具体实施方式

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将结合附图和实施例或现有技术的描述对本发明作简单地介绍，显而易见地，下面关于附图结构的描述仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

以下将参照附图，通过实施例方式详细地描述本发明提供的技术方案。在此需要说明的是，对于这些实施例方式的说明用于帮助理解本发明，但并不构成对本发明的限定。

在一些例子中，由于一些实施方式属于现有或常规技术，因此并没有描述或没有详细的描述。

此外，本文中记载的技术特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和、或步骤以外，还可以在一个或多个实施例中以任意合适的方式组合。对于本领域的技术人员来说，易于理解与本文提供的实施例有关的方法的步骤或操作顺序还可以改变。附图和实施例中的任何顺序仅仅用于说明用途，并不暗示要求按照一定的顺序，除非明确说明要求按照某一顺序。

本文中为部件所编序号本身，例如“第一”、“第二”等，仅用于区分所描述的对象，不具有任何顺序或技术含义。而本申请所说“连接”、“联接”，在合理情况下(不构成自相矛盾的情况下)，均包括直接和间接连接(联接)。

如图1至图5所示，本实施例的在同一弹体截面安装的多组独立舵面和尾翼合件装置，包括组合本体1、多个舵面合件3、和多个尾翼合件4；多个舵面合件3和多个尾翼合件4沿组合本体1的周向间隔交错排布；每个舵面合件3均包括：翼转轴一8、转动连接至翼转轴一8一端的舵面一10、套接在翼转轴一8另一端的轴承14、套接在翼转轴一8外的锥齿轮一16、和驱动舵面一10展开的驱动组件一，锥齿轮一16位于舵面一10和轴承14之间；每个尾翼合件4均包括：翼转轴二18、转动连接至翼转轴二18一端的尾翼21、和驱动尾翼21展开的驱动组件二；

组合本体1包括固定块、夹持块一、和夹持块二，夹持块一位于固定块和夹持块二之间，夹持块一和夹持块二的相对面均分别开设有多个半孔一19和多个半孔二20，多个半孔一19和多个半孔二20沿周向间隔交错布置；夹持块一的半孔一19与夹持块二的半孔一19一一对应，且对应的两个半孔一19合成一个完整的轴承孔，轴承孔与轴承14配合；夹持块一的半孔二20与夹持块二的半孔二20一一对应，且对应的两个半孔二20合成一个完整的轴孔，轴孔与翼转轴二18配合；固定块连接有多个电机2，每个电机2的输出轴均设有与锥齿轮一16啮合的锥齿轮二。

舵面合件3和尾翼合件4的数量根据实际需要确定，在本实施方式中，各设置四组，四组舵面合件3和四组尾翼合件4均匀布置在同一弹体截面，具体地，四组舵面合件3和四组尾翼合件4安装在夹持块一和夹持块二之间；四组舵面合件3的四个轴承14安装在四个轴承孔内；四组尾翼合件4的四个翼转轴二18安装在四个轴孔内；安装时，夹持块一和夹持块二分开，将四个轴承14分别放置在夹持块一或夹持块二的四个半孔一19内，并将四个翼转轴二18分别放置在夹持块一或夹持块二的四个半孔二20内，然后合上夹持块一和夹持块二，再将夹持块一和夹持块二可拆卸固定，然后将安装有四个电机2的固定板5可拆卸固定至夹持块一即可。从而实现在弹体同一横截面安装多组舵面合件3和多组尾翼合件4。

在一个实施方式中，翼转轴一8和翼转轴二18远离组合本体1的一端均开设有安装槽；安装槽相对的两侧壁之间均连接有转轴9；舵面一10的一端位于翼转轴一8的安装槽内，并套在转轴9外；尾翼21的一端位于翼转轴二18的安装槽内，并套在转轴9外。安装槽相对的两侧壁之一可以开设与转轴9配合的孔洞，另一者开设与转轴9螺纹连接的螺纹孔，这样，转轴9一端依次穿过翼转轴一8、翼转轴二18和安装槽侧壁的孔洞，转轴9另一端与安装槽另一侧壁的螺纹孔螺纹连接；显而易见的是，还可采用其他方式固定转轴9。舵面一10的转动轴线垂直于翼转轴一8的延伸方向，舵面一10在驱动组件一的驱动下绕转轴9转动，从而展开，展开后，电机2接收指令通过锥齿轮一16和锥齿轮二带动舵面一10绕翼转轴一8的延伸方向旋转，实现弹体的偏航、俯仰和止旋。尾翼21在驱动组件二的驱动下绕转轴9转动，从而展开，尾翼21展开后为弹体提供升力并保持弹体稳定飞行。

在一个实施方式中，舵面一10和尾翼21位于安装槽内的一端均螺纹连接有调节螺钉13；调节螺钉13用于调节舵面一10和尾翼21的展开角度。调节螺钉13位于转轴9靠近组合本体1的一侧，锥齿轮一16开有避让舵面一10的避让槽，转动调节螺钉13，调节螺钉13伸出舵面一10的距离发生变化，调节螺钉13抵至翼转轴一8后，舵面一10不再转动，从而达到调节舵面一10的展开角度。

在一个实施方式中，驱动组件一和驱动组件二均包括：压缩弹簧12和限位块11；翼转轴一8和翼转轴二18远离组合本体1的一端均开设有与限位块11滑动配合的安装孔；压缩弹簧12的两端分别抵至安装孔的孔底和限位块11；舵面一10或尾翼21处于折叠状态时，限位块11的端部与舵面一10或尾翼21相抵；舵面一10或尾翼21处于展开状态时，限位块11的外周壁与舵面一10或尾翼21相抵，以锁定展开角度。

当弹体储存时，即弹体位于弹筒内时，翼转轴一8、翼转轴二18内的压缩弹簧12被压缩，舵面一10或尾翼21折叠；当弹体发射后，弹体离开弹筒，压缩弹簧12推舵面一10、尾翼21绕转轴9转动，当调节螺钉13碰到翼转轴一8、翼转轴二18时，舵面一10、尾翼21展开到位，此时，舵面一10、尾翼21下方的限位块11限制舵面一10、尾翼21不能退回，展开角度被锁定。

在一个实施方式中，翼转轴一8远离舵面一10的一端螺纹连接有调节螺母15；轴承14位于调节螺母15与舵面一10之间；调节螺母15用于调节翼转轴一8的径向位置，以使锥齿轮一16与锥齿轮二啮合空回为零，使得调整舵面一10的偏转角度更精确。

在一个实施方式中，夹持块一和夹持块二两者中，至少一者呈环状；翼转轴二18远离尾翼21的一端插设有销钉17；销钉17位于环状内部，从而通过销钉17将尾翼合件4限定在零位。

在一个实施方式中，半孔一19的两端均凸设有限位凸起；轴承14位于两个限位凸起之间。

本发明不局限于上述可选实施方式，任何人在本发明的启示下都可得出其他各种形式的产品，但不论在其形状或结构上作任何变化，凡是落入本发明权利要求界定范围内的技术方案，均落在本发明的保护范围之内。