RU2839988C1

RU2839988C1 - Missile system

Info

Publication number: RU2839988C1
Application number: RU2024113165A
Authority: RU
Inventors: Александр Викторович Шигин; Игорь Анатольевич Бальзамов; Юрий Борисович Подчуфаров; Андрей Викторович Ларин; Дмитрий Викторович Ларин; Владислав Львович Захаров; Владимир Исаакович Рабинович
Original assignee: Российская Федерация в лице Министерства обороны РФ
Filing date: 2024-05-15
Publication date: 2025-05-15

Abstract

FIELD: weapons.

SUBSTANCE: invention relates to weapons, in particular to missile systems. Missile system comprises a launcher with a guidance system in horizontal and vertical planes, a field computer with an autonomous power source, automation unit with independent power supply, navigation satellite receiver, means of orientation in horizontal and vertical planes, as well as in roll and pitch. Output of the navigation satellite receiver is connected to the input of the field computer, the input of the automation unit is connected to the output of the field computer, and the output of the automation unit is connected to a switching connector for connecting the transport-launching container of the missile. Automation unit incorporates a control module, a controlled power supply system, and a sensor for the presence of a missile launching container. Navigation satellite receiver is in form of a sensor of data on initial digital navigation information, which includes data on system time, on ephemerides and almanacs on spacecraft of a satellite navigation system.

EFFECT: ensuring the possibility of hitting a target located outside the line of sight of the complex from closed firing positions.

5 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области вооружения, в частности к ракетным комплексам.The invention relates to the field of weapons, in particular to missile systems.

Изобретение предназначено для обеспечения стрельбы малогабаритными управляемыми ракетами (УР), изначально предназначенными для стрельбы с воздушных носителей по наземным целям, с наземной пусковой установки.The invention is intended to provide firing of small-sized guided missiles (GM), originally intended for firing from air carriers at ground targets, from a ground-based launcher.

Для поражения наземных целей управляемыми ракетами широко известны противотанковые ракетные комплексы (ПТРК), которые, как правило, имеют треногу, снабженную ракетой, и устройство наведения ракеты (патент Франция №2489499, 1982 г.).Anti-tank missile systems (ATMS) are widely known for hitting ground targets with guided missiles. They typically have a tripod equipped with a missile and a missile guidance device (France patent No. 2489499, 1982).

Известен вариант применения управляемых ракет, запускаемых с воздушных носителей, к стрельбе с наземной пусковой установки (www.legguns.ru/boepripasy/protivotankovaya-upravlyaemaya-raketa-agm-114-hellfire-ssha.html. 20.11.2023 г.).There is a known variant of using guided missiles launched from air carriers for firing from a ground launcher (www.legguns.ru/boepripasy/protivotankovaya-upravlyaemaya-raketa-agm-114-hellfire-ssha.html. 20.11.2023).

Известны самоходные ПТРК, характеризующиеся высокой автоматизацией обнаружения и подготовки выстрела, такие как «Хризантема-С» (Гущин Н. «Хризантема» аналогов не имеет // Военный парад. - 1998. - №10-12. - С. 128-129).Self-propelled anti-tank missile systems are known, characterized by high automation of detection and shot preparation, such as "Khrizantema-S" (Gushchin N. "Khrizantema" has no analogues // Military parade. - 1998. - No. 10-12. - P. 128-129).

Для стрельбы днем и ночью на расстояние до 5,5 км известен переносной ПТРК «Корнет» (Томсон Р. Сравнение ПТРК 3-го поколения «Корнет» и TMGAT // Горизонты КБП. - С. 13-14), который выбран нами в качестве прототипа. Он содержит пусковую установку на треножном станке с системой наведения в горизонтальной и вертикальной плоскости, также в состав комплекса входит оптический прицел, аппаратура наведения и управления, тепловизионный прицел и транспортно-пусковой контейнер с управляемой ракетой, закрепленный на пусковой установке.The Kornet portable ATGM is known for firing day and night at a distance of up to 5.5 km (Thomson R. Comparison of the 3rd generation Kornet and TMGAT ATGMs // Gorizonty KBP. - Pp. 13-14), which we have chosen as a prototype. It contains a launcher on a tripod with a guidance system in the horizontal and vertical planes, and the complex also includes an optical sight, guidance and control equipment, a thermal imaging sight, and a transport and launch container with a guided missile, fixed to the launcher.

Недостатком такого комплекса является отсутствие средств измерения углов ориентирования пусковой установки в пространстве относительно системы координат стрельбы, поражение только тех целей, которые находятся в прямой видимости оператора пусковой установки, поражение целей в лобовую проекцию, а не сверху. Кроме того, недостатком прототипа является необходимость участия оператора в сопровождении ракеты на цель в течение всего времени ее полета.The disadvantage of such a complex is the lack of means for measuring the launcher orientation angles in space relative to the firing coordinate system, the destruction of only those targets that are in the direct line of sight of the launcher operator, and the destruction of targets in the frontal projection, not from above. In addition, the disadvantage of the prototype is the need for the operator to participate in tracking the missile to the target during its entire flight.

Задачей предполагаемого изобретения является расширение возможностей применения противотанковых ракетных комплексов по реализации функции поражения целей, находящихся вне прямой видимости комплекса, с закрытых огневых позиций в верхнюю проекцию цели без необходимости оператору осуществлять наведение ракеты на цель в течение всего времени ее полета.The objective of the proposed invention is to expand the possibilities of using anti-tank missile systems to implement the function of hitting targets located outside the direct line of sight of the system, from closed firing positions in the upper projection of the target without the need for the operator to guide the missile to the target during the entire time of its flight.

Указанная задача решается ракетным комплексом содержащим пусковую установку с системой наведения в горизонтальной и вертикальной плоскости, при этом, новым является то, что в него дополнительно введены полевой компьютер с автономным источником питания, блок автоматики с автономным источником питания, навигационный спутниковый приемник, средства ориентирования в горизонтальной и вертикальной плоскостях, а также по крену и тангажу, причем выход навигационного спутникового приемника подключен ко входу полевого компьютера, вход блока автоматики подключен к выходу полевого компьютера, а выход блока автоматики подключен к коммутационному разъему подключения транспортно-пускового контейнера ракеты, в блоке автоматики реализованы модуль управления, система выдачи управляемого питания, а также введен датчик наличия транспортно-пускового контейнера ракеты, а навигационный спутниковый приемник выполнен в виде датчика данных об исходной цифровой навигационной информации, включающей данные о системном времени, об эфемеридах и альманахах по космическим аппаратам системы спутниковой навигации.The specified problem is solved by a missile complex containing a launcher with a guidance system in the horizontal and vertical planes, wherein what is new is that it additionally includes a field computer with an autonomous power source, an automation unit with an autonomous power source, a navigation satellite receiver, means of orientation in the horizontal and vertical planes, as well as in roll and pitch, wherein the output of the navigation satellite receiver is connected to the input of the field computer, the input of the automation unit is connected to the output of the field computer, and the output of the automation unit is connected to the switching connector for connecting the rocket transport and launch container, the automation unit implements a control module, a system for issuing controlled power, and a sensor for the presence of the rocket transport and launch container is introduced, and the navigation satellite receiver is designed as a sensor for data on the initial digital navigation information, including data on the system time, on ephemerides and almanacs for spacecraft of the satellite navigation system.

Предлагаемое изобретение поясняется графическими материалами. На фиг. 1 представлена блок-схема устройства по 1 п. формулы.The proposed invention is explained by graphic materials. Fig. 1 shows a block diagram of the device according to claim 1.

Ракетный комплекс по п. 1 формулы изобретения (фиг. 1) содержит пусковую установку 1 с системой наведения пусковой установки в горизонтальной 2 и вертикальной 3 плоскости, полевой компьютер 4 с автономным источником питания 5, блок автоматики 6 с автономным источником питания 7, навигационный спутниковый приемник 8, средства ориентирования пусковой установки в горизонтальной плоскости 9, вертикальной плоскости, а также по крену и тангажу 10.The missile system according to paragraph 1 of the formula of the invention (Fig. 1) comprises a launcher 1 with a guidance system for the launcher in the horizontal 2 and vertical 3 planes, a field computer 4 with an autonomous power source 5, an automation unit 6 with an autonomous power source 7, a navigation satellite receiver 8, means for orienting the launcher in the horizontal plane 9, the vertical plane, as well as in roll and pitch 10.

Выход навигационного спутникового приемника 8 подключается ко входу полевого компьютера 4.The output of the navigation satellite receiver 8 is connected to the input of the field computer 4.

Вход 15 блока автоматики 6 подключается к выходу полевого компьютера 4, а выход 16 блока автоматики подключен к коммутационному разъему 14 подключения транспортно-пускового контейнера ракеты 17.Input 15 of automation unit 6 is connected to the output of field computer 4, and output 16 of automation unit is connected to switching connector 14 for connecting rocket transport and launch container 17.

В блоке автоматики 6 реализованы модуль управления 11 с коммутацией цифрового канала связи от полевого компьютера 4 к коммутационному разъему 14, система выдачи управляемого питания 12 на коммутационный разъем 14 для электропитания электронной аппаратуры управляемой ракеты, а также введен датчик наличия 13 транспортно-пускового контейнера 17 с управляемой ракетой на пусковой установке 1.In the automation unit 6, a control module 11 is implemented with switching of the digital communication channel from the field computer 4 to the switching connector 14, a system for issuing controlled power 12 to the switching connector 14 for power supply of the electronic equipment of the guided missile, and a sensor for the presence 13 of the transport and launch container 17 with the guided missile on the launcher 1 is also introduced.

Предлагаемый ракетный комплекс функционирует следующим образом.The proposed missile system operates as follows.

С помощью навигационного спутникового приемника 8 и полевого компьютера 4 определяют координаты местоположения пусковой установки, а также исходную цифровую навигационную информацию (системное время, альманахи и эфемериды по космическим аппаратам спутниковой навигации). Эти данные сохраняются в памяти полевого компьютера 4.Using the navigation satellite receiver 8 and the field computer 4, the coordinates of the launcher's location are determined, as well as the initial digital navigation information (system time, almanacs and ephemerides for satellite navigation spacecraft). These data are stored in the memory of the field computer 4.

Компьютер полевой 4 предназначен для приема радиосигналов спутниковых навигационных систем типа ГЛОНАСС и GPS от навигационного спутникового приемника 8, ввода информации необходимой для расчета полетного задания УР, расчета полетного задания УР и углов наведения пусковой установки 1, записи полетного задания в УР и реализации циклограммы пуска УР.Field computer 4 is designed to receive radio signals from satellite navigation systems such as GLONASS and GPS from navigation satellite receiver 8, input information necessary for calculating the flight mission of the missile, calculating the flight mission of the missile and the guidance angles of the launcher 1, recording the flight mission in the missile and implementing the missile launch cyclogram.

Координаты местоположения пусковой установки совместно с введенной в полевой компьютер информацией о координатах местоположения цели и метеоданных используются для расчета параметров полетного задания управляемой ракеты.The coordinates of the launcher location, together with the information entered into the field computer about the coordinates of the target location and meteorological data, are used to calculate the parameters of the flight mission of the guided missile.

На компьютере полевом 4 отображается информация о состоянии подсистем ракетного комплекса и реализован пользовательский интерфейс управления пуском УР.Field computer 4 displays information about the state of the missile complex subsystems and implements a user interface for controlling the missile launch.

Блок автоматики 6 обеспечивает информационный обмен с полевым компьютером 4, электропитание через коммутационный разъем 14 бортового оборудования управляемой ракеты по цепям постоянного тока номинальным напряжением, например, 27 В (выдача/снятие напряжения на УР осуществляется модулем управления 11 в соответствии с командами, получаемыми от полевого компьютера 4), дистанционную проверку через коммутационный разъем 14 факта наличия заряженной УР на пусковой установке 1 с помощью датчика наличия 13 транспортно-пускового контейнера, коммутацию магистрального последовательного интерфейса на управляемую ракету через коммутационный разъем 14 и управление блокировками выдачи напряжения на УР.The automation unit 6 ensures information exchange with the field computer 4, power supply via the switching connector 14 of the on-board equipment of the guided missile via DC circuits with a nominal voltage of, for example, 27 V (the supply/removal of voltage to the guided missile is carried out by the control module 11 in accordance with the commands received from the field computer 4), remote checking via the switching connector 14 of the presence of a charged guided missile on the launcher 1 using the presence sensor 13 of the transport and launch container, switching of the trunk serial interface to the guided missile via the switching connector 14 and control of the interlocks for supplying voltage to the guided missile.

Пусковая установка 1 с помощью средств ориентирования 9 и 10 наводится в направлении цели в горизонтальной и вертикальной плоскости соответственно.Launcher 1, using orientation means 9 and 10, is aimed in the direction of the target in the horizontal and vertical planes, respectively.

По команде с полевого компьютера 4 по цифровому каналу связи с блоком автоматики 6 осуществляется дистанционная подготовка управляемой ракеты к пуску, которая включает в себя следующие операции: подачу напряжения на управляемую ракету, передачу и запись в электронную аппаратуру ракеты рассчитанных установок полетного задания.Upon a command from field computer 4 via a digital communication channel with automation unit 6, remote preparation of the guided missile for launch is carried out, which includes the following operations: supplying voltage to the guided missile, transmitting and recording the calculated flight mission settings into the missile’s electronic equipment.

Кроме того, в управляемую ракету дополнительно передают исходную цифровую навигационную информацию (системное время, альманахи и эфемериды по космическим аппаратам спутниковой навигации), замеренные с помощью навигационного спутникового приемника 8.In addition, initial digital navigation information (system time, almanacs and ephemerides for satellite navigation spacecraft), measured using navigation satellite receiver 8, is additionally transmitted to the guided missile.

Пуск управляемой ракеты осуществляется автоматически по команде, которую оператор выдает с полевого компьютера 4 в блок автоматики 6 и управляемую ракету.The launch of a guided missile is carried out automatically upon a command that the operator issues from field computer 4 to automation unit 6 and the guided missile.

Наведение управляемой ракеты на цель осуществляется по баллистической траектории в соответствии с заданными в полетном задании параметрами и способом наведения управляемой ракеты.The guided missile is guided to the target along a ballistic trajectory in accordance with the parameters specified in the flight mission and the method of guiding the guided missile.

Ракетный комплекс по п. 1 формулы изобретения реализуется следующим образом.The missile complex according to paragraph 1 of the formula of the invention is implemented as follows.

Компьютер полевой 4 может быть выполнен, например, в виде защищенного ноутбука TS Strong@Master 7020Т [Каталог изделий НПО «Техника-Сервис», www.ts.ru]. Для реализации МПИ интерфейса по ГОСТ Р 52070-2003 может использоваться встраиваемый или внешне подключаемый модуль TA1-USB-01-C производства АО «Элкус».Field computer 4 can be implemented, for example, in the form of a protected laptop TS Strong@Master 7020T [Product catalog of NPO Tekhnika-Servis, www.ts.ru]. To implement the MPI interface according to GOST R 52070-2003, a built-in or externally connected module TA1-USB-01-C manufactured by Elkus JSC can be used.

В качестве навигационного приемника 8 может, например, использоваться навигационный приемник «Орион-М» (индекс 1480091, изготовитель АО «КБ «НАВИС»).For example, the Orion-M navigation receiver (index 1480091, manufacturer JSC KB NAVIS) can be used as a navigation receiver 8.

Датчик наличия 13 транспортно-пускового контейнера 17 управляемой ракеты на пусковой установке 1 может быть выполнен по следующей логике: если сопротивление между заданными контактами в коммутационном разъеме 14, контролируемое со стороны блока автоматики 6 менее 150 Ом, то транспортно-пусковой контейнер 17 управляемой ракеты заряжен на пусковую установку 1 и соединен с блоком автоматики 6, если сопротивление более 100 кОм, то транспортно-пусковой контейнер 17 управляемой ракеты не подключен.The sensor for the presence 13 of the transport and launch container 17 of the guided missile on the launcher 1 can be made according to the following logic: if the resistance between the specified contacts in the switching connector 14, controlled by the automation unit 6, is less than 150 Ohm, then the transport and launch container 17 of the guided missile is loaded onto the launcher 1 and connected to the automation unit 6; if the resistance is more than 100 kOhm, then the transport and launch container 17 of the guided missile is not connected.

Система выдачи управляемого питания 12 может быть выполнена в виде комбинированного ключа, который выставляется в положение «Напряжение на УР подано» если механический тумблер «Блокировка» на блоке автоматике 6 установлен в положение «Выкл.» и от полевого компьютера получена команда «Подать питание».The control power supply system 12 can be implemented as a combination key, which is set to the “Voltage to the control unit is supplied” position if the mechanical “Lock” switch on the automatic control unit 6 is set to the “Off” position and the “Supply power” command is received from the field computer.

Электрическая стыковка полевого компьютера 4 с блоком автоматики 6 может быть выполнена проводом КВСФ-75 (ТУ 16-705.198-81) длиной до 100 м, что позволяет размещать оператора пусковой установки на безопасной дистанции от нее.Electrical connection of field computer 4 with automation unit 6 can be performed using KVSF-75 cable (TU 16-705.198-81) up to 100 m long, which allows the launcher operator to be placed at a safe distance from it.

Электрическая стыковка блока автоматики 6 к коммутационному разъему 14 может быть выполнена проводом КВСФ-75 (ТУ 16-705.198-81) длиной 2-6 м.Electrical connection of the automation unit 6 to the switching connector 14 can be performed using a KVSF-75 cable (TU 16-705.198-81) 2-6 m long.

Коммутационный разъем 14 подключения транспортно-пускового контейнера 17 управляемой ракеты может быть выполнен, например, в виде розетки 9-ВА1-4172К.160.The switching connector 14 for connecting the transport and launch container 17 of the guided missile can be made, for example, in the form of a 9-BA1-4172K.160 socket.

В качестве управляемой ракеты может быть применена малогабаритная управляемая ракета ТКБ-1030 (разработчик и изготовитель АО «КБП»).The small-sized guided missile TKB-1030 (developed and manufactured by JSC KBP) can be used as a guided missile.

В частном случае по п. 2 формулы изобретения в ракетном комплексе полевой компьютер 4 подключен к навигационному спутниковому приемнику 8 и блоку автоматики 6 по цифровому каналу связи.In the particular case according to paragraph 2 of the formula of the invention, in the missile complex, the field computer 4 is connected to the navigation satellite receiver 8 and the automation unit 6 via a digital communication channel.

Ракетный комплекс по п. 2 формулы изобретения реализуется следующим образом.The missile complex according to paragraph 2 of the formula of the invention is implemented as follows.

Выход навигационного спутникового приемника 8, например, по интерфейсу RS-232 подключается ко входу полевого компьютера 4.The output of the navigation satellite receiver 8, for example, is connected via the RS-232 interface to the input of the field computer 4.

Вход 15 блока автоматики 6, например, по магистральному последовательному интерфейсу (МПИ) по ГОСТ Р 52070-2003 подключается к выходу полевого компьютера 4.Input 15 of automation unit 6, for example, is connected via the bus serial interface (BSI) according to GOST R 52070-2003 to the output of field computer 4.

В частном случае по п. 3 формулы изобретения в ракетном комплексе блок автоматики 6 подключен к коммутационному разъему 14 транспортно-пускового контейнера 17 ракеты по цифровому каналу связи.In the particular case according to paragraph 3 of the formula of the invention, in the missile complex, the automation unit 6 is connected to the switching connector 14 of the transport and launch container 17 of the missile via a digital communication channel.

Ракетный комплекс по п. 3 формулы изобретения реализуется следующим образом.The missile complex according to paragraph 3 of the formula of the invention is implemented as follows.

Вход 15 блока автоматики 6, например, по магистральному последовательному интерфейсу (МПИ) по ГОСТ Р 52070-2003 подключается к выходу полевого компьютера 4, а выход 16 блока автоматики, например, по МПИ по ГОСТ Р 52070-2003 подключен к коммутационному разъему 14 подключения транспортно-пускового контейнера ракеты 17, причем полевой компьютер 4 выполняет функции контроллера магистральной шины, а блок автоматики 6 и управляемая ракета - функции оконечного устройства.Input 15 of automation unit 6, for example, via a trunk serial interface (BSI) according to GOST R 52070-2003, is connected to the output of field computer 4, and output 16 of the automation unit, for example, via a BSI according to GOST R 52070-2003, is connected to switching connector 14 for connecting the transport and launch container of missile 17, wherein field computer 4 performs the functions of a trunk bus controller, and automation unit 6 and the guided missile perform the functions of an end device.

В частном случае по п. 4 формулы изобретения в ракетном комплексе средства ориентирования пусковой установки в горизонтальной плоскости выполнены в виде прицела.In the particular case of paragraph 4 of the formula of the invention, in the missile complex the means for orienting the launcher in the horizontal plane are made in the form of a sight.

В качестве прицела может, например, использоваться прицел ПАМ-1 от миномета 2Б9 «Василек», или прицел ПАГ-17, используемый в автоматическом гранатометном комплексе АГС-30.For example, the PAM-1 sight from the 2B9 Vasilek mortar or the PAG-17 sight used in the AGS-30 automatic grenade launcher system can be used as a sight.

Прицел должен перед боевой работой устанавливаться соосно с транспортно-пусковым контейнером 17 управляемой ракеты.Before combat operation, the sight must be installed coaxially with the transport and launch container 17 of the guided missile.

В частном случае по п. 5 формулы изобретения в ракетном комплексе в качестве средств ориентирования пусковой установки в вертикальной плоскости и в плоскостях крена и тангажа используется квадрант.In the particular case of paragraph 5 of the formula of the invention, a quadrant is used in the missile complex as a means of orienting the launcher in the vertical plane and in the roll and pitch planes.

В качестве квадранта - квадрант оптический НП3 КО-60 (изготовитель Новосибирский приборостроительный завод).The quadrant used is the optical quadrant NP3 KO-60 (manufacturer Novosibirsk Instrument-Making Plant).

Предлагаемый ракетный комплекс функционирует следующим образом. Пусковая установка 1 наводится на цель с использованием прицела относительно известного ориентира. Значение угла вертикального наведения пусковой установки выставляется по значениям квадранта, устанавливаемого на транспортно-пусковой контейнер 17 управляемой ракеты. Кроме того, устанавливая квадрант на специальную плоскую площадку, размещенную на пусковой установке, последовательно замеряются значения крена и тангажа пусковой установки. Значения крена, тангажа и горизонтального угла наведения пусковой установки вводят в полевой компьютер 4 перед стрельбой.The proposed missile system functions as follows. Launcher 1 is aimed at the target using a sight relative to a known reference point. The value of the vertical guidance angle of the launcher is set according to the values of the quadrant installed on the transport and launch container 17 of the guided missile. In addition, by installing the quadrant on a special flat platform located on the launcher, the values of the roll and pitch of the launcher are successively measured. The values of the roll, pitch and horizontal guidance angle of the launcher are entered into the field computer 4 before firing.

Использование изобретения позволит расширить область применения малогабаритных управляемых ракет типа «земля-земля» и «воздух-земля» за счет реализации возможности их стрельбы с наземных пусковых установок.The use of the invention will expand the scope of application of small-sized guided missiles of the “surface-to-surface” and “air-to-surface” types by implementing the possibility of firing them from ground-based launchers.

Предложенное изобретение по сравнению с прототипом позволяет реализовать качественно новые свойства ракетного комплекса и повысить безопасность расчета ракетного комплекса за счет реализации стрельбы с закрытых огневых позиций без необходимости оператору осуществлять наведение ракеты на цель в течение всего времени ее полета, а также размещения оператора пусковой установки на безопасной дистанции от нее.The proposed invention, in comparison with the prototype, allows for the implementation of qualitatively new properties of the missile system and increases the safety of the missile system crew by implementing firing from closed firing positions without the need for the operator to guide the missile to the target during the entire time of its flight, as well as placing the launcher operator at a safe distance from it.

Кроме того, за счет использования навесных баллистических траекторий полета УР обеспечивается поражение цели в ее верхнюю проекцию, что повышает вероятность поражения цели.In addition, due to the use of overhead ballistic trajectories of the missile flight, the target is hit in its upper projection, which increases the probability of hitting the target.

Claims

1. A missile system comprising a launcher with a guidance system in the horizontal and vertical planes, characterized in that it additionally includes a field computer with an autonomous power source, an automation unit with an autonomous power source, a navigation satellite receiver, means of orientation in the horizontal and vertical planes, as well as in roll and pitch, wherein the output of the navigation satellite receiver is connected to the input of the field computer, the input of the automation unit is connected to the output of the field computer, and the output of the automation unit is connected to a switching connector for connecting the rocket transport and launch container, the automation unit implements a control module, a system for issuing controlled power, and a sensor for the presence of the rocket transport and launch container is introduced, and the navigation satellite receiver is also implemented in the form of a sensor for data on the initial digital navigation information, including data on the system time, on ephemerides and almanacs for spacecraft of the satellite navigation system.

2. A missile system made according to paragraph 1, characterized in that the field computer is connected to the navigation satellite receiver and the automation unit via a digital communication channel.

3. A missile system made according to paragraphs 1 and 2, characterized in that the automation unit is connected to the switching connector of the missile’s transport and launch container via a digital communication channel.

4. A missile system made according to paragraphs 1-3, characterized in that the means for orienting the launcher in the horizontal plane are made in the form of a sight.

5. A missile system made according to paragraphs 1-4, characterized in that a quadrant is used as a means of orienting the launcher in the vertical plane and in the roll and pitch planes.