RU2216708C1

RU2216708C1 - Method controlling flight of surface-to-surface ballistic self-guided rocket missile

Info

Publication number: RU2216708C1
Application number: RU2002107348/02A
Authority: RU
Inventors: М.В. Большаков; А.В. Кулаков; В.А. Кулаков; А.Н. Лавренов; А.В. Смирнов
Original assignee: Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение машиностроения"
Priority date: 2002-03-25
Filing date: 2002-03-25
Publication date: 2003-11-20

Abstract

FIELD: weaponry, ground-support systems of surface-to-surface guided rockets ensuring destruction of targets by ballistic selfguided rocket missiles. SUBSTANCE: in compliance with invention reception of information from homing head is begun at time moment t established before launch of rocket missile by value of start angle θ included between longitudinal axis of rocket missile and plane of horizon as well as by table values of initial velocity of rocket missile, aerodynamic resistance of rocket missile and maximum operation range of homing head to standard target. Inclination angle γ of sighting axis of antenna device of homing head to aiming point is determined prior to launch of rocket missile by configuration of ballistic trajectory of rocket missile, parameters of roll rotation ( stabilization, for instance, for stabilized head compartment ) and time of flight of rocket missile from moment t to termination of self-guidance mode. Start angle θ in its turn is measured on leveled launcher by transmitter of inclination angle aboard rocket missile and/or by transmitter of inclination angle on launcher with subsequent transmission of θ or t aboard rocket missile. Finally, roll stabilization of rocket missile in flight is carried out by information from rocket-borne free gyroscope and by information from homing head sighting contrast reference points on underlying surface. Employment of proposed design is viewed as especially advantageous for variants with roll stabilized head comparment-additionally fitted modules of unguided missiles. It can be predicted that complexes of guided rocket missiles based on this approach can build up most numerous class of so-called light high-accuracy surface-to-surface weapons on nearest future with due account of criterion " cost-efficiency ". EFFECT: increased accuracy of guidance of rocket missile on target. 3 cl, 7 dwg

Description

Изобретение относится к военной технике, преимущественно к тактическим системам управляемого ракетного оружия (УРО) класса "поверхность - поверхность". The invention relates to military equipment, mainly to tactical systems of guided missile weapons (URO) of the class "surface - surface".

Известны комплексы УРО, обеспечивающие поражение целей управляемыми (самонаводящимися) ракетами и реактивными снарядами (PC), в т.ч. баллистическими класса "поверхность - поверхность" (см., например, Волков Е.Б., Мазинг Г. Ю. , Сокольский В.Н. Твердотопливные ракеты. - М.: Машиностроение, 1992, с. 275-280; Головин С.А., Сизов Ю.Г., Скоков А.Л., Хунданов Л.Л. Высокоточное оружие и борьба с ним. - М.: издательство "В.П.К.", 1996 - аналоги). Known missile defense systems that provide target destruction with guided (homing) missiles and rockets (PC), including ballistic class "surface - surface" (see, for example, Volkov EB, Masing G. Yu., Sokolsky VN Solid propellant rockets. - M .: Mashinostroenie, 1992, pp. 275-280; Golovin S. A., Sizov Yu.G., Skokov A.L., Khundanov L.L. High-precision weapons and the fight against them.- M .: Publishing House "V.P.K.", 1996 - analogues).

Известен способ высокоточного поражения цели вращающимся баллистическим PC со стабилизированным по крену головным отсеком (ГО), в котором размещена головка самонаведения (ГСН) - см. патент РФ 2158411 от 27.10.2000 (приоритет от 06.10.1999); функционирование PC по данному способу - ближайший аналог. There is a method of high-precision target destruction by a rotating ballistic PC with a roll-stabilized head compartment (GO), in which a homing head (GOS) is located - see RF patent 2158411 from 10.27.2000 (priority from 06.10.1999); PC operation in this way is the closest analogue.

Однако способ - ближайший аналог не определяет особенностей функционирования управления PC в части их "количественной" привязки по характерной траектории полета. However, the method - the closest analogue does not determine the features of the functioning of the PC control in terms of their "quantitative" binding along the characteristic flight path.

Целью предлагаемого изобретения является уточнение особенностей функционирования управления баллистического PC, в т.ч. со стабилизированным по крену ГО. The aim of the invention is to clarify the features of the functioning of the control of ballistic PC, including with stabilized roll GO.

Указанная цель достигается тем, что прием информации от ГСН начинают в момент времени t, определяемый ДО ЗАПУСКА PC по значению стартового угла θ между продольной осью PC и плоскостью горизонта, а также по табличным значениям начальной скорости PC, аэродинамического сопротивления PC и максимальной дальности работы ГСН по типовой цели. При этом угол наклона γ оси визирования антенного устройства (АУ) ГСН в точку прицеливания определяют ДО ЗАПУСКА PC по конфигурации баллистической траектории PC, параметрам вращения (либо стабилизации, например, для стабилизированных ГО ближайшего аналога) по крену и времени полета PC от момента t до окончания режима самонаведения. В свою очередь, стартовый угол θ измеряют на горизонтированной пусковой установке (ПУ) датчиком угла наклона на борту PC и/или датчиком угла наклона на ПУ с последующей передачей значения θ или t на борт PC. Наконец, стабилизацию PC в полете по крену осуществляют по информации от бортового свободного гироскопа и/или по информации от ГСН, визирующей контрастные ориентиры подстилающей поверхности. This goal is achieved by the fact that the reception of information from the GOS starts at time t, determined BEFORE STARTING PC by the value of the starting angle θ between the longitudinal axis PC and the horizon plane, as well as the tabular values of the initial speed PC, aerodynamic drag PC and the maximum range of the GOS for a typical purpose. In this case, the angle of inclination γ of the axis of sight of the antenna device (AU) of the GOS at the aiming point is determined BEFORE STARTING PC by the configuration of the ballistic trajectory PC, rotation parameters (or stabilization, for example, for stabilized GOs of the closest analogue) according to the roll and flight time PC from time t to homing mode. In turn, the starting angle θ is measured on a horizontal launcher (launcher) with the angle sensor on board the PC and / or the angle sensor on the launcher, followed by the transmission of the θ or t value on board the PC. Finally, the stabilization of the PC in flight along the roll is carried out according to information from the onboard free gyroscope and / or according to information from the GOS, which visually contrasts the underlying surface.

Структурная схема устройства, реализующего работу (функционирование) по данному способу, представлена на фиг.1-6, схема полета PC - на фиг.7. The structural diagram of a device that implements the work (operation) of this method is presented in Fig.1-6, the flight diagram of the PC in Fig.7.

Приняты обозначения:
1 - головка самонаведения,
2 - устройство определения угла места θ (например, датчик угла наклона маятникового либо уровневого типа),
3 - бортовой вычислительный комплекса (БВК),
4 - свободный гироскоп стабилизации РС (ГО, АУ ГСН) по каналу крена,
5 - бортовой источник питания,
6 - рулевой привод,
7 - сигнализатор старта (например, типа акселерометра),
8 - датчик температуры.Designations accepted:
1 - homing head,
2 - a device for determining the elevation angle θ (for example, a tilt angle sensor of a pendulum or level type),
3 - on-board computer complex (BVK),
4 - free gyroscope stabilization RS (GO, AU GSN) on the roll channel,
5 - on-board power source,
6 - steering gear
7 - start signaling device (for example, type of accelerometer),
8 - temperature sensor.

На фиг. 1 показан вариант PC (PC с ГО) по предложенному способу, в котором реализовано АВТОНОМНОЕ предстартовое измерение угла места θ при помощи устройства 2, предстартовая раскрутка свободного гироскопа 4 (при этом рассогласование связанных осей координат PC (ГО) и вектора кинетического момента свободного гироскопа отслеживается посредством БВК 3). Послестартовое электропитание бортовых систем (и, одновременно, определение по началу поступления электропитания "ноля" бортового времени) обеспечивается бортовым источником электропитания 5, например, типа ампульной или термохимической батареи. БВК 3 обрабатывает достартовую информацию от устройства измерения θ 2, послестартовую информацию от свободного гироскопа 4 и ГСН 1 и выдает управляющие команды на рулевые привода 6. In FIG. 1 shows a variant of PC (PC with GO) according to the proposed method, in which an AUTONOMOUS pre-start measurement of elevation angle θ is implemented using device 2, pre-launch promotion of a free gyroscope 4 (in this case, the mismatch of the associated coordinate axes PC (GO) and the kinetic moment vector of a free gyroscope is monitored through IOO 3). Post-start power supply of the on-board systems (and, at the same time, determination of the “zero” of the on-board time by the start of the power supply) is provided by the on-board power supply 5, for example, of an ampoule or thermochemical battery. BVK 3 processes pre-start information from the measuring device θ 2, post-start information from a free gyroscope 4 and GOS 1 and issues control commands to the steering gear 6.

На фиг. 2 показан вариант PC (PC с ГО), отличающийся от представленного на фиг. 1 организацией автономного канала стабилизации PC (ГО) по крену (управляющие команды по крену, пропорциональные рассогласованию вектора кинетического момента свободного гироскопа 4 и связанных осей координат PC (ГО), "напрямую" - минуя БВК 3 - подведены к рулевым приводам 6, обеспечивающим управление по крену). Следует отметить, что определение "напрямую" не исключает применения в канале специализированных блоков усиления, введения (изменения) передаточного отношения и т.п. (которые на фиг.1-6 не показаны). In FIG. 2 shows a variant of PC (PC with GO) different from that shown in FIG. 1 organization of an autonomous stabilization channel PC (GO) for roll (control roll commands proportional to the mismatch of the kinetic moment vector of a free gyroscope 4 and the associated coordinate axes PC (GO), "directly" - bypassing the IAC 3 - are connected to the steering gears 6, providing control roll). It should be noted that the definition of “directly” does not exclude the use of specialized units of amplification, introduction (change) of the gear ratio, etc. in the channel (which are not shown in FIGS. 1-6).

На фиг.3 изображен вариант PC (РС с ГО), в состав бортовых систем которого дополнительно введен специализированный сигнализатор старта 7 - для "сверхточного" определения "ноля" бортового времени, например, по осевой стартовой перегрузке. Дополнительно может быть введен также датчик температуры 8, на базе показаний которого БВК 3 корректирует значение расчетной стартовой скорости PC. Figure 3 shows a variant of PC (RS with GO), the on-board systems of which have additionally introduced a specialized start signaling device 7 - for "ultra-precise" determination of the "zero" on-board time, for example, by axial starting overload. Additionally, a temperature sensor 8 can also be introduced, based on the readings of which BVK 3 corrects the value of the estimated starting speed PC.

На фиг.4 представлен вариант PC (PC с ГО), в котором с целью упрощения и удешевления снаряда упразднено БОРТОВОЕ устройство измерения угла θ, но одновременно введено аналогичное устройство 2 на горизонтируемой пусковой установке - с вводом предстартового значения θ в БВК 3 каждого PC (ГО PC). Figure 4 presents a variant of PC (PC with GO), in which, to simplify and reduce the cost of the projectile, the ON-board device for measuring the angle θ is canceled, but at the same time a similar device 2 is introduced on the horizontal launcher - with the introduction of the pre-launch value θ in the BVC 3 of each PC ( GO PC).

Другим вариантом упрощения и удешевления PC (PC с ГО) является упразднение БОРТОВОГО свободного гироскопа 4 (см. фиг.5) с передачей функций датчика уходов PC (ГО) по крену оптической ГСН 1. При этом алгоритмы обработки, принятые для ГСН 1, должны обеспечивать по изображению подстилающей поверхности и/или линии горизонта стабилизацию с требуемой точностью PC (ГО) по каналу крена. Another option to simplify and reduce the cost of PCs (PC with GO) is the abolition of the onboard free gyro 4 (see FIG. 5) with the transfer of the functions of the PC (GO) care sensor along the roll of the optical seeker 1. In this case, the processing algorithms adopted for the seeker 1 should provide stabilization with the required accuracy PC (GO) over the roll channel using the image of the underlying surface and / or horizon line.

Следует отметить, что на пусковой установке могут размещаться все системы, показания которых используются в алгоритмах работы БВК 3 ДО СТАРТА, а именно: устройство определения угла места 2, сигнализатор старта 7, датчик температуры 8 и также дополнительно анемометр (определение скорости ветра), барометр (определение атмосферного давления) и т.п. - с передачей информации от них на борт PC. It should be noted that the launcher can accommodate all systems whose readings are used in the algorithms of the BVK 3 BEFORE START, namely: a device for determining the elevation angle 2, a start signaling device 7, a temperature sensor 8 and also an anemometer (determining wind speed), a barometer (determination of atmospheric pressure), etc. - with the transfer of information from them on board the PC.

Вариант PC (PC с ГО) по предложенному способу, в котором достигается максимальное упрощение бортового управляющего комплекса, представлен на фиг. 6. Аналогично варианту, представленному на фиг.4, угол места θ вводится в БВК 3 от устройства определения θ 2, размещенного на горизонтируемой пусковой установке и единого для всех PC данной ПУ. Одновременно, аналогично варианту на фиг. 5 упразднен бортовой свободный гироскоп 4 (с передачей функций датчика крена на ГСН 1). На борту PC (PC с ГО), таким образом, из управляющих устройств размещены лишь ГСН 1 и БВК 3, при этом ГСН 1 выполняет функции датчика крена и обеспечивает возможность осуществления распознавания и самонаведения на цель, а БВК 3 с учетом "жестко зашитых" собственных алгоритмов и сигналов распознавания (наблюдаемых ориентиров) от ГСН 1 обеспечивает формирование управляющих команд на рулевые приводы 6 для стабилизации PC (ГО) по крену и коррекции попадающей в цель траектории PC (связки ГО + реактивный снаряд). The PC variant (PC with GO) according to the proposed method, in which the maximum simplification of the on-board control system is achieved, is presented in FIG. 6. Similarly to the variant shown in Fig. 4, the elevation angle θ is introduced into the IAC 3 from the device for determining θ 2 located on a horizontal launcher and common to all PCs of this PU. At the same time, similarly to the embodiment of FIG. 5 the onboard free gyroscope 4 was abolished (with the transfer of the functions of the roll sensor to GOS 1). Thus, only GSN 1 and BVK 3 are located on board the PC (PC with GO), while the GSN 1 performs the functions of a roll sensor and provides the possibility of recognizing and homing at the target, and BVK 3 taking into account “hard wired” own algorithms and recognition signals (observed landmarks) from the GOS 1 provides the formation of control commands to the steering gears 6 to stabilize the PC (GO) by the roll and correct the PC trajectory (GO + missile bundle) that hits the target.

Схема полета PC по предложенному способу управления представлена на фиг. 7. Характерными точками на этой траектории являются старт, где определяется (измеряется) угол места θ и разарретируется свободный гироскоп стабилизации крена PC (ГО); далее - полет по баллистической кривой; начало работы ГСН по зоне цели - в расчетной точке t, при этом ось визирования антенны ГСН разворачивается (механически либо посредством электронного сканирования) в тангажной плоскости на угол γ относительно продольной оси снаряда; участок корректируемого полета, где БВК, отрабатывая информацию ГСН о рассогласовании связанных осей PC с направлением на цель и поддерживая стабилизацию PC (ГО) по крену, формирует команды управления для режима самонаведения PC на объект атаки. The flight diagram of the PC according to the proposed control method is presented in FIG. 7. The characteristic points on this trajectory are the start, where the elevation angle θ is determined (measured) and a free roll stabilization gyroscope PC (GO) is uncovered; further - flight along a ballistic curve; the start of the GOS operation in the target zone is at the calculated point t, while the axis of sight of the GOS antenna is rotated (mechanically or by electronic scanning) in the pitch plane at an angle γ relative to the longitudinal axis of the projectile; section of the corrected flight, where BVK, processing information from the GOS about the mismatch of the connected PC axes with the direction to the target and supporting stabilization of the PC (GO) along the roll, generates control commands for the homing mode of the PC on the attacked object.

Достартовый расчет времени начала работы ГСН по зоне цели t и угла разворота оси визирования антенны ГСН γ может быть проведен, например, по следующим исходным данным:
θ - угол места, измеряемый на борту РC (либо на пусковой установке с трансляцией значения θ на борт PC);
D - максимальная паспортная дальность работы ГСН PC по типовой цели (группе типовых целей) - константа БВК 3;
V₀ - расчетная скорость PC после окончания работы его двигательной установки (для случая твердотопливных PC Vo ~ f (температуры топливного заряда), что, в частности, может быть оперативно и с требуемой точностью учтено введением датчика температуры 8; для случая массированного применения PC по площадной цели допускается использование табличного ("среднего расчетного") значения V₀).Pre-launch calculation of the start time of the GOS on the target zone t and the angle of rotation of the axis of sight of the GOS antenna γ can be carried out, for example, according to the following initial data:
θ is the elevation angle measured on board the PC (or on the launcher with the translation of the θ value on board the PC);
D is the maximum passport operating range of the GOS PC for a typical target (a group of typical targets) - BVK constant 3;
V ₀ is the calculated speed of the PC after the end of the operation of its propulsion system (for the case of solid-fuel PC Vo ~ f (fuel charge temperature), which, in particular, can be promptly and with the required accuracy taken into account by the introduction of a temperature sensor 8; for the case of massive use of PC according to area target allowed the use of tabular ("average calculated") value V ₀ ).

Расчет текущей (мгновенной) скорости реактивного снаряда V может быть произведен, например, по следующему алгоритму:
сначала определяем

- расчетные зависимости движения PC в поле тяготения Земли (g - ускорение свободного падения) без учета возмущающих сил и моментов в системе координат Оху (см. фиг. 7: ось Ox - местная горизонталь в плоскости стрельбы, Оу - местная вертикаль, О - точка старта).The calculation of the current (instantaneous) velocity of the V projectile can be made, for example, according to the following algorithm:
first we define

- calculated dependences of PC motion in the Earth's gravitational field (g - gravitational acceleration) without taking into account disturbing forces and moments in the Ohu coordinate system (see Fig. 7: the Ox axis is the local horizontal in the firing plane, Oy is the local vertical, O is the point start).

Основными возмущающими факторами при движении PC по баллистической кривой будем считать (см., например, "Справочник по технической механике" под ред. Динника А.Н. - М.: ОГИЗ Гостехиздат, 1949, с.189-192);
1 - силу лобового сопротивления

где C_Xo - коэффициент лобового сопротивления при нулевом угле атаки PC, определяемый конструктивно-технологическими параметрами изделия (константы БВК 3); ρ- плотность атмосферы, введена в БВК 3 для стандартной атмосферы как ρ = f (высоты полета); S - мидель PC (константа БВК 3); V - текущая скорость PC (вычисляется в БВК 3, например, пошаговым методом от V₀);
2 - прочие силы аэродинамического сопротивления (волновое, профильное, индуктивное при появлении углов атаки PC и т.п.) - вычисляются по соответствующим формульным зависимостям по исходным данным, заложенным в БВК 3; интегрально составляют относительно небольшую добавку к X. Уточняют текущее (мгновенное) значение скорости V по траектории полета PC;
3 - подъемную силу, которая определяется преимущественно обводами носовой части корпуса PC и наличием несущих аэродинамических плоскостей (поверхностей); при симметричных обводах и профилях пропорциональна углу атаки (скольжения). Уточняет рассеяние PC по дальности и боковому отклонению;
4 - динамические характеристики (в частности, параметры устойчивости) PC, определяющие расчетные значения реализующихся углов атаки и скольжения по траектории полета, уровень прецессионных и нутационных колебаний (для вращающихся PC) и т.п. Используются в расчетных алгоритмах БВК 3, в результате чего дополнительно уточняется пространственно-временное положение PC по траектории его полета для каждого заданного момента времени;
5 - прочие возмущения, которые могут быть учтены как посредством расчета, так и путем введения поправочного коэффициента, определяемого по результатам экспериментальной отработки (отстрела) изделий на этапе, например, летно-конструкторских испытаний.The main perturbing factors when moving the PC along the ballistic curve will be considered (see, for example, "Handbook of Technical Mechanics" edited by A. Dinnik - M .: OGIZ Gostekhizdat, 1949, p. 189-192);
1 - drag force

where C _Xo is the drag coefficient at zero angle of attack PC, determined by the structural and technological parameters of the product (constant BVK 3); ρ is the density of the atmosphere, introduced in BVK 3 for the standard atmosphere as ρ = f (flight altitude); S - midsection PC (constant BVK 3); V is the current speed of the PC (calculated in BVK 3, for example, by the step-by-step method from V ₀ );
2 - other aerodynamic drag forces (wave, profile, inductive when the angle of attack of the PC appears, etc.) - are calculated according to the corresponding formula dependencies according to the initial data embedded in BVK 3; integrally make up a relatively small addition to X. Refine the current (instantaneous) value of velocity V along the flight path PC;
3 - lifting force, which is determined mainly by the contours of the bow of the PC housing and the presence of bearing aerodynamic planes (surfaces); with symmetrical contours and profiles, it is proportional to the angle of attack (slip). Clarifies PC scattering in range and lateral deviation;
4 - dynamic characteristics (in particular, stability parameters) PC, which determine the calculated values of the realized angles of attack and slip along the flight path, the level of precession and nutation oscillations (for rotating PCs), etc. They are used in the calculation algorithms of BVK 3, as a result of which the spatio-temporal position of the PC is further refined along its flight path for each given point in time;
5 - other disturbances that can be taken into account both by calculation and by introducing a correction factor determined by the results of experimental testing (shooting) of products at the stage of, for example, flight design tests.

Расчет t и γ по представленным математическим моделям и экспериментальным данным может быть проведен как аналитическими, так и численными методами, причем допускается применение относительно "примитивных" БВК 3, поскольку указанный расчет производится ДО СТАРТА и не связан с реальным масштабом времени полета PC. Calculation of t and γ according to the presented mathematical models and experimental data can be carried out both by analytical and numerical methods, and it is allowed to use relatively “primitive” BVK 3, since this calculation is performed BEFORE START and is not related to the real scale of PC flight time.

Применение предложенного технического решения представляется ОСОБЕННО целесообразным для вариантов со стабилизируемыми по крену ГО-модулями дооснащения штатных неуправляемых PC, например систем залпового огня: в этом случае можно наилучшим образом объединить "наработанную веками" кучность (добавим: простоту и дешевизну) НЕУПРАВЛЯЕМЫХ вращающихся реактивных снарядов с "примитивной" (минимум простейших бортовых средств) системой коррекции траектории и самонаведения на НЕНАБЛЮДАЕМЫЕ типовые цели в зоне обстрела. Таким образом, ВПЕРВЫЕ появляется возможность МАССИРОВАННОГО (следовательно, весьма эффективного) применения высокоточного УРО "поверхность - поверхность" в реальном масштабе времени боя БЕЗ ввода на борт PC полетного задания (т. е. при этом не требуется повышения существующей квалификации боевого расчета). Можно прогнозировать, что с учетом критерия "стоимость - эффективность", комплексы УРО на базе предложенного технического решения могут составить наиболее многочисленный класс т. н. легкого высокоточного оружия "поверхность - поверхность" ближайшего будущего. The application of the proposed technical solution seems to be especially suitable for versions with roll-stabilized GO-modules for equipping regular unmanaged PCs, for example, multiple launch rocket systems: in this case, the accuracy accumulated over the centuries can be combined in the best way (add: simplicity and low cost) of uncontrollable rotating missiles with "primitive" (the minimum of the simplest airborne means) a system for correcting the trajectory and homing for unobservable typical targets in the firing zone. Thus, for the FIRST time, there is the possibility of a MASSED (hence, very effective) use of high-precision surface-to-surface missile defense in real time of a battle WITHOUT entering a flight mission on board PC (that is, it does not require upgrading the existing combat crew qualification). It can be predicted that, taking into account the criterion of "cost - effectiveness", URO complexes based on the proposed technical solution can make up the most numerous class of so-called surface-to-surface light weapons of the near future.

Claims

1. Способ управления полетом баллистического самонаводящегося реактивного снаряда (РС) "поверхность - поверхность", включающий прицеливание РС на пусковой установке (ПУ), его старт, полет по баллистической траектории в точку прицеливания, коррекцию траектории полета на конечном участке по информации головки самонаведения (ГСН), отличающийся тем, что прием информации от головки самонаведения начинают в момент времени t, определяемый до запуска РС по значению стартового угла θ между продольной осью РС и плоскостью горизонта, а также по табличным значениям начальной скорости РС, аэродинамического сопротивления РС и максимальной дальности работы ГСН по типовой цели. 1. The method of controlling the flight of a ballistic homing missile (RS) “surface-to-surface”, including aiming the RS on the launcher (PU), its start, flying along a ballistic trajectory to the aiming point, correcting the flight path at the final section according to the information of the homing head ( GOS), characterized in that the reception of information from the homing head begins at time t, determined before the start of the RS by the value of the starting angle θ between the longitudinal axis of the RS and the horizon plane, as well as according to the table nym initial values MS speed aerodynamic resistance RL and the maximum range of typical GOS work goals.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что угол наклона γ оси визирования антенного устройства ГСН в точку прицеливания определяют до запуска РС по конфигурации баллистической траектории РС, параметрам вращения либо стабилизации РС по крену и времени полета РС от момента t до окончания режима самонаведения. 2. The method according to p. 1, characterized in that the angle of inclination γ of the axis of sight of the GPS antenna device at the aiming point is determined before the launch of the RS according to the configuration of the ballistic trajectory of the RS, rotation parameters or stabilization of the RS according to the roll and the flight time of the RS from time t to the end of the mode homing.

3. Способ по любому из пп. 1 и 2, отличающийся тем, что стартовый угол θ измеряют на горизонтированной пусковой установке датчиком угла наклона на борту РС и/или датчиком угла наклона на ПУ с последующей передачей значения θ или t на борт РС. 3. The method according to any one of paragraphs. 1 and 2, characterized in that the starting angle θ is measured on a horizontal launcher with a tilt sensor on board the PC and / or a tilt angle sensor on the control panel, followed by the transmission of the θ or t value on board the PC.

4. Способ по п. 1, отличающийся тем, что стабилизацию РС в полете по крену осуществляют по информации от бортового свободного гироскопа и/или по информации от ГСН, визирующей контрастные ориентиры подстилающей поверхности. 4. The method according to p. 1, characterized in that the stabilization of the RS in flight along the roll is carried out according to information from the onboard free gyroscope and / or according to information from the GOS, which visually contrasts the underlying surface.