前部と後部と長軸を有する砲弾本体と、前記砲弾の前部の互いに反対側面にあり、前記長軸に対してある角度で配置され、砲弾の回転数に対応した回数と周波数で、前記砲弾本体から突出可能で、また、前記砲弾本体に引き込まれ可能な、二つ以上の先尾翼と、前記長軸に対してある角度で前記砲弾本体後部に固定され、前記砲弾本体を安定化させ、飛行中、前記砲弾本体を前記長軸周りに連続的に回転させる二つ以上の尾翼と、前記砲弾に設けられ、前記砲弾本体の回転に同期して前記先尾翼を突出させ、また、引き込むアクチュエーターを備えた砲弾であって、前記砲弾が軌道に沿って発射された後、前記先尾翼は、前記砲弾の回転数に対応した回数と周波数で、前記砲弾本体から突出し、また、前記砲弾本体に引き込まれ、その結果、前記砲弾本体の前部を横方向に操縦し、前記砲弾の弾道の横方向を修正する砲弾。前記先尾翼が、前記砲弾の一回転毎に少なくとも1回は突出し、1回は引き込まれる請求項1に記載の砲弾。前記先尾翼を突出させ、引き込む前記アクチュエーターを稼働開始させる制御システムを含む請求項1に記載の砲弾。前記制御システムは、前記砲弾の空間位置を決定するため、GPS誘導システムとINS誘導システムのどちらか一方あるいは両者を含む請求項3に記載の砲弾。前記制御システムは、前記砲弾の角度位置を決定するため、回転ジャイロシステムを含む請求項1に記載の砲弾。前記先尾翼は、水平軸に対して、約2°~約20°の角度をなす請求項1に記載の砲弾。前記先尾翼は、水平軸に対して、約4°~約10°の角度をなす請求項6に記載の砲弾。前記先尾翼は、水平軸に対して、約5°の角度をなす請求項7に記載の砲弾。本発明の目的は、ミサイルあるいは砲弾を制御する新規なシステムを提供することである。本発明のシステムは上記の従来のシステムに似ているがより安価である。本発明の他の目的は、突出し、引き込まれる先尾翼を備えた回転砲弾を提供することである。本発明の他の目的は、砲弾の回転数に対応して、設定周波数で何度も突出し、引き込まれる先尾翼を備えたミサイルや回転砲弾を提供することである。本発明の他の目的は、次の構成を備えた砲弾を提供することである。前部と後部と長軸を備えた砲弾本体、砲弾の前部の互いに反対側面にある二つ以上の先尾翼、この先尾翼は砲弾の回転数に対応して、設定周波数で何度も突出し、引き込まれる、長軸と平行に、あるいは長軸に対してある角度で固定された、後部の二つ以上の尾翼、先尾翼を突出させ、引き込むアクチュエータ、砲弾が軌道に沿って発射された後、先尾翼は、砲弾の回転数に対応して、設定周波数で何度も砲弾本体から突出し、また、砲弾本体に引き込まれ、砲弾の弾道を修正する。本発明の他の目的は、砲弾あるいはミサイルが、前部の先尾翼と適切な通信が可能な、GPSまたはINS誘導システムを備える。本発明によれば、費用対効果の高い、二つまたは三つの自由度の操縦システムが、GPSまたはINS誘導システムと結合されて、迫撃砲、爆弾、大砲の砲弾、ミサイルの目標への正確さを向上するための進路修正を可能にする。本発明の一様相では、回転を起こす尾翼が備えられる。尾翼は飛行中の砲弾に緩い回転をもたらす。飛行制御システムは、砲弾の先端の、設定周波数で何度も突出し、引き込まれる先尾翼を備える。本発明のこれらの、また、他の目的は以下の説明により、一層明らかとなる。飛行制御システムは砲弾に取り付けられるか、あるいは、砲弾に内蔵される。砲弾の飛行中、飛行制御システムは砲弾の位置をGPSあるいはINSの技術を用いて測定する。センサーを備えた飛行制御システムは、先尾翼を正確に突出させ、引き込む飛行制御アクチュエータの駆動を開始させる。砲弾の回転に応じて、相対的な回転位置と砲弾の本体からの先尾翼の突出量は、アクチュエータが先尾翼の突出位置を制御するに従い、変化する。先尾翼の制御された突出および引き込みは、砲弾の前方部信管の先端部の持ち上げ量を変化させる。結果として生じる信管の先端部の持ち上げ量の変化は、機首と前部先尾翼の攻撃角の変化をもたらす。このシステムは、砲弾の弾道の低いg重力加速度の修正をもたらす。本発明により、RCFC回転制御固定先尾翼概念の単純さブレーキシステムを用いた、砲弾を操縦するための唯一の信号は維持される。しかし、RCFC概念は、固定入射角の伸縮先尾翼唯一のリニアアクチュエーターを用いると結合される。完成した機体は傾斜した尾翼を使用して回転する。どちらの概念においても、一対の先尾翼しかないため、所望の方向への横方向の力を得るため回転運動が必要である。回転運動は、ジャイロスコープ的安定性を生み出すために用いられるのではない。また、横方向の力を発生させるジャイロスコープ的ずれを用いるため回転速度を制御するのでもない。このようにして、ゆっくり回転する砲弾は、GPSまたはINS誘導システムと結合されて、迫撃砲、爆弾、大砲の砲弾、ミサイルの正確さを向上するための進路修正をもたらす。本発明による操縦システムは、尾翼、先尾翼、GPSおよび/またはINS誘導システム、飛行制御コンピューター、信管とのインターフェース、砲弾またはミサイルの本体を含む。尾翼は長軸とある角度で取り付けられており、回転を生じさせ、飛行中にゆっくり回転する砲弾が得られる。砲弾の先端に、操縦システムは突出し、引き込まれる先尾翼を備える。操縦システムは砲弾の本体に固定されている。先尾翼は平板で、好ましくは、長軸に対して固定角で傾斜しており、固定入射角である。砲弾の飛行中、GPSおよび/またはINS誘導システムは砲弾の位置を測定し、飛行制御コンピューターは、先尾翼を正確に突出させ、引き込む飛行制御アクチュエータを稼働開始させる。制御された先尾翼の突出、引き込みは、砲弾の機首あるいは信管の持ち上げ量を変化させる。砲弾の機首または信管の持ち上げ量の変化の結果、砲弾全体の攻撃姿勢角度が決まる。これにより砲弾を所望の軌道に操縦する横方向の力が得られ、砲口速度の変化、迫撃砲の設置位置誤差、大気現象による誤差を修正する。現在実際の戦地では、正確な発射と、付随する最小の損害が要求される。ハイテク兵器に用いられる制御機器には安価な解決策が求められる。安価なGPS/INSに基づく修正システムをもつ迫撃砲砲弾は、この要求に合致する。現在の安価な誘導あるいは修正迫撃砲武器の傾向は、次の要求一覧の特徴で表わされる。安価;ファイアーアンドフォーゲット自動追尾機能;僅かな弾道誤差も最小化する修正弾道;望まれる武器のCEPcircularerrorprobability円形公算誤差とPkprobabilityofkill破壊確率と合致したGPS/INS誘導;目標を衝撃範囲に収める能力。システムに望まれる特徴は以下のとおりである。1.迫撃砲の向上した有効性と効率。そこではCEP円形公算誤差は極端に減少し、補給も減少するが、OPTEMPOMilitaryOperationalTempo軍事作戦の速度は増加する。2.迫撃砲砲弾の大量在庫/現在の無誘導迫撃砲の展開が利用可能。これは本体、尾部、信管の存在を含む。3.修正装置は相変わらず信管でなければならない。信管は取付とプログラムが容易であり、野外で扱う上で十分頑丈である。本願で開示されクレームされた制御誘導システムは次の利点をもつ。1高速で突出する固定入射角の平板先尾翼二枚の先尾翼。2.一つだけのエレクトロメカニカルアクチュエータ。3.誘導システムに要求され、高速で突出する際の周波数および/または先尾翼の孔と同調するLATAX。4.傾斜した尾翼/機首翼から生じる回転推進モーメント。5.前方の先尾翼の空気表面の影響を強くは受けない静的な縦揺れ安定性。静的な安定性は、先尾翼の露出により減少し、トリム角は増加し、横方向の加速を発生させる。本発明に特に関連した様相として、本発明は迫撃砲弾の制御力を発生させる単純な方法である。信管に統合可能な部品を用いて、安価にシステムは武装でき、この種のハイテク砲弾のGPS/INS誘導装置の発達したものと交換可能である。本発明においては、予め設定した照準は必要ない。というのはどちらの場合も、砲/兵器は意図した目標に照準が合わせられ、弾道の計算は、計算上の僅かな弾道の誤差を決定し、これは誘導と、回転する機体の先尾翼を突出させ、引き込む制御システムにより補正されるからである。本発明の完全な理解のため、本発明の好ましい実施例と付随する図面の説明が、行なわれる。本発明の好ましい実施例の説明が図1~8を参照して行なわれる。各図の同じ要素には同じ符号が付される。図1、2はそれぞれ本発明の迫撃砲弾の断面略図である。迫撃砲弾2は前部4信管、後部6を備える。後部6は尾翼10を備える。尾翼10は、飛行中の安定化迫撃砲弾2とつり合っていて傾斜しており、ゆっくりとした回転を生じさせる。前部4は、筺体14から突出し、引き込まれる先尾翼12を備える。先尾翼12は、図1では突出しており、図2では引き込まれている。先尾翼12は一つ以上のアクチュエータ16と結合している。アクチュエータ16は飛行制御システム18と通信する。飛行制御部18は、GPSまたはINSのような誘導システム、および、好ましくはCPUを備える。好ましくは、電池あるいは他のパワー源22があり、飛行制御システム18とアクチュエータ16にパワーを供給する。二つの先尾翼12があることが好ましい。二つから八つの先尾翼をもつことが最適であり、先尾翼は、好ましくは、筺体14の周囲に等間隔に位置する。先尾翼の大きさはいくつかの要素に依存する。それには砲弾の痕跡も含まれる。例えば、長さが約0.5m~約1.5mの迫撃砲弾の場合、先尾翼の幅は約10cm~約50cm、長さは約10cm~約50cmであり、表面領域は筺体14の外表面から放射状に突出する。本発明による制御システムは図3のブロック図に示される。GPS24とINS26INS26はなくてもよいは、それぞれ位置情報を反映した信号をCPU30に通信する。回転ジャイロ32は回転情報、例えば回転角、角速度をCPU30に通信する。CPU30は位置情報と回転情報を処理し、適切な時に信号をアクチュエータ34に送る。アクチュエータ16または34は電気的あるいは機械的な部品であり、一つあるいは両方の先尾翼12を、好ましくは、何度も、そして/あるいは砲弾の回転速度に対応した周波数で、希望通りに突出させ、引き込む。例えば、先尾翼は筺体から1サイクル毎にすなわち、砲弾の一回転ごとに、1/3サイクルから1/2サイクルの間、突出する。突出するタイミングは、回転と必要な修正に依存する。先尾翼が一サイクルを超えて突出したり、引き込まれたりする状況もあり、毎サイクルより少ない状況もあり、ほとんど全てのサイクルの状況もある。それらは必要な修正に依存する。アクチュエータが動作する特定の一つの周波数があり、場合によっては、その周波数は飛行制御システム18からの信号により変化する。先尾翼の突出引き込み周波数が約2回/秒~約20回/秒、より好ましくは約5回/秒~約10回/秒ということは本発明の範囲内である。先尾翼12は部分的にあるいは完全に突出し、一定時間引き込まれないこともありうる。典型的には、先尾翼は砲弾の一回転の間に一回突出し一回引き込まれる。図4は砲弾の360°回転一回転を示す。砲弾が右方向に誘導されているとすると、両先尾翼は、砲弾が一番上の位置0°から約60°の位置まで回転する間、砲弾の表面から突出する。先尾翼は、砲弾が120°の位置まで回転する間、部分的にあるいは完全に突出しており、その後引き込まれる。砲弾が左方向に誘導されているとすると、両先尾翼は、砲弾が240°から300°の位置まで回転する間、砲弾の表面から突出している。その後、先尾翼は再び引き込まれる。砲弾が300°まで回転したとき、先尾翼は完全に引き込まれる。このようなことが砲弾の各回転について繰り返される。あるいは、必要な修正により変化する。図5に示すように、砲弾の前部40は、前部40の筺体44から放射状に突出した先尾翼42を備える。先尾翼42は長軸50に対して角度48をもつ。角度48は、約2°~約20°、好ましくは約4°~約10°、さらに好ましくは約5°である。本発明の実施形態の計算例において、質量4.40kgの砲弾が、発射角45°、発射速度300.00m/秒で発射された。回転周波数は最大横方向加速の際、8.00Hzであった。飛行時間は36.40秒、飛行距離は5506.0mであった。最大高さは1640.30mであり、その点での砲弾の速度は最小で147.24m/秒であった。これは発射後19.50秒で起きた。衝突時の速度は194.76m/秒、角度は54.73°であった。横方向の最大修正は計算上233.69mであった。図6は先尾翼を突出していない砲弾の、発射から衝突までの弾道の高さを表わすグラフである。図7は必要な横方向の修正量を表わすグラフである。図8は砲弾の修正無しの弾道54と、本発明による修正された弾道56の、三次元表示である。先尾翼を突出し、あるいは引き込む、新規な回転砲弾が説明されている。その結果、特に、求められていた全ての目的と効果が満たされる。しかし本発明の種々の変化、変形、変更、他の使用応用は、好ましい実施例を開示した本願の詳細な説明と図面から、当技術分野の技術者に明らかである。本発明の技術思想から離れていない全ての変化、変形、変更、他の使用応用は、クレームのみにより限定された本発明の範囲と見なされる。