KR100653341B1 - 표적에 따른 탄도 수정 방법 - Google Patents

Abstract

탄도 발사된 발사체가 표적 영역 내에서 불가피하게 흩어지거나 또는 퍼지는 것을 자동 표적-추적 제어에 드는 기술 비용없이 상당하게 감소시켜 표적 명중 정확도를 실질적으로 향상시키기 위하여, 최소 탄도가 병기 및 예상되는 외부 영향 매개 변수의 오차 범위를 고려하여 상기 전체적인 오차 범위의 최대 탄도까지의 모든 실제 탄도가 표적 위치 후방에 위치되도록 사전 확인된 표적 위치를 따라 배치된다. 발사체가 표적 영역으로 하강하는 것이 실제 탄도로부터 최소 탄도, 즉 표적 위치쪽으로 단축된다. 상기 목적을 위하여, 발사체 상의 공기 역학 제동 장치의 이론 잔여 비행 시간에 좌우되는 최적의 초기화 지점의 달성은 실제 탄도를 위성 항법에 의하여 계속 측정하는 방법에 의하여 실제 탄도 상에서 결정되고, 트리거 곡선과의 교차점 접근, 즉 실제 탄도 배열의 최적의 초기화 지점의 순서는 전이 탄도가 표적 위치를 통해 최소 탄도와 일치되도록 조정되는 간섭에 따라 설정된다.

발사체, 실제 탄도, 최소 탄도, 최대 탄도, 공기 역학 제동 장치, 위성 항법, 트리거 곡선, 전이 탄도

Description

표적에 따른 탄도 수정 방법 {PROCESS FOR THE TARGET-RELATED CORRECTION OF A BALLISTIC TRAJECTORY}

도 1은 탄도 발사체를 포로부터 최종 접근 단계에서 비행 페이스가 실제 탄도로부터 최소 탄도, 즉 표적-적중 방식으로 제동된 탄도를 따라 표적을 향하도록 발사하는 원리를 도시한 종방향 단면도로서, 전이 탄도에 대한 초기화 지점은 발사체 상에서 계속해서 위성-지지 탄도 결정 조치를 통하여 결정된다.

본 발명은 특허청구범위 제1항의 전제부에 기재된 방법에 관한 것이다.

이러한 방법은 WO 98/01719에 공지되어 있는 것으로서, 발사체(projectile) 상의 위성 항법 장치(satellite navigational apparatus)를 사용하여 현재 진행 중인 탄도(trajectory)를 결정하고, 이 탄도를 표적-최적 탄도(target-optimised trajectory)와 비교하여 이 비교로부터 도출된 탄도 상의 한 지점에 도달할 때 공기 역학 제동 장치(aerodynamic braking device)를 릴리스하여 후속 탄도의 표적 정확도를 가능한 최대가 되도록 수정하는 방법에 관한 것이다. 그러나 실제 상황에서는 제동 수단이 릴리스된 후에도 수많은 외부 영향 요인(external influencing factor)이 탄도 상에 여전히 작용하기 때문에 탄도를 수정하더라도 발사체의 작동 기구(operative mechanism)가 표적을 정확하게 타격하지 못한다는 문제가 발생한다.

EP 0 138 942 B1에는 예를 들어 레이더에 의하여 포(cannon)에서부터 표적을 조준하고, 발사 제어 컴퓨터(fire control computer)에서 표적으로부터 약간 벗어난 탄도(ballistic trajectory)에 대한 표고(elevation) 및 장약(charge)을 결정한 다음, 포신(barrel)으로부터의 발사체 발사 속도(launch speed)를 측정하는 즉시 레이더로 포에 대한 발사체의 순간 위치(instantaneous position)를 확인하는 방법이 공지되어 있다. 계산된 탄도에 따른, 이 순간 위치와 기준 위치와의 비교를 사용하여 실질적으로 예상되는 표적 레이오프(target layoff)를 결정하고, 마지막 단계는 공기 역학 제동 효과가 발사체에 작동되어야 할 때 이 비교로부터 도출되어 제동 플랩(braking flap)을 연장시키거나 또는 공기 역학 발사체 팁(projectile tip)을 날려 버려 새로운 공기 역학 조건에 따라 잔여 탄도를 적절하게 감소시킴으로써 표적으로부터 레이오프가 감소된다. 또한, 상기 방법에서는 제동 시간을 결정하기 위하여 실제 탄도와 특정의 이상 탄도를 비교하여 제동 수단의 초기화 시간(initialisation time)이 외부 영향에 따라 오차가 생기게 되면 간섭이 일어나 수정 탄도 상에 여전히 작용하여 추가의 표적 레이오프가 당연히 발생한다.

초기 탄도 경로로부터 원지점(apogee) 후의 최적화된 탄도로의 제동 전이(braked transition)에 대한 이러한 수정 방법은 표적 센서, 제어 시스템 및 발사체를 자동으로 표적-추적 최종 접근 비행(target-seeking final approach flight)시키는 조절 루프(regulating loop)를 설치하는 것보다 실질적으로 비용이 훨씬 적게 든다. 한편, 발사체의 속도가 특히 초기 단계에서 빠른 점을 고려할 때, 측정된 탄도 상의 초기 순간 지점으로부터 실제 탄도 경로를 결정하는 방법은 매우 부정확하다. 그러나 실제 비행한 탄도는, 원지점 후, 제동 조작의 최적 타이밍을 제공하여 탄도를 감소시켜 표적 영역에서 산발되는 정도를 낮게할 수 있도록 하기 위하여 정확도가 매우 높아야 한다. 지상-지원 방법(ground-supported process)에서의 다른 문제는 제동 트리거 시간(braking triggering time)을 전송하는 통신 링크의 신뢰성이나 또는, 발사체가 고속인 점으로 보아, 발사체가 어느 경우에는 무선 통신에 방해가 되는 이온화 대기 셸에서 자신의 탄도 중 일부분을 비행할 수 있기 때문에, 발사 제어 컴퓨터로부터 발사체에 내리는 제동 명령 그 자체에 있다.

이들 요인들을 고려하여, 본 발명의 목적은 자체적으로는 신뢰성이 있지만 실제 상황에서는 여전히 부정확한 전술한 일반적인 방법을, 공기 역학 제동 모멘트(aerodynamic braking moment)를 증가시킴으로써 탄도를 감소시켜 표적이 실질적으로 더 정밀하게 포착되도록 개발하는 것이다.

본 발명에 있어서, 본 발명의 목적은 독립항에 기재된 필수적인 방법의 단계를 실행함으로써 달성된다. 즉, 본원의 독립항에 따른 수정 방법은, 예상되는 표적 레이오프(target layoff)에 따라, 발사체의 공기 역학 항력 계수를 증가시켜 초기 탄도에 있는 발사체를 표적으로의 더 가파른 전이 탄도로 선회시킴으로써 탄도 또는 준-탄도 발사체의 위성 지지체 상에서 측정된 탄도를 수정하는 방법에 있어서,
탄도 형상에 미치는 외부 간섭 영향을 고려하여, 센서 수단 및 연산 중 어느 하나 또는 양자 모두에 의해 결정된 탄도와 측정된 탄도의 비교에 의하여 표적 너머의 순간 실제 탄도를 예측하여 결정하고, 이에 따라 예상되는 실제 탄도에 대하여, 상기 외부 간섭 영향을 고려하여 표적 전방에 근접한 초기화 지점을 결정하여 항력 계수를 증가시킴으로써, 정확하게 겨냥된 최소 탄도로의 선회를 위한 전이 탄도에 진입하도록 하는 것을 특징으로 한다.

따라서 본 발명에 따른 방법은, 본질적으로 상기와 같이 공지된, 탄도 또는 준-탄도(quasi-ballistically)로 발사된 발사체를 횡방향 산발에 비하여 훨씬 큰 종방향 산발을 감소시켜 지지점(holding point)을 측정된 표적 위치 후방에 먼저 위치시킨 다음, 그 탄도를 단축시킨다는 개념에 따른 것이다. 그러나, 포의 조준 효과(laying effect)는 발사체를 이론적으로 가장 짧은 탄도 상의 현재 오차 범위(error budget)을 고려하여 제동시킨 후 전이 탄도(transitional trajectory)가 발사체를 표적 상으로 정확하게 안내할 수 있도록 발생되고, 여기서 본 발명에 따르면 소정의 오차 범위는 탄도를 따라 제동 모멘트까지 가능한 길게 소정의 오차 매개 변수(error parameter)에 대한 이론적으로 예상되는 탄도와의 비교로부터 결정된다.

발사체는 박격포(mortar) 또는 곡사포(howitzer)로부터 발사되는, 예를 들면추진력이 없는 발사체(drive-less projectile) 또는 미사일일 수 있을 뿐만 아니라 준-탄도를 따라 사거리(range)를 초기에 증가시키도록 작용하는 로켓 모터를 가진 대포 로켓(artillery rocket)일 수 있다. 발사체가 공기 역학 제동 효과에 의하여 자신의 초기 탄도로부터 이동한 실제 전이 탄도는 현재 산발 팬(scatter fan) 또는 사거리의 가장 낮거나 또는 가장 짧은(최소) 탄도와 가장 높거나 또는 가장 긴(최대) 탄도 사이에 위치되고, 원칙적으로 제동 작용에 의하여 가장 짧은 탄도, 즉 표적으로 바로 안내되는 탄도로 전환될 수 있다.

현재 탄도를 결정하는 것은, 간섭 효과로 인하여 실질적으로 부정확하고 기술적으로 신뢰할 수 없는 점이 필연적인 포에서부터 탄도를 결정하는 방법을 포함하지는 않는다. 반대로, 공지된 바와 같이, 제동 조종을 위한 초기화 지점은 지상국과의 데이터 링크에 의존하여 조종하지 않고 발사체에서 자체적으로 결정된다. 이를 위해, 발사체에는 실제 초기 탄도를 결정하는 위성 수신 장치(satellite receiving device)가 또한 구비된다. 전술한 일반적인 유형의 상황으로부터 변할 수 있기 때문에, 제동 조종은 탄도 상의 소정 지점에 도달할 때 트리거되지 않고, 본 발명에 있어서는 초기 탄도는 가능한 많은 탄도 지점에 대하여 가능한 긴 시간 주기에 걸쳐 이론적인 발사 곡선(launch curve)과 비교된다. 이 발사 곡선으로부터 확인된 탄도 이탈, 시스템 제어 결정 요인 및 바람직하기로는, 특히 DE 41 20 367 A1에서와 같이, 예를 들면 발사체 및/또는 지상으로부터의 센서 수단에 의한 추가 측정을 종합하여 현재 간섭 영향의 매개 변수를 결정하는 기준으로 사용한다. 상기 매개 변수는 특히 상이한 높이에서의 바람의 방향 및 강도뿐만 아니라 예를 들면 발사 장치의 오차 범위(포의 공지된 횡단 및 높이 방향 조준 부정확) 및 주위 환경에 따라 변하는 발사 또는 발사 장약의 강도 영향이 포함된다. 상기에서와 같이, 일반적인 외부-탄도 접근에 의하여 제동 수단의 릴리스 후에도 발사체가 따라 가는 전이 탄도 상에 여전히 계속해서 작용하는 간섭 효과에 관한 실제로 정확한 정보를 사전에 계산하여 예상되는 이들 오차 영향을 제동 시간을 수정함으로써 가능한 사전에 보정할 수 있다. 현재 오차 범위를 결정하기 위한 정보를 가능한 많이 얻기 위하여, 제동 시간을 가능한 지연시킨다. 따라서 결국은 발사체의 발사에 따라 정해지는 것이 아니라 표적에 이론적으로 달성하는 잔여 비행 시간에 따라 정해진다. 따라서 시간과 역으로, 이른 바 탄도를 따르는 일시 운동과의 역관계로 결정된다.

발사체로부터 항법 위성과 교신하기 위한 비행 시간을 가능한 줄이기 위하 여, 특히 실제 탄도를 결정하는 조치를 발사체가 발사된 후 가능한 빨리 개시하도록, 발사체에는 이미 공지된 순간 오차 범위에 대하여 계산될 수 있는 탄도, 즉 현재 이상적인 탄도, 및 상기 탄도로부터 예상되는 위성 교신에 관한 정보가 제공된다. 이와 같은 방식으로 발사체로부터 지평선 위의 항법 위성 중 적어도 일부에 매우 신속하게 액세스하여 실제 탄도에 관한 믿을 수 있는 정보, 즉 계산에 의하여 사전결정된 탄도로부터 이 탄도의 편차를 신속하게 얻어서 이 정보로부터 실질적인 현재 오차 영향을 추측할 수 있다.

위성 항법에 의하여 발사체 상에서 측정될 수 있는 현재 탄도 지점의 개수가 많을수록, 원지점을 지나 제동 조종을 시작할 때까지 탄도는 더 정확하게 결정되고, 따라서 발사 시 발사체와 교신되는 종래의 측정 모멘트로부터 예상되는 레이오프가 발사체 상에서 보다 정확하게 결정될 수 있다. 이로써 제동의 개시, 즉 새로운 공기 역학 조건에 의하여 결정된 전이 탄도 내로의 진입을 위한 이상적인 초기화 지점을 표적 영역 내로의 잔여 비행 시간에 따라 최소의 정확하게 겨냥된 탄도로는 너무 먼 것으로 사전결정된 실제 탄도로부터 적절히 정확하게 사전결정될 수 있다. 한편 가능한 지연된 제동 시간이 정확하게 결정될 수 있기 때문에, 위성 추적을 이용하여 실제 탄도에 관한 정보를 제동 조종을 위한 작용 지점, 즉 원지점를 지나 길게 대응하여 연장될 수 있는 지점에 바로 근접하는 시간 내에 갱신시키고, 이로써 외부적으로 영향을 받는 실제 탄도를 표적에 가장 근접하도록 결정할 수 있고 따라서 표적에 근접할 때까지 간섭 효과에 관한 정보를 제공한다. 이 때, 현재 나타나 있는 오차 영향에 대한 계속 갱신에 의하여 매우 정확하게 결정된 실제 탄 도 상에서, 최소 탄도로 접근하기 위하여 제동 전이 탄도 내로 진입하는 최종적인 초기화 지점이 급하고, 구조적으로 사전결정된 제동 조작을 예를 들면 제동 부재를 연장시키거나 또는 공기 역학 발사체 팁을 날려 보냄으로써 트리거시키고, 이로써 최소 탄도 또는 표적에 매우 근접한 탄도 상으로 최종 접근 비행 단계에서 매우 신뢰도가 높게 표적에 도달할 수 있다.

발사체 상의 최적(가장 지연된)의 제동 트리거 지점을 결정하는 연산의 복잡함 및 경비를 최소화하기 위하여, 최대 탄도와 최소 탄도 사이에, 또한 예를 들면 바람 영향 또는 다른 간섭 영향으로 인하여 순수한 탄도 파라볼라 외측에 배치되는 실제 탄도 배열의 탄도 좌표는 예를 들면 발사체 상의 처리기 내의 발사 제어 컴퓨터로부터 예를 들면 검사표(look-up table) 형태로 저장되는 것이 바람직하고, 또한, 이상적인 순서, 즉 상기 배열의 각 탄도의 잔여 전이 시간에 걸친 가장 지연된 초기화 지점이 트리거 곡선으로서 저장될 수 있다. 위성 항로로부터 현재 매우 정확하게 결정된 배열 내의 현재 실제 탄도에 대하여, 현재 날아 가는 실제 탄도와 상기 트리거 곡선과의 순간 교차점만이 제동 효과를 트리거하여 정확하게 표적을 겨냥한 최소 탄도 내로 전이할 수 있도록 여전히 예상될 필요가 있다.

추가적인 대안 및 개발은 물론 본 발명의 다른 특징 및 장점은 필수적인 부분만 한정적으로 축소 요약하여 개략적으로 도시한 도면을 참조하여 개시된 본 발명에 따른 방법를 실행하는 바람직한 실시예에 대한 상세한 설명 및 특허청구범위로부터 명백하게 이해될 것이다.

포(12)로부터 표적(13)까지의 사전 설정된 방향 및 사거리(11)에 따라, 표적 영역에 대한 발사체(17) 탄도의 발사방위(azimuth orientation), 표고(elevation)(15) 및 추진 장약 파워(propellent charge power)(이른바 이론 총포구 속도(theoretical muzzle velocity)(16))가 발사 제어 컴퓨터(14)에서 결정된다. 상기 계산된 발사 탄도(18)는, 원지점(apogee) 후에, 실제 포착될 표적(13) 둘레 영역, 이른바 표적 영역 내 가능한 충돌 지점의 소정의 종방향 산발 또는 분산(23) 내의 소정의 오차 범위에 대한 최소 탄도(21)와 최대 탄도(22) 사이의 탄도(20)로 전이된다. 부정확한 표고(15), 미리 설정된 값과 실제적으로 상이한 총포구 속도(16), 및 높이에 따라 강도 및 방향이 상이한 예를 들면 바람 영향(19)과 같은 시스템 관련 및 사용 관련 오차 영향 때문에, 실제 탄도(20)는 탄도 (18)에 대하여 계산된 탄도 파라볼라로부터 따라가는 탄도와 실제적으로 일치하지 않고 그 탄도로부터 점점 약간씩 벗어난다. 탄도(20)는 공기 역학 제동 영향에 의하여 신장될 수가 없고 단지 단축될 수만 있기 때문에, 발사체(17)는 예를 들면 접거나 피벗 운동 또는 릴리스가능한 납작한 발사체 정면 부재에 의하여 연장될 수 있는 제동면을 포함할 수 있는 공지된 방식의 공기 역학 제동 장치를 구비하거나, 또한 DE 3 608 109 A1에 따른 탄도 단축을 위하여 반경방향으로 펼 수 있는 제동 항정(braking sail)을 참조할 수 있다.

특정 제동 시스템(26) 및 소정의 간섭 영향에 대하여, 표적(13)까지의 잔여 비행 시간에 있어서 이상적이며 여기로부터 발사체가 실제 탄도(20)로부터 상기 전이 탄도(25)로 전이 탄도가 최소 탄도(21)로 점점 접근하여 최종적으로 표적(13)에 이론적으로 정확하게 도달하도록 정밀하게 벗어날 수 있는 초기화 시간(24)이 실제 탄도(20)와 연관된다. 상기 초기화 지점(24)이 실제 탄도(20)에 대응하여 일찍 발생하면 할수록, 탄도(20)는 제동 수정 간섭없이 표적 영역 면의 표적(13)으로부터 더 멀어질 수 있고, 즉 이에 대응하여 탄도(20)가 더 높아질 수 있다. 이것은 가능한 실제 탄도(20) 배열에 대하여, 이상적인 초기화 지점(24) 순서가 실제 탄도(20)의 곡선 세트에 대하여 다소 피벗된 트리거 곡선(28)(도면에서 알 수 있는 바와 같이)으로서 나타내어 질 수 있고, 따라서 최소 탄도와 최대 탄도(21-22) 사이의 실제 탄도(20) 전체를 각각 한 번씩 교차한다. 각종의 간섭 영향(바람 데이터(19)와 같은)은 각기 다르게 경사진 탄도 배열(20) 세트 및/또는 각기 상이하게 연장된 트리거 곡선(28) 세트에 대한 매개 변수가 될 수 있다.

이와 같이 현재의 간섭 조건하에서 소정의 발사 탄도(18)에 대하여 이상적인 초기화 지점(24)의 즉시 달성은 교란된 실제 탄도(20)를 실제로 정확하게 알 수 있기 때문에 실제로 정확하게 예상될 수 있다.

현재의 실제 탄도(20)를 결정하는 조치(여기로부터 초기화 지점(24)을 구할 수 있는 조치)는 가능한 긴 비행 경로 섹션에 걸쳐 발사체 자체에서 실행되어 탄도 (18)에서 탄도(20) 내로 가능한 많은 오차 영향의 실제 효과를 검출한다. 탄도 결정 작업은 위성 지지, 즉 발사체(17) 상에서 현재 검출된 항법 위성(27)으로부터의 위치 정보를 국지 위성의 상이한 시스템에 의하여 위성 항법으로부터와 같이 일반적으로 공지된 탄도 데이터를 기준으로 수신함으로써 실행된다. 상기 목적을 위하여, 스핀 안정 발사체(spin-stabilised projectile)(17)에는 스핀과 반대로 회전하 며, 발사체(17)를 자신의 외주면 상에 둘러 싸서 간섭없이 직접 수신할 수 있는, 즉 EP 0 840 393 A2에 상세하게 개시된 바와 같이 위성 방사에 대하여 간섭 지상 반사 현상을 제거할 수 있는 안테나 부재 스캐닝이 제공되는 것이 바람직하다.

가능한 신속하게 위성(27)으로 전환, 즉 가능한 한 일찍 초기화된 실제 탄도 좌표의 밀접한 연결이 달성되어 실제 탄도(18) 및 이로부터 얻어지는 탄도(20)를 결정할 수 있도록, 수신가능한 위성(27)의 위치에 대한 예상 값이 또한 연산에 의해 미리 결정된 발사 탄도(18)에 대하여 발사 시 발사 제어 컴퓨터(14)로부터 발사체(17)에 부여되고, 상기 값은 계속 갱신된 발사체의 발사 후의 기준으로 작용한다. 또한, 가능한 실제 탄도(20)의 교란된 배열에 대한 초기화 지점(24)의 순서는 초기화 지점(24)을 예상하기 위하여 발사체(17) 처리기의 트리거 곡선(28)의 간섭없는 세트로서 저장된다.

위성 항법에 의하여 실제로 정확하게 결정된 실제 탄도(20) 상의 현재 간섭 영향을 고려하여, 저장된 이상적인 초기화 지점(24)에 도달할 때, 제동 장치(26)가 작동하고 발사체가 이전의 실제 탄도(20)로부터 떠나 표적(13)을 향한 전이 탄도(25)로 선회한다.

따라서 자동 목표 추적 제어에 드는 기술 비용없이 표적 영역으로 탄도 발사되는 발사체의 불가피한 탄도 산발 또는 분산을 상당하게 감소시키고, 이로써 표적 명중 정확도를 실질적으로 향상시키기 위하여, 최소 탄도(21)가 병기(12)의 오차 범위 및 실제 탄도(20) 상의 높이에 좌우되는 맞바람(19)과 같은 외부 영향 매개 변수를 고려하여 사전 확인된 표적 위치(13)를 통해 위치시킴으로써 전체적인 오차 범위의 최대 탄도(22)까지의 모든 실제 탄도(20)가 표적 위치(13) 후측에 위치된다. 발사체(17)의 표적 영역으로의 하강이 공기 역학 제동 효과에 의하여 순간 실제 탄도(20)로부터 최소 탄도(21), 즉 표적 위치(13)쪽으로 단축된다. 상기 목적을 위하여, 발사체(17) 상의 공기 역학 제동 장치에 대하여 이론 잔여 비행 시간에 좌우되는 최적의 초기화 지점(24) 달성은 본 발명에 따른 조치에 의하여 실제 탄도(20) 상에서 결정되고, 실제 탄도(20)는 환경 요인에 따라 사전 결정된 트리거 곡선(28)의 교차점 바로 앞에서 가능한 긴 거리에 걸쳐 위성 항법에 의하여 계속해서 측정되고, 따라서 결론적으로 모든 실제 오차 영향이 포함된다. 따라서, 트리거 곡선(28)의 교차점으로의 실제 접근, 즉 실제 탄도(20/20) 배열에 대한 최적의 초기화 지점(24-24)의 순서가 설정되고, 여기로부터 제동 전이 탄도(25)가 조정되어 표적 위치(13)를 통해 최소 탄도(21)와 일치된다.

상기 설명 참조.

Claims (4)

1. 예상되는 표적 레이오프(target layoff)에 따라, 발사체의 공기 역학 항력 계수를 증가시켜 초기 탄도에 있는 발사체를 표적으로의 더 가파른 전이 탄도로 선회시킴으로써 탄도 또는 준-탄도 발사체의 위성 지지체 상에서 측정된 탄도를 수정하는 방법에 있어서,

   탄도 형상에 미치는 외부 간섭 영향을 고려하여, 센서 수단 및 연산 중 어느 하나 또는 양자 모두에 의해 결정된 탄도와 측정된 탄도의 비교에 의하여 표적 너머의 순간 실제 탄도를 예측하여 결정하고, 이에 따라 예상되는 실제 탄도에 대하여, 상기 외부 간섭 영향을 고려하여 표적 전방에 근접한 초기화 지점을 결정하여 항력 계수를 증가시킴으로써, 정확하게 겨냥된 최소 탄도로의 선회를 위한 전이 탄도에 진입하도록 하는 것을 특징으로 하는 수정 방법.
2. 제1항에 있어서, 오차에 종속하여 예상되는 표적까지의 최소 탄도와 표적 너머의 최대 탄도 사이의 실제 탄도 배열에 대하여, 일련의 초기화 지점에 대한 트리거 곡선이 상기 발사체에 기억되고 진행 중인 위성 항법으로부터 상기 트리거 곡선과 측정된 실제 탄도의 순간 교차점을 결정하여 제동 장치를 트리거(trigger)하는 것을 특징으로 하는 수정 방법.
3. 제2항에 있어서, 상기 발사체 내에 실제 탄도 및 트리거 곡선 중 어느 하나 또는 양자 모두에 대한 간섭의존형 곡선 세트가 발사체 내에 기억되는 것을 특징으로 하는 수정 방법.
4. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 발사체의 초기화 지점은, 탄도 측정을 하기 위한 항법 위성과의 교신에 따라, 예상된 실제 탄도 내로 발사할 때 미리 결정되는 것을 특징으로 하는 수정 방법.

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