteil eines unbe mannten Flugkörpers, mit einer von mehreren auf den Umfang verteilt angeordneten Steuer- bzw. Stabilisierungsflächen in Verbindung mit zuge hörigen Stelleinheiten, Fig. 1 shows a longitudinal section through the rear part of a non mannten missile, with a spread of several on the circumference located control or balancing surfaces in connection with hearing supplied actuators,

Fig. 2 eine Ansicht des Flugkörpers, gesehen von rück wärts, mit ausgeklappten Ruderflächen, Fig. 2 is a view of the missile, as viewed from back Windwärts with unfolded control surfaces,

Fig. 3 eine Ansicht des Flugkörpers, gesehen von vorn, mit eingeklappten Ruderflächen, Fig. 3 is a view of the missile, as viewed from the front, with the folded-control surfaces,

Fig. 4 diagrammatisch eine Einzelheit des Verstell mechanismus bzw. des Verstellbewegungsablaufes, Fig. 4 diagrammatically shows a detail of the adjusting mechanism or the Verstellbewegungsablaufes,

Fig. 5 einen teilweisen Querschnitt nach der Linie V-V der Fig. 1, Fig. 5 is a partial cross-section according to the line VV of Fig. 1,

Fig. 6 einen teilweisen Querschnitt nach der Linie VI-VI der Fig. 1. Fig. 6 is a partial cross-section along the line VI-VI in FIG. 1.

In der Zeichnung ist mit 1 das Flugkörperheck des Flugkörpers und mit 2 eine von mehreren auf den Umfang des Flugkörper hecks verteilt angeordneten Ruderflächen und mit 3 eine jeder der Ruderflächen 2 zugeordneten Stelleinheiten bezeichnet.In the drawing, with 1 the missile tail of the missile and 2 denotes a spread of several on the circumference of the missile tail control surfaces arranged and designated by 3, a 2 of each of the control surfaces associated actuators.

Jede der Stelleinheiten 3 weist für die Ruderklappbewegung ein Stellgetriebe 3′ und einen mit diesem zusammenwirkenden Stellantrieb 3′′ auf. Ferner ist eine Schwenklagerung 4 vor gesehen, die die Stelleinheit 3 mit der Ruderfläche 2 auf nimmt für Ruderausschlagbewegungen, wenn die Ruderfläche 2 sich in Ausklappstellung befindet und in dieser arretiert ist. Die Schwenklagerung 4 enthält ein mit der Flugkörper struktur vereinigtes Lagerteil 6 zur Aufnahme einer Lager achse 5, an der ein Trägerteil 8 aufgenommen ist, das sich mittels eines Flansches 7 an der Flugkörperzelle abstützt. Dieses Trägerteil 8 bildet mit einem sich in Flugkörper längsrichtung erstreckenden Element 16 des Stellgetriebes 3′ eine Einheit und nimmt die Klappachse 14′ der Ruderfläche 2 auf. Die Ruderfläche 2 ist mit einem Trägerholm 15 vereinigt und mittels dessen Lagerteil 15′ sowie einem Bolzen 13′ auf der Klappachse 14′ mitdrehbar gelagert. Das Trägerteil 8 weist gabelförmige Vorsprünge 12 auf die Lagerbohrungen 13 zur drehbaren Aufnahme des Elements 14 bzw. dessen Klappachse 14′ dienen.Each of the actuating units 3, for the rudder folding movement of an actuating gearing 3 'and a cooperating with the actuator 3' 'on. Furthermore, a swivel bearing 4 is seen before, which takes the actuator 3 with the rudder surface 2 for rudder deflection movements when the rudder surface 2 is in the extended position and is locked in this. The pivot bearing 4 contains a structure with the missile united bearing part 6 for receiving a bearing axis 5 , on which a carrier part 8 is received, which is supported by a flange 7 on the missile cell. This carrier part 8 forms with a longitudinally extending in the missile element 16 of the actuator 3 'a unit and takes the folding axis 14 ' of the rudder surface 2 . The rudder surface 2 is combined with a support beam 15 and rotatably supported by means of its bearing part 15 'and a bolt 13 ' on the folding axis 14 '. The support member 8 has fork-shaped projections 12 on the bearing bores 13 for rotatably receiving the element 14 or its folding axis 14 '.

Das mit dem Trägerteil 8 ein gemeinsames Teil bildende und sich in Richtung der Flugkörperlängsachse erstreckende Ele ment 16 des Stellgetriebes 3′ ist rohrförmig ausgeführt und weist einen Längsträger 17 auf. Die Längsbohrung 20 des Ele ments 16 dient zur Aufnahme des zweiten Elements 14 des Stellgetriebes 3′.That with the carrier part 8 forming a common part and extending in the direction of the missile longitudinal axis Ele element 16 of the actuator 3 'is tubular and has a side member 17 . The longitudinal bore 20 of the element 16 serves to receive the second element 14 of the actuator 3 '.

Das Getriebeelement 14 setzt sich zusammen aus der Klappachse 14′ und einem dazu koaxialen, hülsenförmigen Abschnitt, der sich im feststehend angeordneten Element 16 drehbar lagert.The gear element 14 is composed of the folding axis 14 'and a coaxial, sleeve-shaped portion which is rotatably mounted in the fixed element 16 .

Konzentrisch innerhalb der Zylinderbohrung 25 des Getriebe elements 14 ist der Kolben 26 des Stellantriebes 3′′ mittels einer Kolbendichtung 26′ in Richtung der Längsachse 14 axial verstellbar geführt.Concentrically within the cylinder bore 25 of the transmission element 14 , the piston 26 of the actuator 3 '' is axially adjustable in the direction of the longitudinal axis 14 'by means of a piston seal 26 '.

In die Getriebeelemente 14 bzw. 16 sind in Richtung der Klappachse 14′ verlaufende Schlitze 22 bzw. 23 eingearbeitet, wobei die Schlitze 22 des feststehenden Getriebeelements 16 in Richtung der Klappachse 14′ geradlinig und die Schlitze 23 des drehbaren Getriebeelements 14 in Längsrichtung einen spiralförmigen Verlauf aufweisen. Die Seitenwände der Schlitze 22 bzw. 23 bilden Führungsflächen 32 bzw. 32′ zur Anlage von Führungsgliedern, was nachfolgend näher erläutert ist.In the gear elements 14 and 16 in the direction of the folding axis 14 'extending slots 22 and 23 are incorporated, the slots 22 of the fixed gear element 16 in the direction of the folding axis 14 ' rectilinear and the slots 23 of the rotatable gear element 14 in the longitudinal direction a spiral course exhibit. The side walls of the slots 22 and 23 form guide surfaces 32 and 32 'for bearing guide members, which is explained in more detail below.

Der axial verschiebbar im Getriebeelement 14 des Stellge triebes 3′ angeordnete Stellkolben 26 des Stellantriebes 3′′ trägt einen Führungsbolzen 30, an dem sich Eingriffsglieder in Form von Walzenkörpern 31 bzw. 31′ für den Eingriff in die Schlitze 22 und 23 zur Abstützung an den Führungsflächen 32 bzw. 32′ drehbar lagern. Der Eingriff der Glieder 31 bzw. 31′ erfolgt gleichzeitig in die Schlitze 22 bzw. 23 beider Ge triebeelemente 14 bzw. 16.The axially displaceable in the gear element 14 of the Stellge gear 3 'arranged actuating piston 26 of the actuator 3 ''carries a guide pin 30 on which engaging members in the form of roller bodies 31 and 31 ' for engagement in the slots 22 and 23 for support to the Guide surfaces 32 and 32 'rotatably. The engagement of the members 31 and 31 'takes place simultaneously in the slots 22 and 23 of the two gear elements 14 and 16 respectively.

Die Bohrung 25 des Getriebeelements 16 dient als Zylinder kammer 24 des Stellantriebes 3′′, der durch eine pyrotech nisch arbeitende Einrichtung 27 gebildet ist. Die pyrotechnische Einrichtung ist über ein Zündkabel 29 an eine hier nicht näher beschriebene Zündeinrichtung angeschlossen. Die Einrich tung 27 enthält einen Treibsatz mit einer zugehörigen Zünd einrichtung, sowie eine Betätigungseinrichtung üblicher Bau art, wobei die Einzelheiten des Aufbaus der pyrotechnisch arbeitenden Einrichtung der Einfachheit halber hier nicht dargestellt bzw. näher beschrieben sind. Mit 35 ist hierbei ein Stellhebel bezeichnet, der an die nicht dargestellte Ruderverstelleinrichtung anschließt. The bore 25 of the gear element 16 serves as a cylinder chamber 24 of the actuator 3 '', which is formed by a pyrotech niche working device 27 . The pyrotechnic device is connected via an ignition cable 29 to an ignition device, which is not described in more detail here. The Einrich device 27 contains a propellant with an associated ignition device, and an actuating device of conventional construction type, the details of the structure of the pyrotechnic device for simplicity are not shown here or described in more detail. 35 here denotes an adjusting lever which connects to the rudder adjustment device, not shown.

Wie aus den Fig. 2 und 3 zu erkennen ist, sind die Klapp achsen 14′ für die Ruderflächen 2 so auf den Umfang des Flug körpers 1 verteilt angeordnet, daß jeweils zwei einander be nachbarte Ruderflächen 2 in Einklappstellung eine einander überdeckende Lage einnehmen.As can be seen from FIGS. 2 and 3, the folding axes 14 'for the rudder surfaces 2 are arranged so distributed over the circumference of the flight body 1 that two mutually adjacent rudder surfaces 2 occupy an overlapping position in the folded position.

Die Klappachsen 14′ sind vom Zentrum des Flugkörpers 1 be trachtet so nach außen versetzt angeordnet, daß in Ein klappstellung weder die Ruderflächen 2 noch deren Lagerung bzw. Stelleinheiten die Querschnittskontur des Flugkörpers, bezogen auf die größte Abmessung, nach außen überragen.The folding axes 14 'are from the center of the missile 1 intended to be arranged offset to the outside so that in a folding position neither the rudder surfaces 2 nor their storage or adjusting units project beyond the cross-sectional contour of the missile, based on the largest dimension.

In Fig. 5 bzw. 6 ist eine Verriegelungseinrichtung 39 gezeigt, die sich aus dem Nocken 40 am Lagerteil 15 einer Nut 41 für den Eingriff des Nocken 40, eine Druckfeder 42 und ein feststehendes Verriegelungsglied 43 zusammensetzt.In FIGS. 5 and 6 there is shown a locking device 39, which is composed of the cam 40 on the bearing part 15 a groove 41 for engaging the cam 40, a compression spring 42 and a fixed locking member 43.

Die Wirkungsweise der beschriebenen Ausbildung ist wie nach folgend erläutert.The mode of operation of the training described is as follows explained below.

Ausgehend von der Einklappstellung der Ruder 2 wird für die Ausklappbewegung der Ruder der Treibsatz der pyrotechnisch arbeitenden Stellantriebe 3′′ gezündet. Durch den sich vor dem Kolben 26 jeder der Stelleinheiten 3 aufbauenden Gas druck wird der Kolben 26 aus der in der Zeichnung Fig. 1 strichpunktiert angedeuteten Ruhestellung unter Abscherung des Sicherungsstiftes 28 in Richtung auf die mit durchgehen den Linien dargestellte Endausklapplage bewegt.Starting from the retracted position of the rudder 2 , the propellant charge of the pyrotechnically operating actuators 3 '' is ignited for the unfolding movement of the rudder. By building up in front of the piston 26 each of the actuating units 3 gas pressure, the piston 26 is moved from the rest position indicated by dash-dotted lines in the drawing in FIG. 1, with the safety pin 28 sheared off in the direction of the end fold-out position shown with solid lines.

Bei dieser Verstellbewegung des Kolbens 26 stützen sich des sen Eingriffsglieder 31 an den Seitenflächen 32′ der gerad linig verlaufenden Längsschlitze 22 des feststehenden Getriebe elements 16 ab und das Getriebeelement 14 erhält durch den gleichzeitigen Eingriff der Eingriffsglieder 31′ des Kolbens 26 in die spiralförmigen Längsschlitze 23 des Elements 14 eine Drehbewegung.During this adjustment movement of the piston 26 , the engaging members 31 are supported on the side surfaces 32 'of the straight linear longitudinal slots 22 of the fixed gear element 16 and the gear element 14 receives through the simultaneous engagement of the engaging members 31 ' of the piston 26 in the spiral longitudinal slots 23 of the element 14 a rotational movement.

Über die Klappachse 14′ des Getriebeelements 14 und das mit der Achse festverbundene Lagerteil 15′ bzw. Trägerteil 15 wird das mit diesen Teilen eine Einheit bildende Ruder 2 aus der Einklapplage gemäß Fig. 3 in die Ausklapplage gemäß Fig. 2 bewegt.About the pivot axis 14 'of the gear element 14 and the firmly connected to the axle bearing member 15' and support member 15, the unitary with these parts rudder 2 moves from the Einklapplage of FIG. 3 in the Ausklapplage in FIG. 2.

Bei Erreichen der Endausklapplage der Ruder 2 rastet der Nocken 40 am Lagerteil 15′ des Ruders 2 ein in die Nut 41, des unter der Wirkung der Druckfeder 42 feststehende Ver riegelungsgliedes 43.When the rudder 2 reaches the final unfolded position, the cam 40 snaps onto the bearing part 15 'of the rudder 2 into the groove 41 , of the locking member 43 fixed under the action of the compression spring 42 .

Aus der arretierten Ausklapplage können die Ruder 2 mit Hilfe der Schwenklagerungen 4 Steuerbewegungen ausführen.From the locked fold-out position, the rudders 2 can perform 4 control movements with the aid of the pivot bearings.

Claims

1. Setting device for aerodynamically acting surfaces, such as rudders, wings or the like, in particular on missiles, containing

- An actuating gear with relatively mutually adjustable gear members, coupled with the surfaces to be actuated for adjustment from an initial position to an end position and
- an actuator acting on the actuator,
characterized in that
- The actuator ( 3 ') for attacking the surface to be adjusted ( 2 ) to each other concentrically arranged gear members ( 14 ; 16 )
- - Rotatable relative to each other and by means of screw guides ( 22 and 23 ) are relatively axially adjustable against each other and that
- The link ( 26 ) of the actuator ( 3 '') rectified tet with the longitudinal axis of the aircraft or the effective direction of the links ( 14 ; 16 ) of the transmission ( 3 ') is arranged ver adjustable.

2. Actuating device according to claim 1, characterized in that one of the gear elements ( 16 ) is arranged stationary and in the direction of the folding axis ge radially extending guide grooves or slots ( 22 ) and the rotatable elements ( 14 ) slots ( 23 ) contains in the axial direction ( 14 ') helical course and that the axially movable actuator ( 26 ) of the actuator ( 3 '') engaging members ( 31 and 31 ') for engagement simultaneously in both guides ( 22 and 23 ).

3. Setting device according to claim 1 or 2, characterized in that the helical guide ( 23 ) has a continuous course.

4. Adjusting device according to claim 1 to 3, characterized in that the helical guide ( 23 ) in the loading area of one or both ends of its axial extension has a flatter gradient compared to the rest of the area.

5. Actuating device according to claim 1 to 4, characterized in that each of a plurality of tail surfaces ( 2 ) is assigned an actuating unit ( 3 ).

6. Actuating device according to claim 1 to 5, characterized in that the tail surface ( 2 ) with the associated gene actuating unit ( 3 ) from actuator ( 3 ') and actuator ( 3 '') as a whole from a carrier part ( 8 ) taken and to achieve control deflections about its pivot bearing ( 6 ) with the bearing axis ( 5 ) relative to the missile ( 1 ) is provided.

7. Actuating device according to claim 1 to 6, characterized in that the carrier part ( 8 ) is connected to a Steuereinrich device.

8. Actuating device according to claim 1 to 7, characterized in that each of the rudder surfaces ( 2 ) has a surface which locks the surfaces in the extended position ( 39 ; 40 , 41 , 42 , 43 ).

9. Adjusting device according to claim 1 to 8, characterized in that the lock ( 39 ) by means of a Ver locking groove ( 41 ) and engaging therein, spring-loaded engagement members ( 42 , 43 ) automatically the surface ( 2 ) relative to the fixed support part ( 8 ) locked in the unfolded position.

10. Actuating device according to claim 1 to 9, characterized in that the actuator ( 3 '') by a pyro technical, via a compressed gas generator and a pressurized by the compressed gas actuator ( 26 ) on the actuating gear ( 3 ') acting device ( 27 ) is formed.