Способ формирования сигнала управления ракетой

Способ формирования сигнала управления ракетой

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к области радиоуправления и может быть использовано в радиоэлектронных системах самонаведения управляемых ракет класса «воздух - воздух» при их наведении на элементы групповой воздушной цели (ГВЦ), летящие в плотной группе.

Известен способ формирования сигнала управления ракетой при наведении на элементы ГВЦ, заключающийся в формировании сигнала управления ракетой в вертикальной плоскости с дальности захвата цели радиолокационной головкой самонаведения (РГС) на сопровождение до встречи ракеты с целью и формировании сигнала управления ракетой в горизонтальной плоскости с дальности разрешения целей, определяемой шириной диаграммы направленности антенны (ДНА) РГС до встречи ракеты с целью, причем сигналы управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях определяются соответственно соотношениями

где N₀ - навигационная постоянная;

V_сбл - скорость сближения ракеты с целью;

ω_в и ω_г - угловые скорости вращения линии визирования «ракета - цель» соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях;

J_в и J_г - линейные ускорения, развиваемые ракетой соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях;

а с дальности захвата цели РГС до дальности разрешения целей, определяемой ДНА РГС, сигнал управления в горизонтальной плоскости определяется соотношением

где ω_т=λΔf_ф/2Δl_т, - требуемая, постоянная по величине и не равная нулю угловая скорость вращения линии визирования «ракета - цель» в горизонтальной плоскости для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в горизонтальной плоскости Δl_т;

λ - рабочая длина волны приемопередающего тракта РГС;

Δf_ф - полоса пропускания узкополосного доплеровского фильтра в системе обработки сигналов в приемном тракте РГС [1].

При данном способе формирования сигнала управления ракетой разрешение по доплеровской частоте элементов ГВЦ, летящих в плотной группе, с дальности захвата цели РГС до дальности разрешения целей, определяемой шириной ДНА РГС, осуществляется на основе искусственного создания эффекта синтезирования апертуры антенны путем отклонения вектора скорости ракеты в горизонтальной плоскости от опорной траектории, формируемой в соответствии с выражением (2), на требуемый угол для обеспечения требуемого линейного разрешения Δl_т элементов ГВЦ. Данное отклонение вектора скорости ракеты осуществляется при формировании сигнала управления в соответствии с выражением (3). В то же время полет целей в плотной группе неодинаков, поскольку для каждого самолета группы характерны собственные угловые и скоростные флюктуации, обусловленные их стремлениями сохранить заданные параметры группы. Но из-за имеющейся неоднозначности «угол - доплеровская частота (скорость)» могут возникнуть ситуации взаимной компенсации угловых и скоростных флюктуаций. Это приведет к тому, что несмотря на то, что хотя и созданы в данном случае дополнительные (на основе эффекта синтезирования апертуры антенны) условия радиолокационного (р/л) наблюдения отраженных от ГВЦ сигналов на входе РГС, элементы ГВЦ в плотной группе разрешаться по доплеровской частоте не будут, и в данном случае энергетические затраты на управление ракетой при отклонении ее вектора скорости от опорной траектории будут напрасными. Так, на основе проведенных летно-экспериментальных исследований (ЛЭИ), связанных с регистрацией р/л сигналов, отраженных от реальных ГВЦ с различным ее численным составом, и их обработкой на основе применения узкополосной доплеровской фильтрации зарегистрированных р/л сигналов, установлено, что на практике имеют место интервалы времени малой (до 2 с) и средней (до 7 с) длительности, в течение которых элементы ГВЦ по доплеровской частоте не разрешаются за счет искусственного создания эффекта синтезирования апертуры антенны. Поэтому недостатком данного способа формирования сигнала управления ракетой является его недостаточная информативность, поскольку дополнительно обеспеченные условия р/л наблюдения сигналов на входе РГС (за счет искусственного создания эффекта синтезирования апертуры антенны) не всегда позволят в ней осуществить разрешение по доплеровской частоте элементов ГВЦ, летящих в плотной группе.

Известен способ формирования сигнала управления ракетой, который может быть применен при наведении ракеты на элементы ГВЦ и заключающийся в формировании сигнала управления ракетой в вертикальной и горизонтальной плоскостях с дальности захвата цели РГС на сопровождение до встречи ракеты с целью, причем сигналы управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях определяются соответственно соотношениями (1) и (2) [2].

При данном способе формирования сигнала управления ракетой разрешение по доплеровской частоте элементов ГВЦ, летящих в плотной группе, с дальности захвата цели РГС может происходить также за счет различий в траекторных (угловых и скоростных) флюктуациях каждой цели из состава группы, обусловленных стремлением путем периодического «подруливания» сзади летящих самолетов относительно впереди летящих сохранить заданные параметры группы (интервал, дистанцию). Однако и при данном способе формирования сигнала управления ракетой из-за той же неоднозначности «угол - доплеровская частота (скорость)» могут возникнуть ситуации неразрешения целей по доплеровской частоте. Так, на основе ЛЭИ установлено, что на практике имеют также место не только интервалы времени малой (до 2 с) и средней (до 7 с) длительности, но и более длительные (до 30 с) интервалы, в течение которых элементы ГВЦ по доплеровской частоте не разрешаются за счет влияния их траекторных флюктуаций. Поэтому недостатком данного способа формирования сигнала управления ракетой также является его недостаточная информативность, поскольку не всегда будут обеспечены условия р/л наблюдения сигналов на входе РГС (при полете ракеты по опорной траектории, когда сигналы управления формируются в соответствии с выражениями (1) и (2)), позволяющие в ней осуществить разрешение по доплеровской частоте элементов ГВЦ, летящих в плотной группе.

Цель изобретения - повышение информативности сигнала управления ракетой, позволяющего обеспечить в ее РГС разрешение по доплеровской частоте элементов ГВЦ, летящих в плотной группе.

Указанная цель достигается тем, что в способе формирования сигнала управления ракетой, заключающемся в формировании сигнала управления ракетой в вертикальной плоскости с дальности захвата цели РГС самонаведения на сопровождение до встречи ракеты с целью и формировании сигнала управления ракетой в горизонтальной плоскости с дальности разрешения целей, определяемой шириной ДНА РГС, до встречи ракеты с целью, причем сигналы управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях определяются соответственно соотношениями (1) и (2), дополнительно в горизонтальной плоскости с дальности захвата цели РГС до дальности разрешения целей, определяемой шириной ДНА РГС, наведение ракеты разбивают на R последовательных этапов, равных по длительности, определяемой временем, необходимым для оценки в РГС ракеты максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте воздушных целей с вероятностью правильной оценки, превышающей ее пороговое значение, с дальности захвата цели РГС на сопровождение в течение первого этапа наведения ракеты сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости формируют в соответствии с соотношением (2), при этом в течение первого этапа наведения в РГС оценивают максимальное количество разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе m_РГС ⁽¹⁾ и вероятность правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе Р_РГС ⁽¹⁾ в конце первого этапа наведения сравнивают величину m_РГС ⁽¹⁾ с максимальным количеством разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе m_ЦУ, введенным в качестве предстартового целеуказания в РГС ракеты, а величину Р_РГС ⁽¹⁾ с пороговым значением вероятности правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе P_пор, введенным также в качестве предстартового целеуказания в РГС, при одновременном выполнении условий

и

для второго этапа наведения ракеты сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости формируют в соответствии с выражением (2), при этом в течение второго этапа наведения оценивают в РГС величины m_РГС ⁽²⁾ и Р_РГС ⁽²⁾, в конце второго этапа наведения ракеты сравнивают между собой величины m_РГС ⁽²⁾ и m_РГС ⁽¹⁾, Р_РГС ⁽²⁾ и P_пор, при одновременном выполнении условий

и

сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для третьего этапа наведения формируют в соответствии с выражением (2), при невыполнении условий (4) формируют сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для второго этапа наведения ракеты в соответствии с выражением (3), при этом на втором этапе наведения ракеты в ее РГС оценивают максимальное количество разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе k_РГС ⁽²⁾ и вероятность правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в L_РГС ⁽²⁾, в конце второго этапа наведения ракеты сравнивают величины k_РГС ⁽²⁾ и L_РГС ⁽²⁾ с соответствующими величинами m_РГС ⁽¹⁾, Р_РГС, P_пор, оцененными на первом этапе наведения ракеты при сигнале управления ракетой, сформированным в соответствии с выражением (2), при одновременном выполнении условий

и

сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для третьего этапа наведения ракеты формируют в соответствии с выражением (3), при невыполнении условий (6) для третьего этапа наведения ракеты формируют сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости в соответствии с выражением (2), при этом на третьем этапе наведения ракеты в ее РГС оценивают максимальное количество разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе m_РГС ⁽³⁾ и вероятность правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в Р_РГС ⁽³⁾, в конце третьего этапа наведения ракеты сравнивают величины m_РГС ⁽³⁾ и Р_РГС ⁽³⁾ с соответствующими величинами k_РГС ⁽²⁾, L_РГС ⁽²⁾, P_пор, оцененными на втором этапе наведения ракеты при сигнале управления ракетой, сформированным в соответствии с выражением (3), при одновременном выполнении условий

и

сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для четвертого этапа наведения ракеты формируют в соответствии с выражением (2), при невыполнении условий (7) сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для четвертого этапа наведения ракеты формируют в соответствии с выражением (3), сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для r=5, ..., R этапов наведения ракеты формируют аналогично, как для третьего и четвертого этапов в зависимости от результата выполнения условий (6) и (7).

Новыми признаками, обладающими существенными отличиями, являются:

1. В горизонтальной плоскости с дальности захвата цели РГС до дальности разрешения целей, определяемой шириной ДНА РГС, наведение ракеты разбивают на R последовательных этапов, равных по длительности, определяемой временем, необходимым для оценки в РГС ракеты максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте воздушных целей с вероятностью правильной оценки, превышающей ее пороговое значение.

2. Формирование сигнала управления ракетой в горизонтальной плоскости для второго этапа наведения по окончании первого этапа ее наведения на основе результата сравнения, описываемого выражением (4).

3. Формирование сигнала управления ракетой в горизонтальной плоскости для третьего этапа наведения по окончании второго этапа ее наведения на основе результатов сравнения, описываемых выражениями (5) и (6).

4. Формирование сигнала управления ракетой в горизонтальной плоскости для четвертого этапа наведения по окончании третьего этапа ее наведения на основе результата сравнения, описываемого выражением (7).

5. Формирование сигнала управления ракетой в горизонтальной плоскости для r=5, ..., R этапов ее наведения осуществляется аналогично, как для третьего и четвертого этапов, в зависимости от результата выполнения условий (6) и (7).

Данные признаки обладают существенными отличиями, т.к. в известных способах не обнаружены.

Применение всех новых признаков позволит повысить информативность сигнала управления ракетой в интересах обеспечения в ее РГС разрешения по доплеровской частоте элементов ГВЦ, летящих в плотной группе, на каждом этапе наведения ракеты в горизонтальной плоскости с дальности захвата цели РГС до дальности разрешения целей, определяемой шириной ДНА РГС.

На чертеже приведена блок-схема с элементами РГС, поясняющая предлагаемый способ формирования сигнала управления ракетой.

Способ формирования сигнала управления ракетой осуществляется следующим образом. Радиолокационный сигнал, отраженный от элементов ГВЦ, летящих в плотной группе и находящихся в главном луче ДНА РГС, с выхода приемника РГС поступает на входы входящих в состав РГС следующих измерителей параметров взаимного перемещения ракеты и цели: автоселектор скорости - для измерения скорости сближения V_сбл ракеты с ГВЦ; угломер - для измерения угловых скоростей линий визирования «ракета - цель» в вертикальной ω_в и горизонтальной ω_г плоскостях; дальномер - для измерения дальности до цели, в том числе дальности захвата Д_з цели в РГС ракеты и дальности разрешения Д_p целей, определяемой шириной ДНА Θ, как Д_р=Δl_Т/Θ, а также в блок определения численного состава ГВЦ - для определения максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе (m_РГС ^(r) или k_РГС ^(r)) и вероятности правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе (Р_РГС ^(r) или L_РГС ^(r)) на каждом r-ом этапе наведения ракеты (r=1, ..., R). В вычислителе параметров рассогласования на основе измеренных значений V_сбл, ω_в и ω_г, вычисленной в соответствии с выражением ω_т=λΔf_ф/2Δl_т требуемой угловой скорости вращения линии визирования «ракета - цель» в горизонтальной плоскости для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в горизонтальной плоскости Δl_Т, а также значений собственных ускорений ракеты в вертикальной J_в и горизонтальной J_г плоскостях, формируемых на выходе акселерометра, осуществляется вычисление параметра рассогласования в вертикальной плоскости с дальности захвата Д_з цели РГС на сопровождение до встречи ракеты с целью в соответствии с выражением (1) и в горизонтальной плоскости с дальности Д_з до дальности Д_р в соответствии с выражением (2) или (3) в зависимости от ситуации относительно количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе в РГС ракеты на каждом предыдущем r-1 этапе наведения ракеты, и с дальности разрешения целей Д_р до встречи ракеты с целью в соответствии с выражением (2). Вычисленные значения параметров рассогласования Δв, Δг и Δ'_г поступают на соответствующие рули ракеты для управления ею в вертикальной и горизонтальной плоскостях.

В синхронизаторе на основе значений дальностей Д_з и Д_р, поступающих с выхода дальномера, и скорости сближения ракеты с целью V_сбл, поступающей с выхода автоселектора скорости, время наведения ракеты с дальности захвата цели Д_з до дальности разрешения Д_р разбивается на R последовательных этапов одинаковой длительности Δt_нав в соответствии с выражением , где ceil - функция определения ближайшего целого. Длительность интервала времени Δt_нав на каждом этапе наведения ракеты определяется интервалом времен Δt_РГС, необходимым для оценки в блоке определения численного состава ГВЦ максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте воздушных целей с вероятностью правильной оценки Р_РГС ^(r), превышающей ее пороговое значение P_пор на каждом r-ом этапе наведения. С выхода синхронизатора команды начала t_н ^(r) и окончания t_к ^(r) каждого r-го этапа наведения ракеты поступают на соответствующие входы блока определения численного состава ГВЦ. Кроме того, эти команды t_н ^(r) и t_к ^(r) поступают и на входы формирователя команд управления.

В [3] приведен один из возможных вариантов построения блока определения численного состава ГВЦ, в котором на основе узкополосной доплеровской фильтрации и процедуры оптимальной линейной дискретной калмановской фильтрации осуществляется оценка максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте воздушных целей. При этом по команде t_н ^(r) происходит обнуление выходных величин m_РГС ^(r-1) или k_РГС ^(r-1) и Р_РГС ^(r-1) или L_РГС ^(r-1), полученных при работе блока на предыдущем r-1 этапе наведения ракеты, а по команде t_к ^(r) осуществляется вычисление значений m_РГС ^(r) или k_РГС ^(r-1) и Р_РГС ^(r-1) или L_РГС ^(r), полученных при работе блока на текущем r-ом этапе наведения ракеты, и их подача на вход формирователя команд управления. На основе математического моделирования работы данного блока установлено, что длительность интервала времени Δt_РГС, в течение которого величина правильной оценки количества разрешаемых по доплеровской частоте воздушных целей составляет 0,995, равна 3,5 с, т.е. можно принять, что Δt_нав≈3,5 с и P_пор<0,995.

Пример. Пусть Д_з=30 км; Δl_Т=100 м; Θ=5 град.; V_сбл=1000 м/с; Δt_РГС=3,5 c. Тогда Д_р≈1150 м и ближайшее целое количество этапов наведения ракеты R=8. В этом случае принимаем Δt_нав=3,6 с, а P_пор=0,995.

В формирователе команд управления по команде t_н ^(r) происходит запоминание величин m_РГС ^(r-1) или k_РГС ^(r-1) и Р_РГС ^(r-1) или L_РГС ^(r-1), поступивших на его вход на предыдущем r-1 этапе наведения ракеты, а по команде t_к ^(r) на основе анализа результатов сравнения (выражения (4)-(7)) значений m_РГС ^(r-1), m_РГС ^(r), k_РГС ^(r-1), k_РГС ^(r), Р_РГС ^(r-1), P_РГС ^(r), L_РГС ^(r-1), L_РГС ^(r), поступающих на вход с выходов блока определения численного состава ГВЦ, а также предстартовых значений целеуказаний m_ЦУ и P_пор формируется команда выбора для следующего этапа наведения ракеты одного из двух вариантов формирования параметра рассогласования: либо в соответствии с выражением (2) либо в соответствии с выражением (3).

Таким образом, применение предлагаемого изобретения позволит повысить информативность сигнала управления ракетой, поскольку в зависимости от конкретной ситуации относительно количества разрешаемых по доплеровской частоте воздушных целей в РГС ракеты на данном этапе ее наведения в горизонтальной плоскости с дальности Д_з до дальности разрешения целей Д_р для следующего этапа наведения ракеты будет сформирован сигнал управления ею с наилучшей информативностью, позволяющей обеспечить в ее РГС разрешение по доплеровской частоте элементов ГВЦ, летящих в плотной группе. Кроме того, это позволит при одновременном пуске нескольких ракет по ГВЦ осуществить одновременное наведение каждой пущенной ракеты на отдельную цель из состава их плотной группы.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

1. Авторское свидетельство СССР №800887, 1990 (аналог).

2. Максимов М.В., Горгонов Г.И. Радиоэлектронные системы самонаведения. - М.: Радио и связь, 1982, с.57, выражения (2.2.3) и (2.2.5) (прототип).

3. Патент РФ на изобретение №2166771, 2001.

Способ формирования сигнала управления ракетой, включающий формирование сигнала управления ракетой в вертикальной плоскости, начиная с дальности захвата цели радиолокационной головкой самонаведения на сопровождение до встречи ракеты с целью, формирование сигнала управления ракетой в горизонтальной плоскости, начиная с дальности разрешения целей, определяемой шириной диаграммы направленности антенны радиолокационной головки самонаведения до встречи ракеты с целью, причем сигналы управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях определяют по математическим выражениям

где N₀ - навигационная постоянная;

V_сбл - скорость сближения ракеты с целью;

ω_в и ω_г - угловые скорости вращения линии визирования "ракета-цель" соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях;

J_в и J_г - линейные ускорения, развиваемые ракетой соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях,

отличающийся тем, что в горизонтальной плоскости, начиная с дальности захвата цели радиолокационной головкой самонаведения до дальности разрешения целей, определяемой шириной диаграммы направленности антенны радиолокационной головки самонаведения, процесс наведения ракеты разбивают на несколько последовательных этапов, равных по длительности, определяемой временем, необходимым для оценки в радиолокационной головке самонаведения ракеты максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте воздушных целей с вероятностью правильной оценки, превышающей ее пороговое значение, начиная с дальности захвата цели радиолокационной головкой самонаведения на сопровождение в течение первого этапа наведения ракеты сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости формируют в соответствии с математическим выражением (2), при этом в течение первого этапа наведения в радиолокационной головке самонаведения оценивают максимальное количество m_ргс ⁽¹⁾ разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе и вероятность Р_ргс ⁽¹⁾ правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе,

по окончании первого этапа наведения сравнивают величину m_ргс ⁽¹⁾ с максимальным количеством разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе m_цу, введенным в качестве предстартового целеуказания в радиолокационную головку самонаведения ракеты, а величину вероятности Р_ргс ⁽¹⁾ сравнивают с пороговым значением вероятности Р_пор правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе, введенным также в качестве предстартового целеуказания в радиолокационную головку самонаведения ракеты, при одновременном выполнении условий

для второго этапа наведения ракеты сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости формируют в соответствии с математическим выражением (2), при этом в течение второго этапа наведения оценивают максимальное количество m_ргс ⁽²⁾ разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе и вероятность Р_ргс ⁽²⁾ правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе, по окончании второго этапа наведения ракеты сравнивают между собой величины m_ргс ⁽²⁾ и m_ргс ⁽¹⁾, Р_ргс ⁽²⁾ и Р_пор, при этом при одновременном выполнении условий

сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для третьего этапа наведения формируют в соответствии с математическим выражением (2), при не выполнении условий (3) формируют сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для второго этапа наведения ракеты в соответствии с математическим выражением

где ω_Т=λΔf_ф/2Δl_Т, - требуемая, постоянная по величине и не равная нулю угловая скорость вращения линии визирования "ракета-цель" в горизонтальной плоскости для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в горизонтальной плоскости Δl_Т;

λ - рабочая длина волны приемо-передающего тракта радиолокационной головки самонаведения ракеты;

Δf_ф - полоса пропускания узкополосного доплеровского фильтра в системе обработки сигналов в приемном тракте радиолокационной головки самонаведения,

при этом, на втором этапе наведения ракеты в ее радиолокационной головке самонаведения оценивают максимальное количество k_ргс ⁽²⁾ разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе и вероятность L_ргс ⁽²⁾ правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей, по окончании второго этапа наведения ракеты сравнивают величины k_ргс ⁽²⁾ и L_ргс ⁽²⁾ с соответствующими величинами m_ргс ⁽¹⁾, Р_ргс ⁽¹⁾, Р_пор, оцененными на первом этапе наведения ракеты при сигнале управления ракетой, сформированном в соответствии с математическим выражением (2), при одновременном выполнении условий

сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для третьего этапа наведения ракеты формируют в соответствии с математическим выражением (5), при не выполнении условий (6) для третьего этапа наведения ракеты формируют сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости в соответствии с математическим выражением (2), при этом на третьем этапе наведения ракеты в ее радиолокационной головке самонаведения оценивают максимальное количество m_ргс ⁽³⁾ разрешаемых по доплеровскои частоте целей в группе и вероятность Р_ргс ⁽³⁾ правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей, по окончании третьего этапа наведения ракеты сравнивают величины m_ргс ⁽³⁾ и Р_ргс ⁽³⁾ с соответствующими величинами k_ргс ⁽²⁾, L_ргс ⁽²⁾, Р_пор, оцененными на втором этапе наведения ракеты при сигнале управления ракетой, сформированном в соответствии с математическим выражением (5), при одновременном выполнении условий

сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для четвертого этапа наведения ракеты формируют в соответствии с математическим выражением (2), при не выполнении условий (7) сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для четвертого этапа наведения ракеты формируют в соответствии с математическим выражением (5), сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для пятого и последующих этапов наведения ракеты формируют аналогично, как для третьего и четвертого этапов в зависимости от результата выполнения условий (6) и (7).