Рассмотрена задача обеспечения заданной точности измерения линейного ускорения полета ракеты с помощью навигационного акселерометра в условиях действия на него детерминированных вибраций и широкополосной случайной вибрации со стороны корпуса ракеты. Показано, что в этих условиях у акселерометра возникает систематическая дополнительная вибрационная погрешность, которая является источником существенного (более чем на порядок) снижения точности измерения ускорения полёта ракеты. Источником возникновения этой погрешности есть  нелинейности статической функции преобразования акселерометра. Получена математическая модель этой погрешности. Модель позволяет рассчитать значение  этой погрешности в полете для конкретного акселерометра (прямая задача), а также выбрать акселерометр по значениям коэффициентов его функции преобразования, исходя из обеспечения заданной точности измерений для конкретной ракеты (обратная задача).

              Рассмотрены два примера решения обратной задачи — для транспортной трехступенчатой ракеты-носителя «Циклон-4» и для гипотетической боевой одноступенчатой оперативно-тактической ракеты. Обеспечение заданной точности измерения ускорения полёта ракеты с помощью навигационного акселерометра предложено осуществлять двумя путями: на этапе выбора акселерометра – путем соответствия акселерометра сформированным в статье требованиям к коэффициентам его функции преобразования; в полёте — путем алгоритмической компенсации основной и дополнительной вибрационной погрешностей акселерометра по полученному в статье алгоритму. Адекватность всех полученных математических моделей и алгоритмов подтверждена экспериментальными исследованиями вибрационной погрешности и эффективности её алгоритмической компенсации, для современного навигационного акселерометра АКС-05 производства Казенного предприятия специального приборостроения «Арсенал» (г. Киев), который соответствует всем предъявленным в статье требованиям к коэффициентам его нелинейной статической функции преобразования.