EP4232771A1 - Abfangflugkörper und verfahren zu dessen lenkung - Google Patents

Abfangflugkörper und verfahren zu dessen lenkung

Info

Publication number
EP4232771A1
EP4232771A1 EP21791293.0A EP21791293A EP4232771A1 EP 4232771 A1 EP4232771 A1 EP 4232771A1 EP 21791293 A EP21791293 A EP 21791293A EP 4232771 A1 EP4232771 A1 EP 4232771A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
target
interceptor missile
parameter vector
candidate
current
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
EP21791293.0A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP4232771C0 (de
EP4232771B1 (de
Inventor
Thomas Kuhn
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Diehl Defence GmbH and Co KG
Original Assignee
Diehl Defence GmbH and Co KG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Diehl Defence GmbH and Co KG filed Critical Diehl Defence GmbH and Co KG
Publication of EP4232771A1 publication Critical patent/EP4232771A1/de
Application granted granted Critical
Publication of EP4232771C0 publication Critical patent/EP4232771C0/de
Publication of EP4232771B1 publication Critical patent/EP4232771B1/de
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/22—Homing guidance systems
    • F41G7/224—Deceiving or protecting means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41H—ARMOUR; ARMOURED TURRETS; ARMOURED OR ARMED VEHICLES; MEANS OF ATTACK OR DEFENCE, e.g. CAMOUFLAGE, IN GENERAL
    • F41H11/00—Defence installations; Defence devices
    • F41H11/02—Anti-aircraft or anti-guided missile or anti-torpedo defence installations or systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/60—Steering arrangements

Definitions

  • the invention relates to the guidance of an engine-powered guided missile interceptor for intercepting a moving target, particularly a target missile, during a midcourse phase of interception, and to such an interceptor missile.
  • An interceptor missile is launched to defend against a moving target, in particular an approaching target missile.
  • a launch phase in which the interceptor missile leaves its launch base and begins its flight roughly in the direction of the target
  • the midcourse phase of its flight follows. This serves to cover most of the distance to the target and to get close to it, in particular so close that the interceptor missile's onboard systems are sufficient to be able to hit the target with pinpoint accuracy in an endgame that follows the midcourse phase.
  • DE 102010 032 281 A1 discloses a method for controlling a guided missile driven by an engine, in which a processing means of the guided missile calculates a trajectory property of a trajectory to a target point during flight and controls the flight of the guided missile depending on the trajectory property.
  • a processing means of the guided missile calculates a trajectory property of a trajectory to a target point during flight and controls the flight of the guided missile depending on the trajectory property.
  • non-guided flight processes that influence the flight speed of the guided missile and are controlled by the process means are taken into account.
  • Incorporation of future or present flight processes controlled by the processing means into flight control based on proportional navigation is possible, however complex. Such incorporation is easier when the processing agent uses miss-point navigation, specifically a technique called Zero Effort Miss (ZEM) navigation, rather than proportional navigation.
  • ZAM Zero Effort Miss
  • the object of the invention is to propose improvements with regard to an interceptor missile or the guidance of an interceptor missile in the mid-course phase of its flight to a moving target.
  • the interceptor missile or its flight serves to intercept a moving target, in particular a target missile.
  • the steering method can be referred to as model predictive guiding. It is performed during a midcourse phase of interception.
  • the midcourse phase is the phase of the interceptor missile's flight from its launch to entry into the endgame.
  • the endgame begins with the activation of the on-board target search sensor system (search head).
  • search head the target data originate in particular from the sensors of the higher-level weapon system and are transmitted to the interceptor via a data link.
  • the desired successful impact on the target represents the end of the mission.
  • the mission is aborted (end of mission) if the target cannot be reached or is finally missed or entry into the endgame is not possible or the interception is aborted or ended for other reasons . Then the proposed tax procedure also ends.
  • the interceptor missile is actually steered as follows: At the respective steering times, the interceptor missile generates real steering commands for itself based on the free control parameters currently present in the interceptor missile at the steering time, which are present in the form of a parameter vector. "Real" means that the interceptor missile actually uses the guidance commands generated in this way is steered. Optionally, additional values can also flow into the steering commands, for example (free) parameters that are not part of the parameter vector.
  • the method assumes that when the interceptor missile enters the midcourse phase, i.e. when it is already in flight, or from this point in time and expediently until the end of the midcourse phase or even beyond, a current parameter vector of free control parameters for the interceptor missile, from which the real steering commands are then generated.
  • this parameter vector forms a suitable initial value for the steering, possibly also for an optimization, as explained below.
  • the free control parameters are continuously and/or repetitively optimized in the course of the midcourse phase using an optimization method for optimizing the control parameters.
  • This optimization or the optimization method takes place parallel to the actual steering.
  • the parameters currently used for the steering are not optimized directly, but rather—figuratively speaking—a copy or an image of these control parameters or the parameter vector outside of the actual steering process.
  • the optimization can also take place independently of the actual steering, which initially does not have to be influenced by the optimization taking place in parallel therewith.
  • Newly detected information about the movement of the target and/or information about the flight of the interceptor missile is included in the optimization process as soon as it is available.
  • the optimization method can therefore always be based on the most up-to-date and best available data about the circumstances of the current mission.
  • Optimized control parameters are then transferred to the current parameter vector after, in particular as soon as, they are available as a result of the optimization method.
  • the optimized control parameters only influence the actual steering when the optimized parameters have been transferred to the current parameter vector on which the real steering is based.
  • the optimized copy of the parameter vector is only then spoken integrated, transferred or taken over into the parameter vector actually used for steering.
  • the invention is based on the following core idea:
  • An interceptor missile is guided in the midcourse phase in order to hit a moving and, in particular, (potentially) maneuvering target.
  • the real steering commands are calculated from a vector (parameter vector) of free (control) parameters.
  • These free parameters can be target path angles, but they can also be target values for the lateral acceleration.
  • the ignition times of the respective stages can be treated as free parameters or, in the case of a controllable engine, its setpoint thrust or the time-discrete setpoint thrust profile.
  • the invention is based on the idea that these free parameters are continuously and/or repetitively optimized over the course of the midcourse phase using a search method for parameter optimization. This optimization takes place independently and parallel to the actual steering. Whenever there is new information on the target movement or the flight history of the interceptor (interceptor missile), this is included in the optimization to determine better, ideally optimal parameters.
  • the improved parameters are used by the actual steering as soon as they are available.
  • the optimization takes place in particular with regard to a target function (quality function/criterion/quality value), which in turn is based on a Zero Effort Miss (ZEM) prediction of the trajectories of the target and interceptor.
  • ZEM Zero Effort Miss
  • the prediction modified ZEM method
  • the resulting trajectories are evaluated by the target function (quality value). For example, it is evaluated how close the interceptor comes to the target (ZEM), what speed the interceptor has at the end of its trajectory (maneuverability in the endgame), how long the fight lasts (Tgo), and at what angle the target and interceptor meet and any other sub-criteria.
  • the target trajectory ie the trajectory of the target
  • the target trajectory is predicted in particular on the basis of suitable hypotheses.
  • the target can be assumed to continue the current maneuver until a minimum approach speed is reached, in order to then continue flying in a straight line with maximum thrust (evasive maneuver).
  • attack targets that suggest appropriate target maneuvers.
  • the target can be assumed to have a ballistic or pseudo-ballistic trajectory.
  • the hypotheses regarding the target trajectory are based on prior knowledge and the observation of the target trajectory made up to the current point in time. There is extensive literature on this. Hypothesis formation and use is not a subject of this invention.
  • the free parameters to be optimized are used in particular, for example by converting the target trajectory angle or the target values for the lateral acceleration through a behavior model of the missile, in the case of a multi-stage engine the ignition times of the stages are selected accordingly and in the case of a controllable engine of the thrust or overrun is adjusted accordingly.
  • the fuel consumption and loss of mass as well as the existing restrictions are taken into account, as is the case with the well-known ZEM method, resistance and gravitation.
  • an increment control ensures that events such as the ignition of an engine stage or reaching the ZEM are calculated precisely in terms of time.
  • the following optimization method is carried out, it being possible for the steps or the method to be ended or aborted at the end of the midcourse phase.
  • the interceptor missile is then steered in the end game, which—like the start phase—is not part of the present patent application.
  • a specifiable or specified parameter vector is selected as the current candidate of an MPC (Model Predictive Control) optimization method.
  • the MPC method is used to potentially determine control parameters that are improved compared to the specified parameter vector.
  • the current candidate thus forms a starting value for optimizing the control parameters using the MPC method.
  • a set of possible candidates (first and further subsequent candidates) for an improved parameter vector is determined as follows in or by carrying out the MPC optimization method; each of the candidates is assigned a quality value, which is also determined as part of the MPC process.
  • the sentence can contain any number of candidates, whereby there can also be only one candidate which, for example, is always replaced when a better candidate is present.
  • the number of candidates to be used is only a question of the chosen optimization method.
  • powerful methods work with multiple candidates. For example, the widespread Nelder-Mead method operates with a simplex of n+1 parameter vectors, where n denotes the length of the parameter vector. But that plays no role for the idea of the MPG or the present invention.
  • Process section b) comprises steps c1) to c5):
  • a modified ZEM method (Zero Effort Miss) is carried out as follows on the basis of the current candidate.
  • the modified ZEM method includes steps d1) to d4):
  • a step or method section d1) iterative predictions are made as follows at the respective step times; the method section d1) comprises the steps d2) to d4):
  • a possible intercept trajectory of the interceptor missile is predicted based on the current candidate, taking into account the guidance of the interceptor missile.
  • the steering is based on virtual steering commands that are only generated as part of the optimization process, but are not used to actually steer the interceptor missile. Instead, the steering commands are used to virtually determine the predicted trajectory. However, the generation of the virtual steering commands can be identical to the generation of the real steering commands. This creates a realistic simulation of the trajectory.
  • a possible target trajectory of the target is predicted on the basis of hypothetical maneuvers of the target.
  • step d4) the steps d2) to d3) are repeated iteratively until a ZEM approximation of the intercept trajectory and the target trajectory is achieved.
  • both trajectories and possibly a corresponding remaining flight time, see below are available until the ZEM is reached (i.e. the minimum distance between the trajectories, ideally zero if the interceptor missile can actually reach the target according to the prediction).
  • step c2) the minimum distance between the trajectories, ideally zero if the interceptor missile can actually reach the target according to the prediction.
  • a current quality value is determined using a quality criterion and assigned to the current candidate.
  • a step c3) the current candidate is filed together as the first or further candidate in the set of candidates.
  • the current quality value is assigned to the candidate as a quality value and is also stored in the sentence.
  • step c3) is reached for the first time, a first value pair consisting of a candidate and a quality value is stored, when it is reached again (see below) a second, then a third, etc., until the MPC method is completed and the set of candidates is thus available. For example, after ten runs of steps c1) to c4), there are ten candidates with their quality values.
  • a step c4) the existence of an end criterion for the optimization or the MPC optimization method is checked. If this has not yet been achieved, i.e. the MPC optimization method has not yet completed its optimization of the current candidate or candidate in the sentence, the two steps e1) and e2) are carried out:
  • step e1) the current candidate is varied towards a varied candidate using an M PC search method.
  • a second candidate is created from the first candidate, a third from the second, etc.
  • the search method is used for the numerical optimization of the free parameters.
  • step e2) the varied candidate that has just been determined is then adopted as the current candidate and the process continues with step c1) or returns to it.
  • step c5) which represents the alternative to step c4), namely if the end criterion has been reached, the process continues with step f):
  • step f a return is made to step a) and the method is continued there.
  • step c3) one or more of the candidates determined in the MPC method are discarded according to a rejection criterion and removed from the set together with their quality values.
  • the sentence is kept correspondingly small and candidates that are not required are removed.
  • the "modification" of the ZEM method is that in a conventional or known or usual ZEM method, both a virtual guidance of the interceptor missile using a parameter vector in the form of the current candidate is taken into account, as well as hypothetical maneuvers for the target trajectory of the target .
  • the procedure begins after launch, i.e. when the interceptor missile is already in flight. At the moment the procedure begins, it can therefore be assumed that a current parameter vector is already available, which was used to steer the interceptor missile in the launch phase.
  • the current parameter vector at the end of the start phase can therefore be selected in particular as a predeterminable parameter vector of the method.
  • the process can be aborted when the midcourse phase is over and the endgame control begins.
  • Both the MPC method and the ZEM method are known in a wide variety of forms in the prior art, so that they are not explained in more detail here. Any forms of the respective known individual methods can be used and combined in embodiments of the invention.
  • the prediction step width in the ZEM method is controlled according to known procedures, for example in such a way that the time steps become smaller as the target is approached.
  • "Hypothetical maneuvers" of the target are particularly suitable: unaccelerated movement (zero effort), ballistic trajectory, known or suspected evasive maneuvers or any other a priori knowledge of the target.
  • passive effects such as non-controllable thrust, decreasing weight depending on fuel consumption, air resistance, etc. are taken into account in addition to the free parameters.
  • the Zero Effort-Miss steering is combined with the model predictive control approach (Model Predictive Control, MPC).
  • the control parameters for designing the trajectory of the interceptor missile are permanently (time of correction) and online (i.e. during the course of the midcourse phase, by the interceptor missile itself) using prediction models for target (step d3), predicted course of the trajectory based on suspected maneuvers, etc. ) and interceptor missiles (interceptor, step d2, predicted trajectory based on guidance model, etc.).
  • the method can thus also be referred to as "Model Predictive Guidance (MPG)".
  • MPG Model Predictive Guidance
  • the proposed method forms a starting point for the guidance of a missile approaching over long distances with a controllable thrust profile (according to a free parameter), such as an interceptor missile based on a ramjet drive (ramjet interceptor).
  • a modified MPC is applied in the field of missile guidance.
  • the combination of MPC and ZEM prediction modified and interacting in this way results in the guidance of an interceptor missile.
  • the first process is the generation of Steering commands based on a currently (at the moment of generation of the steering command) present parameter vector.
  • the second process is the optimization of the parameter vector.
  • a set of possible alternative parameter vectors is generated and each of these parameter vectors is evaluated with a quality value.
  • a modified ZEM prediction is used within the MPC method.
  • an optimized parameter vector e.g. better quality value than the first parameter vector, which corresponds to the current one from the steering command generation
  • the current parameter vector in the first process is replaced by the optimized parameter vector.
  • the steering commands are then generated on the basis of the improved, replaced parameter vector.
  • both processes run independently of one another in that a certain number of steering commands are generated from one and the same parameter vector before the parameter vector from the second process is replaced at a later point in time.
  • the reason for this is, for example, that the MPC method takes a certain amount of time before an improved parameter vector is found, but in the meantime steering commands continue to be generated at shorter time intervals.
  • the predeterminable parameter vector is specified in step a) by selecting the last current parameter vector of a start phase preceding the midcourse phase as the predeterminable parameter vector.
  • a parameter vector is chosen that corresponds to the prediction of a direct approach to the target.
  • two MPC assessments are carried out based on these two different first candidates, and that parameter vector which leads to the better quality value (quality, measure of quality) is selected as the first candidate. This ensures good starting conditions for the MPC process in the midcourse phase.
  • reaching the end criterion in step c5) is selected as the correction time and—as the correction criterion—that candidate selected from the set associated with the best quality value.
  • the end of the optimization is awaited and only then is the parameter vector actually used for steering replaced. This new parameter vector is the best (best quality value) for route guidance that could be determined using the optimization.
  • step c3) is selected as the correction time and in step c3) the current candidate (which has just been or is currently being saved as a candidate in the sentence together with its quality value) is taken over as the current parameter vector, if its assigned quality value is the best of all quality values previously present in the set.
  • the current parameter vector ie the parameter vector used for the real generation of steering commands, is updated not only after the optimization method has been completed (step c5)), but already during its processing. Optimizations thus go earlier in the steering behavior and thus the trajectory of the interceptor missile.
  • step e1) the variation towards a further or varied candidate is carried out at least partially on the basis of the previous candidates and their quality values.
  • One or more or all of the candidates/quality values previously determined in the MPC method or set are therefore used in the search method in order to enable an improved determination of a next potential candidate.
  • the quality criterion contains at least as a sub-criterion: a minimum deviation from the target (ZEM, closest approach to/distance of the interceptor missile from the target) and/or a maximum terminal speed when it hits the target and/or a minimum remaining flight time to the target and/or or a desired angle of incidence on the target.
  • the corresponding sub-criteria or their result values are assigned evaluation factors in particular in order to finally generate a quality value. All of these sub-criteria are to those that are ultimately decisive for a successful or even most effective approach to / combat of the goal.
  • the method is designed for an interceptor missile whose engine is a solid booster or a two-pulse engine or a controllable engine.
  • a solids booster in particular its remaining burning time for the midcourse phase is taken into account in step d2) in the method.
  • a two-pulse engine in particular its ignition time for the ignition of the second engine stage is taken into account as a free parameter in the parameter vector and, in particular, also optimized within the framework of the M PC method.
  • a controllable (or regulatable) engine e.g. a ramjet
  • the weight of the interceptor missile which decreases with fuel consumption, is taken into account in particular in step d2).
  • a currently predicted remaining flight time of the interceptor missile until the end of its mission is additionally determined in step a).
  • the end of the mission is in particular the meeting with the target or the reaching of a minimum distance to the target (ZEM).
  • This remaining flight time (also "Tgo") can optionally be used as a free control parameter and/or as a sub-criterion for the quality criterion (e.g. the lowest possible remaining flight time) and/or for determining increments in the ZEM method.
  • a current remaining flight time can then also be determined in each case, namely as the point in time at which the ZEM was reached.
  • the current parameter vector and thus in particular also the specifiable parameter vector and/or the current candidate etc. is one in which at least one of the free parameters is a value based on the remaining flight time or a sequence based on the remaining flight time of fractional values.
  • a corresponding value is, for example, the above-mentioned ignition point for a two-pulse engine.
  • a sequence of partial values becomes one for the thrust control value (as a free parameter).
  • a thrust curve running in n or five steps (corresponding to the time segments) over time is used and optimized in step d2) for the prediction of the trajectory of the interceptor missile.
  • a free control parameter is available so that the interceptor missile can react particularly well to highly agile evasive maneuvers by the target.
  • the most up-to-date remaining flight time of the interceptor missile to the target is therefore always predicted.
  • the predicted remaining flight time is taken into account in step d2) in step d2) in such a way that it is divided into a specifiable number of time segments using the ZEM method is taken into account, and a different partial value is taken into account for each time period.
  • the parameter vector thus contains a free parameter, which in turn is formed from a value sequence of the partial values and represents, for example, a thrust curve in 5 stages/time segments.
  • the value or the partial values are dependent on the remaining flight time or determined by reaching a specific point in time or several ignition times of a respective first or further combustion stage of one or more engines of the interceptor missile.
  • This embodiment is suitable for interceptor missiles which contain one or more single-stage or multi-stage engines, it being possible for such a stage of the engine to be assigned its own ignition point to be optimized.
  • At least one of the values or partial values is a thrust control value dependent on the remaining flight time for an engine of the interceptor missile whose thrust can be controlled.
  • the dependency exists, for example, in an intermittent or continuous variation in thrust during the remaining flight time.
  • At least one of the partial values is a control value, dependent on the remaining flight time, for a transverse acceleration element of the interceptor missile.
  • the activation of a corresponding lateral acceleration element leads to a lateral acceleration, i.e. a change in direction of the interceptor missile.
  • the current parameter vector (in particular also a specifiable candidate, see above) is selected that contains at least two path angles for the trajectory of the interceptor missile as two free parameters. This results in a particularly simple optimization problem for the M PC method. This also enables a particularly rapid reaction to highly agile targets, so that the interceptor missile can follow them particularly well.
  • the object of the invention is also achieved by an interceptor missile according to patent claim 15.
  • the interceptor missile is at least temporarily driven by its engine (at least one) and can be steered using real steering commands. The process can continue to be used even after all engines have burned out.
  • it has a steering device, eg controllable rudders or lateral acceleration means, eg control nozzles, which are actuated on the basis of steering commands and are used to steer the flying interceptor missile.
  • the interceptor missile is still used to intercept a target.
  • the interceptor missile contains a respective current parameter vector of free control parameters for the interceptor missile, on the basis of which, as explained above, real steering commands for the steering are generated.
  • the interceptor missile also contains a control and evaluation unit.
  • the control and evaluation unit is set up to carry out the method according to the invention.
  • the interceptor missile and at least some of its embodiments and the respective advantages have already been explained in connection with the method according to the invention.
  • the control and evaluation unit is set up or adapted or configured to carry out the method according to the invention. "Set up” / "adapted” / “configured” is to be understood in such a way that the control and evaluation unit is not only suitable for carrying out the relevant steps/functions, but rather was specifically designed for this.
  • the control and evaluation unit is “set up” accordingly, in particular by programming a computing device contained therein or by hard wiring.
  • the invention is based on the following findings, observations and considerations and also has the following embodiments.
  • the embodiments are sometimes also referred to as “the invention” for the sake of simplicity.
  • the embodiments can also contain parts or combinations of the above-mentioned embodiments or correspond to them and/or optionally also include embodiments that have not been mentioned before.
  • hypersonic weapons such as e.g. an HGV (hyperonic glide vehicle) or an HCM (hyperonic cruise missile) form a new threat as targets against which conventional interceptor missiles can hardly be successfully used.
  • HGV hyperonic glide vehicle
  • HCM hyperonic cruise missile
  • the invention is based on the idea of using an interceptor missile, for example a so-called "Ramjet Interceptor” (RJI), namely a multi-stage missile based on a ramjet drive, against such hypersonic targets, ie against hypersonic weapons.
  • RJI Radjet Interceptor
  • the interceptor missile sets its own PIP.
  • significant target maneuvers in the midcourse phase result in a shift of the PIP and thus a deviation from the original optimal trajectory.
  • new methods are based on classifying target maneuvers that are as insignificant as possible and avoiding an unnecessary relocation of the PIP and the associated loss of energy.
  • a concept for the explicit treatment of maneuvering targets in the midcourse phase is the aim of the present invention. As mentioned above, there are a variety of well-known solutions regarding endgame-guidance (terminal guidance).
  • the MPC approach in embodiments of the present invention consists in not only predicting the target and interceptor trajectories (trajectories of target and interceptor missile) with a ZEM predictor, but also suitable control parameters using numerical, real-time capable search methods, e.g. in every nth steering cycle to optimize.
  • the prediction of target and interceptor movement is a well-known concept.
  • the estimated target accelerations can be used using game theoretic hypotheses.
  • the goal can be assumed to be to minimize the approach speed of the interceptor with the current maneuver (evasive maneuver).
  • the method is based on the idea of free control parameters to be optimized.
  • this can be the orbit angle of the interceptor at the current point in time. If the optimization has determined the optimal orbit angle, then you can this is interpreted as a target path angle (changed current parameter vector) and commanded in the form of a path steering (generation of the real steering commands).
  • FIG. 1 shows a basic diagram of the method according to the invention.
  • the method is used to steer an interceptor missile 2, which is driven by an engine 4--here the thrust of which can be controlled--and can be steered, here by the control of tail units, not shown in detail.
  • the steering takes place through the implementation of real steering commands 6 in the interceptor missile 2 to the engine 4 and the tail units, which is not explained in any more detail.
  • the interceptor missile 2 is used to intercept a target 8.
  • the method is carried out exclusively in a midcourse phase PM of the flight of the interceptor missile 2, i.e. intercepting the target 8.
  • the steering is based on a current parameter vector 10 .
  • the parameter vector 10 contains a series, here three, of free control parameters SP1-3 for the interceptor missile 2.
  • the control parameters SP1 and SP2 are path angles
  • the control parameter SP3 is a thrust control value for the engine 4, which includes a total of five sub-values SP3a-e.
  • a respective remaining flight time Tgo of the interceptor missile 2 until hitting the target 8 is divided into five equally long periods of time. In each of these time segments, the engine 4 is controlled in sequence by a corresponding thrust control value SP3a-e.
  • the launch phase of the interceptor missile 2 has just ended and the midcourse phase PM begins.
  • a current parameter vector 10 is present when entering the midcourse phase PM.
  • a respective real steering command 6 is generated from the parameter vector 10 and the interceptor missile 2 is steered using these steering commands 6 .
  • the method starts with a step a), in which a specifiable parameter vector 15 is selected as the current candidate 12 of an MPC optimization method 14 .
  • a specifiable parameter vector 15 is selected as the current candidate 12 of an MPC optimization method 14 .
  • the specification is made in such a way that the current parameter vector 10 present from the end of the starting phase is used as the parameter vector 15 that can be specified.
  • the MPC optimization method 14 serves to determine an improved parameter vector which is intended to replace the current parameter vector 10 .
  • the MPC optimization method 14 now begins. Within this method (step or loop b)), a set 16 of possible candidates 18a-c, three in this example, with quality values 20a-c assigned in each case, is determined. Each of the candidates 18a-c is a possible parameter vector that could replace the parameter vector 10 if it promised better mission success than the parameter vector 10 that is actually present at the moment.
  • a modified ZEM method 22 is now carried out in a step c1): In a step or a loop d1), the following steps are carried out iteratively at the respective step times t1, 2, 3,...
  • a possible intercept trajectory 24 of the interceptor missile 2 is predicted.
  • virtual steering commands 7 (corresponding to the real steering commands 6) are determined based on the current candidate 12 at the respective step times t1, 2, 3, .
  • the trajectory 24 results from the temporal or spatial sequence of the locations. In other words, iteratively simulates how the Interceptor missile 2 would move if the current candidate 12 were used as the parameter vector 10 for its guidance.
  • a step d3) corresponding to the step times t1, 2, 3,
  • the target 8 flies a specific avoidance curve to be assumed in order to escape the interceptor missile 2 .
  • steps d2) and d3) are repeated iteratively for as many points in time t1, 2, 3, . This ends the ZEM method 22 .
  • the results 32 of the ZEM method 22 are the achievable ZEM approach 30, an updated remaining flight time Tgo, the impact speed and the impact angle of the interceptor missile 2 on the target 8, etc.
  • a current quality value 33 for the respective candidate 12 is determined on the basis of these results 32 and assigned to it. The assignment is based on a quality criterion 36.
  • a step c3) the current candidate 12 is stored together with its ascertained good value 33 in the set 16 as a candidate 18a-c with a good value 20a-c.
  • the quality value 20a is assigned to the candidate 18a
  • the quality value 20b is assigned to the candidate 18b and stored in record 16, etc.
  • a step c4) an end criterion 38 for the optimization method 14 is now checked. If this is not achieved, in a step e1) the current candidate 12 is varied using an MPC search method 40 to form a varied candidate 42 . In a step e2), this is accepted as the current candidate 12 and the MPC Optimization method 14 started again with the now optimized or modified candidate 12 .
  • the optimization method 14 is run through three times, resulting in three candidates 18a-c with associated quality values 20a-c. Then the end criterion 38 has been reached, namely in this case the fixed number of three method runs.
  • step a) Since the end criterion 38 has been reached, a return is made to step a) in order to calculate a new set 16.
  • the process ends or is aborted when the midcourse phase PM has ended.
  • one of the candidates 18a-c is selected according to a correction criterion 44 at a given correction point in time TK and is used from then on as the current parameter vector 10 for real guidance of the interceptor missile 2.
  • the correction time TK is when the end criterion 38 is reached.
  • the correction criterion 44 is the selection of that candidate 18a-c from the set 16 to which the best quality value 20a-c in the current set 16 is assigned.
  • step c3) is the correction point in time TK and (from the second check/determination of the quality value) to make the best of the previously checked candidates 18a-c the parameter vector 10.
  • the best one is when its quality value 20b-c is better than the quality values 20a-c of the candidates 18a-c previously present in set 16.
  • a currently predicted remaining flight time Tgo of the interceptor missile 2 to the target 8 is also determined in order to have a time base for the evaluation of the control parameters SP3a-e in step d2).
  • An updated remaining flight time Tgo is also available as part of the result 32 at the end of a respective run of the ZEM method 22 and can be used from then on.
  • the current parameter vector 10 is present in the interceptor missile 2 in each case.
  • the interceptor missile 2 also contains a control and evaluation unit 50, here a central computer, which is set up to carry out the method according to the invention. The "establishment" takes place here by means of correspondingly powerful hardware and programming in order to implement the method.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Power Steering Mechanism (AREA)

Abstract

Bei einem Verfahren zum Lenken eines durch ein Triebwerk (10) angetriebenen lenkfähigen Abfangflugkörpers (2) zum Abfangen eines beweglichen Ziels (8) während einer Midcourse-Phase (PM) des Abfangens, wird der Abfangflugkörper (2) mit Hilfe von realen Lenkbefehlen (6) gelenkt, die zu jeweiligen Lenkzeitpunkten anhand von freien Steuerparametern (SP), die in Form eines aktuellen Parametervektors (10) vorliegen, erzeugt werden, werden die freien Steuerparameter (SP) im Verlauf der Midcourse-Phase (PM) mit Hilfe eines Optimierungsverfahrens (14) zur Optimierung der Steuerparameter (SP) permanent und repetierend optimiert, findet das Optimierungsverfahren (14) parallel zum tatsächlichen Lenken statt, werden neu erkannte Informationen zur Bewegung des Ziels (8) und/oder Informationen zum Flug des Abfangflugkörpers (2) in das Optimierungsverfahren (14) einbezogen, sobald diese vorliegen, und werden optimierte Steuerparameter (SP) in den aktuellen Parametervektor (10) übernommen, nachdem diese aus dem Optimierungsverfahren (14) vorliegen. Ein Abfangflugkörper (2) enthält den jeweils aktuellen Parametervektor (10) und eine Steuer- und Auswerteeinheit (50) zur Ausführung des erfindungsgemäßen Verfahrens.

Description

Abfangflugkörper und Verfahren zu dessen Lenkung
Die Erfindung betrifft die Lenkung eines durch ein Triebwerk angetriebenen lenkfähigen Abfangflugkörpers zum Abfangen eines beweglichen Ziels, insbesondere eines Zielflugkörpers, während einer Midcourse-Phase des Abfangens und einen solchen Abfangflugkörper.
Ein Abfangflugkörper wird zur Abwehr eines beweglichen Ziels, insbesondere eines anfliegenden Zielflugkörpers, gestartet. Nach einer Startphase, in der der Abfangflugkörper seine Abschussbasis verlässt und seinen Flug grob in Richtung zum Ziel hin aufnimmt, schließt sich die Midcourse-Phase seines Fluges an. Diese dient dazu, den Großteil der Distanz zum Ziel zu überwinden und in dessen Nähe zu kommen, insbesondere so nah, dass bordeigene Systeme des Abfangflugkörpers ausreichen, das Ziel in einem sich an die Midcourse-Phase anschließenden Endgame zielgenau treffen zu können.
Aus der DE 102010 032 281 A1 ist ein Verfahren zum Steuern eines durch ein Triebwerk angetriebenen Lenkflugkörpers bekannt, bei dem ein Prozessmittel des Lenkflugkörpers während des Flugs eine Flugbahneigenschaft einer Flugbahn zu einem Zielpunkt berechnet und den Flug des Lenkflugkörpers in Abhängigkeit von der Flugbahneigenschaft steuert. Bei der Berechnung der Flugbahneigenschaft werden die Fluggeschwindigkeit des Lenkflugkörpers beeinflussende und durch das Prozessmittel gesteuerte, lenkfreie Flugprozesse berücksichtigt. Ein Einbeziehen von zukünftigen oder gegenwärtigen durch das Prozessmittel gesteuerten Flugprozessen in die Flugsteuerung auf der Grundlage der Proportionalnavigation ist zwar möglich, jedoch komplex. Ein solches Einbeziehen ist einfacher, wenn das Prozessmittel anstelle der Proportionalnavigation eine Fehlpunktnavigation verwendet, insbesondere ein Verfahren, das Zero Effort Miss (ZEM)-Navigation genannt wird.
Aufgabe der Erfindung ist es, Verbesserungen hinsichtlich eines Abfangflugkörpers bzw. der Lenkung eines Abfangflugkörpers in der Midcourse-Phase seines Fluges zu einem beweglichen Ziel vorzuschlagen.
Die Aufgabe wird gelöst durch ein Verfahren gemäß Patentanspruch 1 zum Lenken eines durch ein Triebwerk angetriebenen lenkfähigen Abfangflugkörpers. Bevorzugte oder vorteilhafte Ausführungsformen der Erfindung, sowie anderer Erfindungskategorien, ergeben sich aus den weiteren Ansprüchen der nachfolgenden Beschreibung sowie den beigefügten Figuren.
Der Abfangflugkörper bzw. dessen Flug dient zum Abfangen eines beweglichen Ziels, insbesondere eines Zielflugkörpers. Das Lenkverfahren kann als Model Predictive Guiding bezeichnet werden. Es wird während einer Midcourse-Phase des Abfangens durchgeführt. Die Midcourse-Phase ist die Phase des Fluges des Abfangflugkörpers von seinem Start bis zum Eintritt in das Endgame. Das Endgame beginnt mit der Aufschaltung der bordeigenen Zielsuchsensorik (Suchkopf). Während der Midcoursephase stammen die Zieldaten insbesondere aus der Sensorik des übergeordneten Waffensystems und werden per Datenlink an den Abfangkörper übermittelt. Das gewünschte erfolgreiche Auftreffen auf das Ziel stellt das Missionsende dar. Alternativ erfolgt ein Missionsabbruch (Missionsende), wenn das Ziel nicht erreicht werden kann oder endgültig verfehlt wird oder ein Eintritt in das Endgame nicht möglich ist oder das Abfangen aus sonstigen Gründen abgebrochen oder beendet wird. Dann endet auch das vorgeschlagene Steuerverfahren.
Der Abfangflugkörper wird tatsächlich bzw. real wie folgt gelenkt: Zu jeweiligen Lenkzeitpunkten erzeugt der Abfangflugkörper reale Lenkbefehle für sich selbst anhand von jeweils zum Lenkzeitpunkt im Abfangflugkörper aktuell vorliegenden freien Steuerparametern, die in Form eines Parametervektors vorliegen. "Real" bedeutet, dass der Abfangflugkörper mit Hilfe dieser so erzeugten Lenkbefehle tatsächlich gelenkt wird. Dabei können optional in die Lenkbefehle auch noch zusätzliche Werte einfließen, z.B. (freie) Parameter, die nicht Teil des Parametervektors sind.
Das Verfahren geht davon aus, dass beim Eintritt des Abfangflugkörpers in die Midcourse-Phase, wenn sich dieser also bereits im Flug befindet, bzw. ab diesem Zeitpunkt und zweckmäßigerweise bis zum Ende der Midcourse-Phase oder noch darüber hinaus, stets ein aktueller Parametervektor von freien Steuerparametern für den Abfangflugkörper vorliegt, aus dem dann die realen Lenkbefehle erzeugt werden. Dieser Parametervektor bildet insbesondere einen geeigneten Anfangswert für die Lenkung, gegebenenfalls auch für eine Optimierung, wie unten ausgeführt wird.
Die freien Steuerparameter werden im Verlauf der Midcourse-Phase mit Hilfe eines Optimierungsverfahrens zur Optimierung der Steuerparameter permanent und/oder repetierend optimiert. Diese Optimierung bzw. das Optimierungsverfahren findet parallel zum tatsächlichen Lenken statt. Das kann so verstanden werden, dass die Steuerparameter im aktuellen Parametervektor (Grundlage der realen Lenkung) zunächst unverändert bleiben. Optimiert werden in diesem Fall also nicht unmittelbar die aktuell zur Lenkung verwendeten Parameter, sondern - bildlich gesprochen - eine Kopie bzw. ein Abbild dieser Steuerparameter bzw. des Parametervektors außerhalb des tatsächlichen Lenkvorganges. Insofern kann die Optimierung auch unabhängig vom tatsächlichen Lenken stattfinden, das von der parallel hierzu stattfindenden Optimierung zunächst nicht beeinflusst werden muss.
Neu erkannte Informationen zur Bewegung des Ziels und/oder Informationen zum Flug des Abfangflugkörpers werden dabei in das Optimierungsverfahren einbezogen, sobald diese vorliegen. Das Optimierungsverfahren kann daher stets auf den aktuellsten und besten verfügbaren Daten über die Umstände der aktuellen Mission beruhen.
Optimierte Steuerparameter werden dann in den aktuellen Parametervektor übernommen, nachdem, insbesondere sobald, diese als Ergebnis aus dem Optimierungsverfahren vorliegen. Erst dann, wenn die optimierten Parameter in den aktuellen Parametervektor, der der realen Lenkung zu Grunde liegt, übernommen wurden, beeinflussen die optimierten Steuerparameter die tatsächliche Lenkung. Im obigen Bild gesprochen, wird also erst dann die optimierte Kopie des Parametervektors in den real zur Lenkung verwendeten Parametervektor integriert, überführt bzw. übernommen.
Die Erfindung beruht auf folgender Kernidee:
Ein Abfangflugkörper wird in der Midcoursephase gelenkt, um ein bewegliches und insbesondere (potenziell) manövrierendes Ziel zu treffen. Zu diesem Zweck werden die realen Lenkkommandos aus einem Vektor (Parametervektor) freier (Steuer-)parameter berechnet. Diese freien Parameter können Sollbahnwinkel sein, es können aber auch Sollwerte für die Querbeschleunigung sein. Darüber hinaus können im Falle eines mehrstufigen Triebwerks die Anzündzeitpunkte der jeweiligen Stufen als freie Parameter behandelt werden oder im Fall eines regelbaren Triebwerks dessen Sollschub oder der zeitdiskrete Sollschubverlauf. Die Erfindung beruht auf der Idee, dass diese freien Parameter mithilfe eines Suchverfahrens zur Parameteroptimierung im Verlauf der Midcoursephase permanent und/oder repetierend optimiert werden. Diese Optimierung findet unabhängig und parallel zur eigentlichen Lenkung statt. Wann immer neue Informationen zur Zielbewegung bzw. zum Flugverlauf des Interceptors (Abfangflugkörper) vorliegen, werden diese in die Optimierung zur Bestimmung besserer, idealerweise optimaler Parameter einbezogen. Die verbesserten Parameter werden, sobald diese vorliegen, von der eigentlichen Lenkung verwendet.
Folgende Ausführungsformen bzw. Varianten der Erfindung sind denkbar:
Die Optimierung erfolgt insbesondere bezüglich einer Zielfunktion (Gütefunktion / - kriterium / Gütewert), die wiederum auf einer Zero Effort Miss (ZEM) Vorhersage der Flugbahnen von Ziel und Interceptor basiert. Sobald die nächste Annäherung von Ziel und Interceptor (ZEM) erreicht ist, wird die Vorhersage (modifiziertes ZEM-Verfahren) abgebrochen. Die resultierenden Flugbahnen werden von der Zielfunktion bewertet (Gütewert). Beispielsweise wird bewertet wie nahe der Interceptor dem Ziel kommt (ZEM), welche Geschwindigkeit der Interceptor am Ende seiner Flugbahn hat (Manövrierfähigkeit im Endgame), wie lange die Bekämpfung dauert (Tgo), und unter welchem Winkel sich Ziel und Interceptor treffen und beliebige weitere Teilkriterien. Die Vorhersage der Zielflugbahn, also der Flugbahn des Ziels, erfolgt insbesondere auf Basis geeigneter Hypothesen. Beispielsweise kann dem Ziel unterstellt werden, dass es das aktuelle Manöver bis zum Erreichen einer minimalen Annäherungsgeschwindigkeit fortsetzt, um dann geradlinig mit maximalem Schub weiterzufliegen (Ausweichmanöver). Oder aber es liegen Informationen zu möglichen Angriffszielen vor, die auf entsprechende Zielmanöver schließen lassen. Genauso kann dem Ziel eine ballistische bzw. pseudoballistische Flugbahn unterstellt werden. Die Hypothesen zur Zielflugbahn basieren auf Vorwissen und der bis zum aktuellen Zeitpunkt erfolgten Beobachtung der Zielflugbahn. Hierzu gibt es umfangreiche Literatur. Die Hypothesenbildung und -Nutzung ist kein Gegenstand dieser Erfindung.
In der Vorhersage der Interceptorflugbahn werden insbesondere die freien, zu optimierenden Parameter verwendet, indem beispielsweise die Sollbahnwinkel bzw. die Sollwerte für die Querbeschleunigung durch ein Verhaltensmodell des Flugkörpers umgesetzt werden, im Falle eines mehrstufigen Triebwerks die Anzündzeitpunkte der Stufen entsprechend gewählt werden und im Falle eines regelbaren Triebwerks der Schub- bzw. Schubverlauf entsprechend eingestellt wird. Dabei werden insbesondere der Treibstoffverbrauch und Masseverlust sowie die bestehenden Restriktionen (minimaler und maximaler regelbarer Schub, kein Schub nachdem der Treibstoff verbraucht ist) ebenso berücksichtigt wie bereits bei dem bekannten ZEM Verfahren der Widerstand und die Gravitation. Eine Schrittweitensteuerung sorgt insbesondere dafür, dass Ereignisse wie die Anzündung einer Triebwerksstufe oder das Erreichen des ZEM zeitlich präzise berechnet werden.
Da die Berechnung der Zielfunktion jedes Mal die relativ aufwändige schrittweitengesteuerte Simulation der Bekämpfung beinhaltet, ist es insbesondere sinnvoll, Suchverfahren zu verwenden, die mit relativ wenigen Iterationen das Optimum oder zumindest eine signifikante Verbesserung erreichen. Dazu sind gradientenbasierte Verfahren aufgrund der notwendigen Approximation des Gradienten durch Differenzquotienten eher ungeeignet. Als sehr robust hat sich das Simplexverfahren nach Nelder Mead erwiesen. Dieses ist seit ca. 60 Jahren im Stand der Technik bekannt. Gemäß der Erfindung wird aufgrund der laufend aktualisierten Steuerparameter und deren Verwendung zur realen Lenkung eine verbesserte Lenkung des Abfangflugkörpers zum Ziel hin erreicht.
In einer bevorzugten Ausführungform des Verfahrens wird folgendes Optimierungsverfahren durchgeführt, wobei die Schritte bzw. das Verfahren am Ende der Midcourse- Phase beendet bzw. abgebrochen werden können. Es folgt anschließend eine Lenkung des Abfangflugkörpers im Endgame, die - wie die Startphase - nicht Bestandteil der vorliegenden Patentanmeldung ist.
In einem Schritt a) wird ein vorgebbarer bzw. vorgegebener Parametervektor als aktueller Kandidat eines MPC-Optimierungsverfahrens (Model Predictive Control) gewählt. Das MPC-Verfahren dient zur potentiellen Ermittlung von gegenüber dem vorgegebenen Parametervektor verbesserten Steuerparametern. Der aktuelle Kandidat bildet also einen Startwert für eine Optimierung der Steuerparameter anhand des MPC-Verfahrens.
In einem Schritt bzw. Verfahrensabschnitt b) wird im bzw. mittels Durchführung des MPC-Optimierungsverfahrens ein Satz möglicher Kandidaten (erster und weitere nachfolgende Kandidaten) für einen verbesserten Parametervektor wie folgt ermittelt; dabei wird jedem der Kandidaten ein Gütewert zugeordnet, der ebenfalls im Rahmen des MPC-Verfahrens ermittelt wird. Dabei kann der Satz beliebig viele Kandidaten enthalten, wobei auch nur ein Kandidat vorliegen kann, der z.B. stets dann ersetzt wird, wenn ein besserer Kandidat vorliegt. Die Anzahl der zu verwendenden Kandidaten ist lediglich eine Frage des gewählten Optimierungsverfahrens. Natürlich arbeiten leistungsfähige Verfahren mit mehreren Kandidaten. Beispielsweise operiert das weit verbreitete Verfahren nach Nelder-Mead mit einem Simplex aus n+1 Parametervektoren, wobei n die Länge des Parametervektors bezeichnet. Das spielt aber für die Idee der MPG bzw. der vorliegenden Erfindung keine Rolle. Selbst ein „dummes“ Verfahren zur Zufallssuche nach dem Motto, man variiere zufällig den aktuellen Parametervektor, bewerte das Ergebnis und fahre im Falle einer Verbesserung mit der Variation als neuem aktuellen Parametervektor fort, würde funktionieren. (Abgesehen von der ausufernden Rechenzeit.) Der Satz beinhaltet also insbesondere 1 bis n Kandidaten, wobei n vom Optimierungsverfahren abhängt, das jedoch nicht Gegenstand der Erfindung ist.
Der Verfahrensabschnitt b) umfasst die Schritte c1) bis c5):
In einem Schritt bzw. Verfahrensabschnitt c1) wird anhand des aktuellen Kandidaten ein modifiziertes ZEM-Verfahren (Zero-Effort-Miss) wie folgt durchgeführt. Das modifizierte ZEM-Verfahren umfasst die Schritte d1) bis d4):
In einem Schritt bzw. Verfahrensabschnitt d1) werden zu jeweiligen Schrittzeitpunkten wie folgt iterativ prädiziert; der Verfahrensabschnitt d1) umfasst die Schritte d2) bis d4):
In einem Schritt d2) wird eine mögliche Abfangflugbahn des Abfangflugkörpers unter Berücksichtigung der Lenkung des Abfangflugkörpers anhand des aktuellen Kandidaten prädiziert. Die Lenkung erfolgt dabei anhand von virtuellen Lenkbefehlen, die nur im Rahmen des Optimierungsverfahrens erzeugt, nicht aber zur realen Lenkung des Abfangflugkörpers eingesetzt werden. Die Lenkbefehle dienen stattdessen dazu, die prädizierte Flugbahn virtuell zu ermitteln. Die Erzeugung der virtuellen Lenkbefehle kann allerdings identisch zur Erzeugung der realen Lenkbefehle erfolgen. Somit entsteht eine wirklichkeitsgetreue Simulation der Flugbahn.
In einem Schritt d3) wird eine mögliche Zielflugbahn des Ziels auf Basis hypothetischer Manöver des Ziels prädiziert.
In einem Schritt bzw. einer Schleife d4) werden die Schritte d2) bis d3) iterativ so lange bzw. so oft wiederholt, bis eine ZEM-Annäherung von Abfangflugbahn und Zielflugbahn erreicht ist. Nach Ende der Schleife liegen damit beide Flugbahnen (und ggf. eine entsprechende Restflugzeit, siehe unten) bis zum Erreichen des ZEM (also des minimalen Abstandes der Flugbahnen, im Idealfall Null, wenn der Abfangflugkörper das Ziel gemäß Prädiktion tatsächlich erreichen kann) vor. Nun wird wie folgt mit Schritt c2) fortgefahren:
In einem Schritt c2) wird auf Basis der Ergebnisse des ZEM-Verfahrens (die Ergebnisse sind insbesondere: Flugbahnen, ZEM, prädizierte Zeitdauer Tgo des Fluges entlang der Flugbahnen bis zum Erreichen des ZEM, usw.) ein aktueller Gütewert anhand eines Gütekriteriums ermittelt und dem aktuellen Kandidaten zugeordnet.
In einem Schritt c3) wird der aktuelle Kandidat als erster oder weiterer Kandidat zusammen im Satz der Kandidaten abgelegt. Der aktuelle Gütewert wird dem Kandidaten als Gütewert zugeordnet und ebenfalls im Satz gespeichert. Beim ersten Erreichen des Schrittes c3) wird also ein erstes Wertepaar aus Kandidat und Gütewert abgelegt, beim nächsten Erreichen (siehe unten) ein zweites, dann ein drittes usw., bis das MPC-Verfahren abgeschlossen ist und somit der Satz von Kandidaten vorliegt. Z.B. sind dies nach zehn Durchläufen der Schritte c1) bis c4) zehn Kandidaten mit ihren Gütewerten.
In einem Schritt c4) wird das Vorliegen eines Endekriteriums der Optimierung bzw. des MPC-Optimierungsverfahrens geprüft. Falls dieses noch nicht erreicht ist, d.h. das MPC-Optimierungsverfahren seine Optimierung der jeweils aktuellen Kandidaten bzw. Kandidaten im Satz noch nicht beendet hat, werden die beiden Schritte e1) und e2) ausgeführt:
Im Schritt e1) wird anhand eines M PC-Suchverfahrens der aktuelle Kandidat zu einem variierten Kandidaten hin variiert. Aus dem ersten Kandidaten entsteht so ein zweiter Kandidat, aus dem zweiten ein dritter usw. Das Suchverfahren dient der numerischen Optimierung der freien Parameter.
Im Schritt e2) wird der eben ermittelte variierte Kandidat fortan als aktueller Kandidat übernommen und es wird mit Schritt c1) fortgefahren bzw. zu diesem zurückgekehrt.
In einem Schritt c5), der die Alternative zum Schritt c4) darstellt, falls nämlich das Endekriterium erreicht ist, wird mit Schritt f) fortgefahren:
In einem Schritt f) wird zu Schritt a) zurückgekehrt und das Verfahren dort fortgesetzt.
Während der gesamten Midcourse-Phase bzw. der Ausführung der oben genannten Verfahrensschritte wird (im gewissen Sinne parallel hierzu) zu vorgebbaren Korrekturzeitpunkten nach einem Korrekturkriterium einer der gerade verfügbaren Kandidaten ausgewählt und der aktuelle Parametervektor durch den ausgewählten Kandidaten ersetzt. Dadurch werden optimierte Steuerparameter in den aktuellen Parametervektor übernommen. Ab diesem Zeitpunkt kann dann die Erzeugung der realen Lenkbefehle auf einer modifizierten Grundlage erfolgen, nämlich auf Basis eines geänderten bzw. in Bezug auf das Ziel verbesserten Parametervektors bzw. optimierten Steuerparametern.
Optional werden in Schritt c3) einer oder mehrere der im MPC-Verfahren ermittelten Kandidaten nach einem Verwerfungskriterium verworfen und zusammen mit ihren Gütewerten aus dem Satz entfernt. So wird der Satz entsprechend klein gehalten und nicht benötigte Kandidaten entfernt.
Die "Modifikation" des ZEM Verfahrens besteht also darin, dass in einem herkömmlichen bzw. bekannten bzw. üblichen ZEM-Verfahren sowohl eine virtuelle Lenkung des Abfangflugkörpers anhand eines Parametervektors in Form des aktuellen Kandidaten berücksichtigt wird, als auch hypothetische Manöver für die Zielflugbahn des Ziels.
Das Verfahren beginnt nach dem Start, also wenn sich der Abfangflugkörper schon im Flug befindet. Im Moment des Beginns des Verfahrens ist daher davon auszugehen, dass bereits ein aktueller Parametervektor vorliegt, der zur Lenkung des Abfangflugkörpers in der Startphase diente. Der aktuelle Parametervektor am Ende der Startphase kann daher insbesondere als vorgebbarer Parametervektor des Verfahrens gewählt werden.
Der Abbruch des Verfahrens kann erfolgen, wenn die Midcourse-Phase beendet ist und mit der Endgame-Lenkung begonnen wird. Sowohl das MPC-, also auch das ZEM- Verfahren sind in verschiedensten Ausprägungen im Stand der Technik bekannt, sodass diese vorliegend nicht näher erläutert werden. Jegliche Ausprägungen der jeweiligen bekannten Einzelverfahren können verwendet und in Ausführungsformen der Erfindung kombiniert werden. Insbesondere erfolgt beispielsweise eine Steuerung der Prädiktionsschrittweite im ZEM-Verfahren nach bekannten Vorgehensweisen, z.B. derart, dass die Zeitschritte bei einer Annäherung an das Ziel kleiner werden. Als "Hypothetische Manöver" des Ziels kommen insbesondere infrage: unbeschleunigte Bewegung (Zero Effort), ballistischer Flugbahnverlauf, bekannte oder vermutete evasive Manöver oder jegliches sonstige a-prior-Wissen über das Ziel. Bei der Flugbahnermittlung des Abfangflugkörpers und/oder des Ziels werden neben den freien Parametern insbesondere zusätzlich passive Effekte, wie z.B. ein nicht regelbarer Schub, ein abnehmendes Gewicht je nach Treibstoffverbrauch, ein Luftwiderstand usw. berücksichtigt.
Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung wird die Zero Effort-Miss-Lenkung (ZEM) mit dem Ansatz der modellprädiktiven Regelung (Model Predictive Control, MPC) kombiniert. Die Steuerparameter zur Gestaltung der Trajektorie des Abfangflugkörpers werden permanent (Korrekturzeitpunkt) und online (also während des Verlaufes der Midcourse-Phase, vom Abfangflugkörper selbst) unter Verwendung von Vorhersagemodellen für Ziel (Schritt d3), prädizierter Verlauf der Flugbahn aufgrund von vermuteten Manövern etc.) und Abfangflugkörper (Interceptor, Schritt d2, prädizierter Verlauf der Flugbahn aufgrund von Lenkungsmodell etc.) optimiert.
Das Verfahren kann somit auch als "Model Predictive Guidance (MPG)" bezeichnet werden.
Gemäß dem Verfahren ergibt sich die Möglichkeit, eine Schätzung der Zielbeschleunigung (hypothetische Manöver) für die Lenkung des Abfangflugkörpers zu nutzen. Das vorgeschlagene Verfahren bildet einen Ansatzpunkt für die Lenkung eines über weite Strecken anfliegenden Flugkörpers mit (gemäß einem freien Parameter) steuerbarem Schubprofil, wie z.B. einem Abfangflugkörper auf Basis eines Ramjet-Antriebs (Ramjet-I nterceptor) .
Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung wird eine modifizierte MPC auf dem Gebiet der Flugkörperlenkung angewendet. Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung ergibt sich die derart modifizierte und zusammenwirkende Kombination der MPC und ZEM-Prädiktion zur Lenkung eines Abfangflugkörpers (Interceptor).
Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung laufen während der Midcourse-Phase insbesondere zwei Vorgänge bzw. Prozesse nebeneinander bzw. parallel und in gewisser Weise unabhängig voneinander ab: Der erste Prozess ist die Erzeugung von Lenkbefehlen anhand eines jeweils aktuell (im Moment der Erzeugung des Lenkbefehls) vorliegenden Parametervektors. Der zweite Prozess ist die Optimierung des Parametervektors. Anhand des MPC Verfahrens wird hierbei ein Satz von möglichen alternativen Parametervektoren erzeugt und jeder dieser Parametervektoren mit einem Gütewert bewertet. Innerhalb des MPC Verfahrens wird hierbei eine modifizierte ZEM-Prädiktion verwendet. Anhand des zweiten Prozesses wird gegebenenfalls, nämlich falls ein solcher gefunden wird, ein optimierter Parametervektor (z.B. besserer Gütewert als der erste Parametervektor, der dem aktuellen aus der Lenkbefehl-Erzeugung entspricht) ausgewählt und der aktuelle Parametervektor im ersten Prozess durch den optimierten Parametervektor ersetzt. Im ersten Prozess erfolgt sodann die Erzeugung der Lenkbefehle auf Basis des verbesserten, ersetzten Parametervektors.
Beide Prozesse laufen insbesondere insofern unabhängig voneinander, dass eine gewisse Anzahl von Lenkbefehlen aus ein und demselben Parametervektor erzeugt wird, bevor zu einem späteren Zeitpunkt der Parametervektor aus dem zweiten Prozess ersetzt wird. Grund hierfür ist zum Beispiel, dass das MPC Verfahren eine gewisse Zeit in Anspruch nimmt, bevor ein verbesserter Parametervektor gefunden wurde, jedoch in der Zwischenzeit weiterhin Lenkbefehle in kürzeren Zeitabständen erzeugt werden.
In einer bevorzugten Ausführungsform wird - wie oben bereits erläutert - in Schritt a) der vorgebbare Parametervektor dadurch vorgegeben, dass der letzte aktuelle Parametervektor einer der Midcourse-Phase vorhergehenden Startphase als vorgebbarer Parametervektor gewählt wird. In einer alternativen Ausführungsform wird ein Parametervektor gewählt, der der Prädiktion eines direkten Anflugs auf das Ziel entspricht. Insbesondere werden zwei MPC-Bewertungen basierend auf diesen beiden unterschiedlichen ersten Kandidaten durchgeführt und derjenige Parametervektor als erster Kandidat gewählt, welcher zum besseren Gütewert (Güte, Gütemaß) führt. So werden gute Startbedingungen für das MPC-Verfahren in der Midcourse Phase sichergestellt.
In einer bevorzugten Ausführungsform wird als Korrekturzeitpunkt das Erreichen des Endekriteriums in Schritt c5) gewählt und - als Korrekturkriterium - derjenige Kandidat aus dem Satz ausgewählt, dem der beste Gütewert zugeordnet ist. Somit wird das Ende der Optimierung abgewartet und erst dann der real zur Lenkung verwendete Parametervektor ersetzt. Dieser neue Parametervektor ist der beste (bester Gütewert) zur Zielführung, der anhand der Optimierung ermittelt werden konnte.
In einer bevorzugten Ausführungsform wird als Korrekturzeitpunkt der Schritt c3) gewählt und in Schritt c3) wird zusätzlich - als Korrekturkriterium - der aktuelle Kandidat (der gerade als Kandidat im Satz zusammen mit seinem Gütewert abgespeichert wurde oder wird) als aktueller Parametervektor übernommen, falls dessen zugeordneter Gütewert der beste aller bisher im Satz vorhandenen Gütewerte ist. Somit erfolgt nicht erst nach Abschluss des Optimierungsverfahrens (Schritt c5)), sondern bereits während dessen Abarbeitung eine jeweilige Aktualisierung des aktuellen, das heißt für die reale Erzeugung von Lenkbefehlen verwendeten, Parametervektors. Optimierungen gehen somit früher in das Lenkverhalten und somit die Flugbahn des Abfangflugkörpers ein.
Diese Strategie der Ersetzung des aktuellen Parametervektors gemäß der genannten Alternativen kann auch für verschiedene Verfahrensdurchläufe des MPC-Verfahrens variiert werden.
In einer bevorzugten Ausführungsform wird in Schritt e1) die Variation zu einem weiteren bzw. variierten Kandidaten hin zumindest teilweise aufgrund der bisherigen Kandidaten und deren Gütewerte vorgenommen. Einer oder mehrere oder alle der bisher im MPC-Verfahren bzw. Satz ermittelten Kandidaten / Gütewerte werden also im Suchverfahren benutzt, um eine verbesserte Bestimmung eines nächsten potentiellen Kandidaten zu ermöglichen.
In einer bevorzugten Ausführungsform enthält das Gütekriterium zumindest als Teilkriterium: eine minimale Ablage vom Ziel (ZEM, nächste Annäherung an / Abstand des Abfangflugkörpers vom Ziel) und/oder eine maximale Endgeschwindigkeit beim Auftreffen auf das Ziel und/oder eine minimale Restflugzeit zum Ziel und/oder einen gewünschten Auftreffwinkel auf das Ziel. Die entsprechenden Teilkriterien bzw. deren Ergebniswerte sind hierbei insbesondere mit Bewertungsfaktoren belegt, um schlussendlich einen Gütewert zu erzeugen. Bei all diesen Teilkriterien handelt es sich um solche, die schlussendlich entscheidend für eine erfolgreiche oder sogar möglichst wirkungsvolle Annäherung an / Bekämpfung des Ziels sind.
In einer bevorzugten Ausführungsform ist das Verfahren für einen Abfangflugkörper ausgestaltet, dessen Triebwerk ein Feststoffbooster oder ein Zweipulstriebwerk oder ein steuerbares Triebwerk ist. Bei einem Feststoffbooster wird im Verfahren insbesondere dessen für die Midcourse- Phase verbleibende restliche Brennzeit im Schritt d2) berücksichtigt. Bei einem Zweipulstriebwerk wird insbesondere dessen Anzündzeitpunkt für die Zündung der zweiten Triebwerkstufe als freier Parameter im Parametervektor berücksichtigt und insbesondere auch im Rahmen des M PC- Verfahrens optimiert. Bei einem steuerbaren (bzw. regelbaren) Triebwerk, z.B. einem Ramjet, wird insbesondere dessen Schubsteuerwert bzw. der Verlauf des Schubsteuerwertes über der Zeit als freier Steuerparameter im Parametervektor berücksichtigt und insbesondere optimiert. Für alle drei Varianten wird im Schritt d2) insbesondere das mit einem Brennstoffverbrauch abnehmende Gewicht des Abfangflugkörpers berücksichtigt.
In einer bevorzugten Ausführungsform wird in Schritt a) zusätzlich eine aktuell vorhergesagte Restflugzeit des Abfangflugkörpers bis zu seinem Missionsende ermittelt. Das Missionsende ist insbesondere das Treffen mit dem Ziel bzw. das Erreichen eines Mindestabstandes zum Ziel (ZEM). Auch diese Restflugzeit (auch "Tgo") kann optional als freier Steuerparameter und/oder als Teilkriterium für das Gütekriterium (z.B. möglichst geringe Restflugzeit) und/oder für eine Ermittlung von Schrittweiten im ZEM-Verfahren verwendet werden. Im Rahmen der ZEM-Prädiktion kann dann auch jeweils eine aktuelle Restflugzeit ermittelt werden, nämlich als Zeitpunkt des Erreichens des ZEM.
In einer bevorzugten Variante dieser Ausführungsform wird als aktueller Parametervektor und damit insbesondere auch als vorgebbarer Parametervektor und/oder als aktueller Kandidat usw., ein solcher verwendet, bei dem mindestens einer der freien Parameter ein an der Restflugzeit orientierter Wert oder eine an der Restflugzeit orientierte Folge von Teilwerten ist. Ein entsprechender Wert ist zum Beispiel der oben genannte Anzündzeitpunkt für ein Zweipulstriebwerk. Eine Folge von Teilwerten wird beispielsweise für den Schubsteuerwert (als freier Parameter) eines steuerbaren Triebwerks wie folgt gewählt: die jeweils in einem Optimierungsverfahren verbleibende Restflugzeit zum Ziel wird in n, z.B. n=5, insbesondere gleich lange Zeitabschnitte unterteilt und jedem Zeitabschnitt wird ein bestimmter Schubsteuerwert als Teilwert konstant zugeordnet. Im Optimierungsverfahren wird somit ein in n bzw. fünf Treppenstufen (entsprechend den Zeitabschnitten) zeitlich verlaufender Schubverlauf in Schritt d2) für die Prädiktion der Flugbahn des Abfangflugkörpers verwendet und optimiert. Insbesondere steht mit einem variablen Schubverlauf ein freier Steuerparameter zur Verfügung, um seitens des Abfangflugkörpers besonders gut auf hochagile Ausweichmanöver des Ziels reagieren zu können. Für diese Verfahrensvariante wird also stets eine möglichst aktuelle Restflugzeit des Abfangflugkörpers zum Ziel prädiziert.
In einer bevorzugten Variante dieser Ausführungsform (in der Alternative bzw. Variante einer Folge von Teilwerten) wird daher - wie oben schon beispielhaft erläutert - in Schritt d2) die vorhergesagte Restflugzeit derart berücksichtigt, dass diese im ZEM- Verfahren in eine vorgebbare Anzahl von Zeitabschnitten aufgeteilt wird, und für jeden Zeitabschnitt ein jeweils anderer der Teilwerte berücksichtigt. Wie oben erläutert enthält somit der Parametervektor einen freien Parameter, der wiederum aus einer Wertefolge der Teilwerte gebildet ist und zum Beispiel einen Schubverlauf in 5 Stufen / Zeitabschnitten darstellt.
In einer bevorzugten Variante dieser Ausführungsform ist - wie oben bereits sinngemäß erläutert - der Wert oder die Teilwerte ein von der Restflugzeit abhängiger bzw. durch das Erreichen eines bestimmten Zeitpunktes bestimmter Anzündzeitpunkt oder mehrere Anzündzeitpunkte einer jeweiligen ersten oder weiteren Brennstufe eines oder mehrerer Triebwerke des Abfangflugkörpers. Dieser Ausführungsform eignet sich für Abfangflugkörper, die ein oder mehrere ein- oder mehrstufige Triebwerke enthalten, wobei einer solchen Stufe des Triebwerks ein eigener zu optimierender Anzündzeitpunkt zugeordnet sein kann.
In einer bevorzugten Variante dieser Ausführungsform ist - wie oben bereits sinngemäß erläutert - mindestens einer der Werte oder Teilwerte ein von der Restflugzeit abhängiger Schubsteuerwert für ein bezüglich seiner Schubkraft steuerbares Triebwerk des Abfangflugkörpers. Hier besteht die Abhängigkeit z.B. in einer abschnittsweisen oder kontinuierlichen Variierung der Schubkraft während der Restflugzeit.
In einer bevorzugten Variante dieser Ausführungsform ist mindestens einer der Teilwerte ein von der Restflugzeit abhängiger Steuerwert für ein Querbeschleunigungselement des Abfangflugkörpers. Die Ansteuerung eines entsprechenden Querbeschleunigungselements führt zu einer Querbeschleunigung, d.h. Richtungsänderung des Abfangflugkörpers. Für eine Ansteuerung einer entsprechenden Querbeschleunigung gemäß einem Zeitverlauf gelten sinngemäß die Ausführungen, die oben zu einem steuerbaren Schubverlauf getroffen wurden.
In einer bevorzugten Ausführungsform wird als aktueller Parametervektor (insbesondere auch vorgebbarer, Kandidaten, siehe oben) ein solcher gewählt, der mindestens zwei Bahnwinkel für die Flugbahn des Abfangflugkörpers als zwei freie Parameter enthält. Somit ergibt sich ein besonders einfaches Optimierungsproblem für das M PC-Verfahren. Auch hierdurch ist eine besonders schnelle Reaktion auf hochagile Ziele möglich, sodass diesen durch den Abfangflugkörper besonders gut gefolgt werden kann.
Die Aufgabe der Erfindung wird auch gelöst durch einen Abfangflugkörper nach Patentanspruch 15. Der Abfangflugkörper ist während seines Fluges durch sein Triebwerk (mindestens eines) zumindest zeitweise angetrieben und anhand realer Lenkbefehle lenkfähig. Das Verfahren kann auch nach Ausbrand sämtlicher Triebwerke weiter angewendet werden. Hierzu weist dieser eine Lenkvorrichtung, z.B. steuerbare Ruder oder Querbeschleunigungsmittel, z.B. Steuerdüsen, auf, die anhand von Lenkbefehlen betätigt wird und zur Lenkung des fliegenden Abfangflugkörpers dienen. Der Abfangflugkörper dient weiterhin zum Abfangen eines Ziels. Der Abfangflugkörper enthält einen jeweils aktuellen Parametervektor von freien Steuerparametern für den Abfangflugkörper, anhand dessen, wie oben erläutert, reale Lenkbefehle für die Lenkung erzeugt werden. Der Abfangflugkörper enthält auch eine Steuer- und Auswerteeinheit. Die Steuer- und Auswerteeinheit ist dazu eingerichtet, das erfindungsgemäße Verfahren auszuführen. Der Abfangflugkörper und zumindest ein Teil dessen Ausführungsformen sowie die jeweiligen Vorteile wurden sinngemäß bereits im Zusammenhang mit dem erfindungsgemäßen Verfahren erläutert.
Die Steuer- und Auswerteeinheit ist zur Ausführung des erfindungsgemäßen Verfahrens eingerichtet bzw. angepasst bzw. konfiguriert. "Eingerichtet" / "Angepasst" / "Konfiguriert" ist dabei so zu verstehen, dass die Steuer- und Auswerteeinheit nicht nur für die Durchführung der relevanten Schritte/Funktionen geeignet ist, sondern vielmehr eigens dafür konzipiert wurde. Die Steuer- und Auswerteeinheit ist insbesondere durch Programmierung einer darin enthaltenen Recheneinrichtung oder Festverdrahtung entsprechend "eingerichtet".
Die Erfindung beruht auf folgenden Erkenntnissen, Beobachtungen bzw. Überlegungen und weist noch die nachfolgenden Ausführungsformen auf. Die Ausführungsformen werden dabei teils vereinfachend auch "die Erfindung" genannt. Die Ausführungsformen können hierbei auch Teile oder Kombinationen der oben genannten Ausführungsformen enthalten oder diesen entsprechen und/oder gegebenenfalls auch bisher nicht erwähnte Ausführungsformen einschließen.
Neuartige Hyperschallwaffen wie z.B. ein HGV (hypersonic glide vehicle) oder eine HCM (hypersonic cruise missile) bilden als Ziele eine neuartige Bedrohung, gegen die herkömmliche Abfangflugkörper kaum erfolgreich eingesetzt werden können.
Die Erfindung beruht auf der Idee, einen Abfangflugkörper, z.B. einen sogenannten "Ramjet Interceptor" (RJI), nämlich einen mehrstufigen Flugkörper auf Basis eines Ramjet-Antriebs, gegen solche Hyperschall-Ziele, also gegen Hyperschallwaffen einzusetzen. Die Erfindung beruht weiterhin auf der Idee, ein Lenkkonzept für die Midcourse-Phase eines solchen Abfangflugkörpers zu schaffen. Während für das Endgame verschiedene Konzepte existieren, die zumeist darauf beruhen, das Zielmanöver zu erkennen und direkt auf die Lenkung des Abfangflugkörpers aufzuschalten, beschränkt sich die Midcourse-Phase existierender Konzepte auf die möglichst optimale Bestimmung des Begegnungspunktes (predicted intercept point = PIP) und der Bahn zu diesem. Für die neue Zielklasse potenziell stark manövrierender Hyperschall Glide Vehicles (HGV) oder Hyperschall Cruise Missiles (HCM) reicht der PIP-Ansatz nicht aus, da der Anflug des Abfangflugkörpers vergleichsweise lange dauert und das Ziel in dieser Zeit große Abweichungen zu einem ursprünglich geeigneten PIP aufbauen kann.
Bislang beruht die Lenkung in der Midcourse-Phase zumeist auf dem PIP-Ansatz. Dieser wird unter Zuhilfenahme allen verfügbaren a priori Wissens vom jeweiligen Waffensystem festgelegt und der Abfangflugkörper hat lediglich die Aufgabe, diesen PIP anzufliegen und ein Handover vom einweisenden Sensor des Waffensystems (Radar) zum bordeigenen Sensor (Suchkopf) sicherzustellen.
Gemäß einem flexibleren Ansatz legt der Abfangflugkörper seinen PIP selbst fest. In jedem Fall gilt, dass signifikante Zielmanöver in der Midcourse-Phase eine Verlegung des PIP und damit ein Abweichen von der ursprünglichen Optimaltrajektorie nach sich ziehen. Deswegen beruhen neuartige Verfahren darauf, möglichst nicht signifikante Zielmanöver als solche zu klassifizieren und eine unnötige Verlegung PIP sowie den damit verbundenen Energieverlust zu vermeiden. Ein Konzept zur expliziten Behandlung manövrierender Ziele in der Midcourse-Phase ist Ziel der vorliegenden Erfindung. Wie oben erwähnt, gibt es eine Vielzahl bekannter Lösungen bezüglich der Endgame-Lenkung (terminal guidance).
Der MPC-Ansatz in Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung besteht darin, die Ziel- und die Interceptortrajektorien (Flugbahnen von Ziel und Abfangflugkörper) mit einem ZEM-Prädiktor nicht nur vorherzusagen, sondern geeignete Steuerparameter mittels numerischer, echtzeitfähigen Suchverfahren, z.B. in jedem n-ten Lenkzyklus zu optimieren. Die Prädiktion von Ziel- und Interceptorbewegung, insbesondere basierend auf dem Zero-Effort-Ansatz, ist ein bekanntes Konzept. Bei der Vorhersage der Zieltrajektorie können die geschätzten Zielbeschleunigungen unter Verwendung spieltheoretischer Hypothesen verwendet werden. In einer denkbaren Realisierung kann beispielsweise dem Ziel unterstellt werden, mit dem aktuellen Manöver die Annäherungsgeschwindigkeit des Interceptors zu minimieren (evasive maneuver). Das Verfahren beruht auf der Idee von freien, zu optimierenden Steuerparametern. In einem ersten Ansatz können dies die Bahnwinkel des Interceptors zum aktuellen Zeitpunkt sein. Hat die Optimierung die optimalen Bahnwinkel bestimmt, so können diese als Sollbahnwinkel interpretiert (geänderter aktueller Parametervektor) und in Form einer Bahnlenkung kommandiert werden (Erzeugung der realen Lenkbefehle).
Die Optimierung kann dabei eine ähnliche Kostenfunktion (Güte) wie in einem Offline- Verfahren (Festlegung der Bahn von einem Leitsystem außerhalb des Abfangflugkörpers) verwenden. Dabei können Kriterien wie minimale Ablage, maximale Terminalgeschwindigkeit, minimale Restflugzeit (time to go = Tgo), sowie geometrische Forderungen wie bestimmte Impact-Winkel in der Kostenfunktion zur Anwendung kommen. In weiteren Realisierungen kann z.B. der Anzündzeitpunkt eines zweiten Triebwerkpulses als zu optimierender Parameter genutzt werden. Schließlich ist es möglich den steuerbaren Schubverlauf eines Jet-, Ramjet-, oder Geltriebwerks zeitlich zu diskretisieren (Folge von Teilwerten) und im Sinne der MPC iterativ optimal zu bestimmen.
Weitere Merkmale, Wirkungen und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung eines bevorzugten Ausführungsbeispiels der Erfindung, sowie der beigefügten Figuren. Dabei zeigen, jeweils in einer schematischen Prinzipskizze:
Figur 1 ein Prinzipdiagramm des erfindungsgemäßen Verfahrens.
Das Verfahren dient zum Lenken eines Abfangflugkörpers 2, der durch ein - hier in seiner Schubkraft steuerbares - Triebwerk 4 angetrieben ist und lenkfähig ist, hier durch die nicht näher gezeigte Steuerung von Leitwerken. Die Lenkung erfolgt durch die nicht näher erläuterte Umsetzung von realen Lenkbefehlen 6 im Abfangflugkörper 2 auf das Triebwerk 4 und die Leitwerke. Der Abfangflugkörper 2 dient zum Abfangen eines Ziels 8. Das Verfahren wird ausschließlich in einer Midcourse Phase PM des Fluges des Abfangflugkörpers 2, d.h. des Abfangens des Ziels 8, durchgeführt.
Der Lenkung liegt ein aktueller Parametervektor 10 zu Grunde. Der Parametervektor 10 enthält eine Reihe, hier drei, von freien Steuerparametern SP1-3 für den Abfangflugkörper 2. Die Steuerparameter SP1 und SP2 sind Bahnwinkel, der Steuerparameter SP3 ist ein Schubsteuerwert für das Triebwerk 4, der insgesamt fünf Teilwerte SP3a-e umfasst. Eine jeweilige Restflugdauer Tgo des Abfangflugkörpers 2 bis zum Auftreffen auf das Ziel 8 wird dabei in fünf gleich lange Zeitabschnitte unterteilt. In jedem dieser Zeitabschnitte erfolgt der Reihe nach die Ansteuerung des Triebwerks 4 durch einen entsprechenden Schubsteuerwert SP3a-e.
Zu Beginn des Verfahrens ist die Startphase des Abfangflugkörpers 2 gerade beendet und die Midcourse- Phase PM beginnt. Beim Eintritt in die Midcourse Phase PM liegt ein aktueller Parametervektor 10 vor. Zu jeweiligen Lenkzeitpunkten, hier alle 10ms wird aus dem Parametervektor 10 ein jeweiliger realer Lenkbefehl 6 erzeugt und der Abfangflugkörper 2 anhand dieser Lenkbefehle 6 gelenkt.
Das Verfahren beginnt mit einem Schritt a), in dem ein vorgebbarer Parametervektor 15 als aktueller Kandidat 12 eines MPC-Optimierungsverfahrens 14 gewählt wird. Im vorliegenden Fall erfolgt die Vorgabe derart, dass der aus dem Ende der Startphase vorliegende aktuelle Parametervektor 10 als vorgebbarer Parametervektor 15 verwendet wird. Das MPC-Optimierungsverfahren 14 dient zur Ermittlung eines verbesserten Parametervektors, der den aktuellen Parametervektor 10 ersetzen soll.
Nun beginnt das MPC Optimierungsverfahren 14. Innerhalb dieses Verfahrens (Schritt bzw. Schleife b)) wird ein Satz 16 möglicher Kandidaten 18a-c, hier im Beispiel drei Stück, mit jeweils zugeordneten Gütewerten 20a-c ermittelt. Jeder der Kandidaten 18a- c ist ein möglicher Parametervektor, der den Parametervektor 10 ersetzen könnte, wenn dieser einen verbesserten Missionserfolg versprechen würde als der derzeit tatsächlich vorliegende Parametervektor 10.
Anhand des aktuellen Kandidaten 12 wird nun in einem Schritt c1) ein modifiziertes ZEM-Verfahren 22 durchgeführt: In einem Schritt bzw. einer Schleife d1) werden zu jeweiligen Schrittzeitpunkten t1 , 2, 3,... iterativ folgende Schritte durchgeführt:
In einem Schritt d2) wird eine mögliche Abfangflugbahn 24 des Abfangflugkörpers 2 prädiziert. Hierzu werden virtuelle Lenkbefehle 7 (entsprechend der realen Lenkbefehle 6) anhand des aktuellen Kandidaten 12 zu den jeweiligen Schrittzeitpunkten t1, 2, 3,... ermittelt, sodass sich jeweilige prädizierte Aufenthaltsorte (Kreise in der Figur) des Abfangflugkörpers 2 ergeben. Aus der zeitlichen bzw. räumlichen Abfolge der Orte ergibt sich dessen Flugbahn 24. Mit anderen Worten wird iterativ simuliert, wie sich der Abfangflugkörper 2 bewegen würde, wenn der aktuelle Kandidat 12 als Parametervektor 10 für dessen Lenkung verwendet würde.
Weiterhin werden in einem Schritt d3) entsprechend zu den Schrittzeitpunkten t1, 2, 3,... Aufenthaltsorte und somit iterativ eine Zielflugbahn 28, also eine Flugbahn des Ziels 8 prädiziert, hier jedoch unter Berücksichtigung eines jeweiligen hypothetischen Flugmanövers 26 des Ziels 8. Zum Beispiel wird angenommen, dass das Ziel 8 eine bestimmte anzunehmende Ausweichkurve fliegt, um dem Abfangflugkörper 2 zu entkommen.
Gemäß eines Schrittes bzw. einer Schleife d4) werden die Schritte d2) und d3) iterativ für so viele Zeitpunkte t1 , 2, 3,... wiederholt, bis eine ZEM-Annäherung 30 von Abfangflugbahn 24 und Zielflugbahn 28 erreicht ist. Damit ist das ZEM-Verfahren 22 beendet.
Als Ergebnisse 32 des ZEM-Verfahrens 22 liegen im Beispiel die erreichbare ZEM- Annäherung 30, eine aktualisierte verbleibende Restflugdauer Tgo, die Auftreffgeschwindigkeit und der Auftreffwinkel des Abfangflugkörpers 2 am Ziel 8 usw. vor.
In einem Schritt c2) wird auf Basis dieser Ergebnisse 32 ein aktueller Gütewert 33 zu dem jeweiligen Kandidaten 12 ermittelt und diesem zugeordnet. Die Zuordnung erfolgt aufgrund eines Gütekriteriums 36.
In einem Schritt c3) wird der aktuelle Kandidat 12 zusammen mit seinem ermittelten Güterwert 33 im Satz 16 als Kandidat 18a-c mit Gütewert 20a-c gespeichert. Beim ersten Durchlauf wird also der Gütewert 20a zum Kandidaten 18a, bei späteren Durchläufen der Gütewert 20b zum Kandidaten 18b zugeordnet und im Satz 16 gespeichert usw.
In einem Schritt c4) wird nun ein Endekriterium 38 für das Optimierungsverfahren 14 geprüft. Ist dieses nicht erreicht, wird in einem Schritt e1) der aktuelle Kandidat 12 anhand eines MPC Suchverfahrens 40 zu einem variierten Kandidaten 42 hin variiert. Dieser wird in einem Schritt e2) als aktueller Kandidat 12 übernommen und das MPC Optimierungsverfahren 14 erneut mit dem nunmehr optimierten bzw. modifizierten Kandidaten 12 begonnen.
Im Beispiel wird das Optimierungsverfahren 14 dreimal durchlaufen, sodass im Ergebnis drei Kandidaten 18a-c mit zugeordneten Gütewerten 20a-c vorliegen. Dann ist das Endekriterium 38 erreicht, hier nämlich die fest vorgegebene Zahl von drei Verfahrensdurchläufen.
Da das Endekriterium 38 erreicht ist, wird zu Schritt a) zurückgekehrt, um einen neuen Satz 16 zu berechnen.
Das Verfahren endet bzw. wird abgebrochen, wenn die Midcourse Phase PM beendet ist.
Während der Dauer des Verfahrens wird zu einem jeweiligen vorgebbaren Korrekturzeitpunkt TK nach einem Korrekturkriterium 44 einer der Kandidaten 18a-c ausgewählt und fortan als aktueller Parametervektor 10 zur realen Lenkung des Abfangflugkörpers 2 weiterverwendet. Im Beispiel ist der Korrekturzeitpunkt TK jeweils das Erreichen des Endekriteriums 38. Das Korrekturkriterium 44 ist die Auswahl desjenigen Kandidaten 18a-c aus dem Satz 16, dem der beste Gütewert 20a-c im jeweils aktuellen Satz 16 zugeordnet ist.
Eine alternative Möglichkeit ist es, als Korrekturzeitpunkt TK den Schritt c3) zu wählen und (ab der zweiten Prüfung / Ermittlung des Gütewertes) den besten der bisher geprüften Kandidaten 18a-c zum Parametervektor 10 zu machen. Der beste liegt, vor, wenn dessen Gütewert 20b-c besser ist als die Gütewerte 20a-c der bisher im Satz 16 vorhandenen Kandidaten 18a-c.
Vorliegend wird in Schritt a) außerdem eine jeweils aktuell vorhergesagte Restflugzeit Tgo des Abfangflugkörpers 2 zum Ziel 8 ermittelt, um eine Zeitbasis für die Verwertung der Steuerparameter SP3a-e im Schritt d2) zu haben. Eine aktualisierte Restflugzeit Tgo steht außerdem als Teil der Ergebnisses 32 am Ende eines jeweiligen Durchlaufs des ZEM-Verfahrens 22 zur Verfügung und kann fortan verwendet werden. Der aktuelle Parametervektor 10 liegt jeweils im Abfangflugkörper 2 vor. Der Abfangflugkörper 2 enthält außerdem eine Steuer- und Auswerteeinheit 50, hier einen Zentralrechner, die zur Ausführung des erfindungsgemäßen Verfahrens eingerichtet ist. Die "Einrichtung" erfolgt hier durch entsprechend leistungsfähige Hardware und Programmierung, um das Verfahren zu implementieren.
Bezugszeichenliste Abfangflugkörper Triebwerk Lenkbefehl (real)
7 Lenkbefehl (virtuell)
8 Ziel
10 Parametervektor (aktuell)
12 Kandidat (aktuell)
14 MPC- Optimierungsverfahren
15 Parametervektor (vorgebbar)
16 Satz
18a-c Kandidat
20a-c Gütewert
22 ZEM-Verfahren
24 Abfangflugbahn
26 Flugmanöver (hypothetisch)
28 Zielflugbahn
30 ZEM Annäherung
32 Ergebnisse
33 Gütewert (aktuell)
36 Gütekriterium
38 Endekriterium
40 MPC Suchverfahren
42 Kandidat (variiert)
44 Korrekturkriterium
50 Steuer- und Auswerteeinheit
SP Steuerparameter
Tgo Restflugdauer
PM Midcourse Phase t1 , 2, 3, ... Schrittzeitpunkt
TK Korrekturzeitpunkt

Claims

- 24 - Patentansprüche
1. Verfahren zum Lenken eines durch ein Triebwerk (4) angetriebenen lenkfähigen Abfangflugkörpers (2) zum Abfangen eines beweglichen Ziels (8) während einer Midcourse- Phase (PM) des Abfangens, wobei der Abfangflugkörper (2) mit Hilfe von realen Lenkbefehlen (6) gelenkt wird, die zu jeweiligen Lenkzeitpunkten anhand von freien Steuerparametern (SP), die in Form eines aktuellen Parametervektors (10) vorliegen, erzeugt werden, wobei die freien Steuerparameter (SP) im Verlauf der Midcourse-Phase (PM) mit Hilfe eines Optimierungsverfahrens (14) zur Optimierung der Steuerparameter (SP) permanent und/oder repetierend optimiert werden, wobei das Optimierungsverfahren (14) parallel zum tatsächlichen Lenken stattfindet, wobei neu erkannte Informationen zur Bewegung des Ziels (8) und/oder Informationen zum Flug des Abfangflugkörpers (2) in das Optimierungsverfahren (14) einbezogen werden, sobald diese vorliegen, wobei optimierte Steuerparameter (SP) in den aktuellen Parametervektor (10) übernommen werden, nachdem diese aus dem Optimierungsverfahren (14) vorliegen.
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass während der Midcourse-Phase (PM) folgendes Optimierungsverfahren (14) durchgeführt wird: a) ein vorgebbarer Parametervektor (15) wird als aktueller Kandidat (12) eines Model Predicted Control (MPC)-Optimierungsverfahrens (14) zur Ermittlung verbesserter Steuerparameter (SP) gewählt, b) im M PC-Optimierungsverfahren (14) wird ein Satz (16) möglicher Kandidaten (18a-c) für einen verbesserten Parametervektor (10) mit zugeordneten Gütewerten (20a-c) wie folgt ermittelt: c1) anhand des aktuellen Kandidaten (12) wird ein modifiziertes Zero Effort Miss (ZEM)-Verfahren (22) wie folgt durchgeführt: d1) zu jeweiligen Schrittzeitpunkten (t1 -3) werden wie folgt iterativ prädiziert: d2) eine mögliche Abfangflugbahn (24) des Abfangflugkörpers (2) unter
Berücksichtigung von virtuellen Lenkbefehle (7) des Abfangflugkörpers (2) anhand des aktuellen Kandidaten (12), d3) eine mögliche Zielflugbahn (28) des Ziels (8) auf Basis hypothetischer Manöver (26) des Ziels (8), d4) die Schritte d2) bis d3) werden iterativ wiederholt, bis eine ZEM- Annäherung (30) von Abfangflugbahn (24) und Zielflugbahn (28) erreicht ist, c2) auf Basis der Ergebnisse (32) des ZEM-Verfahrens (22) wird ein aktueller Gütewert (33) anhand eines Gütekriteriums (36) ermittelt und dem aktuellen Kandidaten (12) zugeordnet, c3) der aktuelle Kandidat (12) wird im Satz (16) sukzessive als erster (18a) oder weiterer Kandidat (18b-c) zusammen mit dem aktuellen Gütewert (33) als zugeordnetem Gütewert (20a-c) abgelegt, c4) falls ein Endekriterium (38) der Optimierung noch nicht erreicht ist: e1) wird anhand eines M PC-Suchverfahrens (40) der aktuelle Kandidat (12) zu einem variierten Kandidaten (42) hin variiert, e2) der variierte Kandidat (42) wird fortan als aktueller Kandidat (12) übernommen und es wird mit Schritt c1) fortgefahren, c5) falls das Endekriterium (38) erreicht ist wird wie folgt fortgefahren: f) es wird zu Schritt a) zurückgekehrt, wobei während der Midcourse-Phase (PM) zu vorgebbaren Korrekturzeitpunkten (TK) nach einem Korrekturkriterium (44) einer der Kandidaten (18a-c) ausgewählt wird und der aktuelle Parametervektor (10) durch den ausgewählten Kandidaten (18a-c) ersetzt wird, um optimierte Steuerparameter (SP) dadurch in den aktuellen Parametervektor (10) zu übernehmen.
3. Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass als Korrekturzeitpunkt (TK) das Erreichen des Endekriteriums (38) in Schritt c5) gewählt wird und als Korrekturkriterium (44) derjenige Kandidat (18a-c) aus dem Satz (16) ausgewählt wird, dem der beste Gütewert (20a-c) zugeordnet ist.
4. Verfahren nach Anspruch 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, dass als Korrekturzeitpunkt (TK) der Schritt c3) gewählt wird und in Schritt c3) als Korrekturkriterium (44) zusätzlich der als Kandidat (18a-c) gerade abgespeicherte aktuelle Kandidat (12) als aktueller Parametervektor (10) übernommen wird, falls dessen zugeordneter Gütewert (20a-c) der beste aller bisher im Satz (16) vorhandenen Gütewerte (20a-c) ist.
5. Verfahren nach einem der Ansprüche 2 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass in Schritt e1) die Variation zu einem variierten Kandidaten (42) hin zumindest teilweise aufgrund der bisherigen Kandidaten (18a-c) und deren Gütewerte (20a-c) vorgenommen wird.
6. Verfahren nach einem der Ansprüche 2 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass das Gütekriterium (36) zumindest als Teilkriterium enthält: eine minimale Ablage vom Ziel (8), eine maximale Endgeschwindigkeit beim Auftreffen auf das Ziel (8), eine minimale Restflugzeit zum Ziel (8), einen gewünschten Auftreffwinkel auf das Ziel (8).
7. Verfahren nach einem der Ansprüche 2 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass in Schritt a) zusätzlich eine aktuell vorhergesagte Restflugzeit (Tgo) des Abfangflugkörpers (2) bis zu seinem Missionsende ermittelt wird. - 27 -
8. Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass als aktueller Parametervektor (10) ein solcher verwendet wird, bei dem mindestens einer der freien Parameter (SP) ein an der Restflugzeit (Tgo) orientierter Wert oder eine an der Restflugzeit orientierte Folge von Teilwerten (SP3a-e) ist.
9. Verfahren nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass für die Variante einer Folge von Teilwerten (SP3a-e): in Schritt d2) die vorhergesagte Restflugzeit (Tgo) derart berücksichtigt wird, dass diese im ZEM-Verfahren (22) in eine vorgebbare Anzahl von Zeitabschnitten aufgeteilt wird, und für jeden Zeitabschnitt ein jeweils anderer der Teilwerte (SP3a-e) berücksichtigt wird
10. Verfahren nach einem der Ansprüche 7 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass mindestens einer der Werte oder Teilwerte (SP3a-e) ein von der Restflugzeit (Tgo) abhängiger Anzündzeitpunkt einer jeweiligen ersten oder weiteren Brennstufe eines oder mehrerer Triebwerke (4) des Abfangflugkörpers (2) ist.
11. Verfahren nach einem der Ansprüche 7 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass mindestens einer der Werte oder Teilwerte (SP3a-e) ein von der Restflugzeit (Tgo) abhängiger Schubsteuerwert für ein bezüglich seiner Schubkraft steuerbares Triebwerk (4) des Abfangflugkörpers (2) ist.
12. Verfahren nach einem der Ansprüche 7 bis 11, dadurch gekennzeichnet, dass mindestens einer der Teilwerte (SP3a-e) ein von der Restflugzeit (Tgo) abhängiger Steuerwert für ein Querbeschleunigungselement des Abfangflugkörpers (2) ist.
13. Verfahren nach einem der Ansprüche 2 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass - 28 - als aktueller Parametervektor (10) ein solcher gewählt wird, der mindestens zwei Bahnwinkel für die Flugbahn des Abfangflugkörpers (2) als zwei freie Parameter (SP1.2) enthält.
14. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Verfahren für einen Abfangflugkörper (2) ausgestaltet ist, dessen Triebwerk (4) ein Feststoffbooster oder ein Zweipulstriebwerk oder ein steuerbares Triebwerk ist.
15. Abfangflugkörper (2), der durch ein Triebwerk (4) angetrieben und anhand von realen Lenkbefehlen (6) lenkfähig ist und zum Abfangen eines Ziels (8) dient, der einen jeweils aktuellen Parametervektor (10) von freien Steuerparametern (SP) für den Abfangflugkörper (2) enthält und der eine Steuer- und Auswerteeinheit (50) enthält, die dazu eingerichtet ist, das Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 14 auszuführen.
EP21791293.0A 2020-10-21 2021-10-08 Abfangflugkörper und verfahren zu dessen lenkung Active EP4232771B1 (de)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102020006465.5A DE102020006465B4 (de) 2020-10-21 2020-10-21 Abfangflugkörper und Verfahren zu dessen Lenkung
PCT/EP2021/077884 WO2022084068A1 (de) 2020-10-21 2021-10-08 Abfangflugkörper und verfahren zu dessen lenkung

Publications (3)

Publication Number Publication Date
EP4232771A1 true EP4232771A1 (de) 2023-08-30
EP4232771C0 EP4232771C0 (de) 2024-09-11
EP4232771B1 EP4232771B1 (de) 2024-09-11

Family

ID=78179376

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP21791293.0A Active EP4232771B1 (de) 2020-10-21 2021-10-08 Abfangflugkörper und verfahren zu dessen lenkung

Country Status (7)

Country Link
US (1) US12228383B2 (de)
EP (1) EP4232771B1 (de)
KR (1) KR102914583B1 (de)
AU (1) AU2021366148B2 (de)
DE (1) DE102020006465B4 (de)
IL (1) IL301348B2 (de)
WO (1) WO2022084068A1 (de)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102022001289A1 (de) 2022-04-13 2023-10-19 Diehl Defence Gmbh & Co. Kg Verfahren zum Ausweichen eines Flugkörpers vor einem Abfangflugkörper
DE102022001285B4 (de) 2022-04-13 2024-08-22 Diehl Defence Gmbh & Co. Kg Verfahren zum Lenken eines Flugkörpers
DE102022001286A1 (de) 2022-04-13 2023-10-19 Diehl Defence Gmbh & Co. Kg Verfahren zur Midcourse-Lenkung eines im Schub steuerbaren Flugkörpers
CN114771877B (zh) * 2022-05-26 2022-11-18 哈尔滨工业大学 一种考虑导航误差的最优拦截制导方法
CN115129087B (zh) * 2022-07-26 2025-08-22 西北工业大学 基于滑翔飞行器目标机动能力分析和意图推断的拦截方法
CN116202373B (zh) * 2022-12-23 2025-01-17 中国人民解放军91892部队 一种无人机自主干扰拦截导弹方法
CN117647931B (zh) * 2023-12-18 2024-08-09 苏州星幕航天科技有限公司 一种惯性坐标系zem制导指令的等价最优性分析方法
CN118705942B (zh) * 2024-06-13 2025-11-04 北京航空航天大学 高超声速飞行器集群协同突防方法、设备、介质及产品
CN119558048B (zh) * 2024-11-12 2025-08-15 哈尔滨工业大学 一种多对一协同拦截快速弹道优化方法
KR102794244B1 (ko) * 2025-01-02 2025-04-15 (주)니어스랩 타겟 추적 장치 및 이의 제어 방법
CN120235229B (zh) * 2025-03-20 2025-11-25 北京控制工程研究所 一种在轨航天器广义智能控制系统架构及自主控制方法

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5435503A (en) * 1993-08-27 1995-07-25 Loral Vought Systems Corp. Real time missile guidance system
US5637826A (en) * 1996-02-07 1997-06-10 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Method and apparatus for optimal guidance
DE10017600A1 (de) * 2000-04-08 2001-10-11 Bodenseewerk Geraetetech Regler, insbesondere Lenkregler für Flugkörper
US7513455B1 (en) * 2005-02-18 2009-04-07 Lockhead Martin Corporation Ballistic missile interceptor guidance by acceleration relative to line-of-sight
US7968831B2 (en) * 2007-06-12 2011-06-28 The Boeing Company Systems and methods for optimizing the aimpoint for a missile
US8106340B1 (en) 2009-03-02 2012-01-31 Lockheed Martin Corporation Generalized midcourse missile guidance
US8710411B1 (en) 2009-09-29 2014-04-29 Lockheed Martin Corporation Method and system for determining an optimal missile intercept approach direction for correct remote sensor-to-seeker handover
JP5577807B2 (ja) 2010-04-12 2014-08-27 三菱電機株式会社 飛しょう体誘導装置
DE102010032281A1 (de) 2010-07-26 2012-01-26 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg Verfahren zum Steuern eines durch ein Triebwerk angetriebenen Lenkflugkörpers
EP2423774A1 (de) * 2010-08-23 2012-02-29 MBDA UK Limited Lenkverfahren und -vorrichtung
US10317852B1 (en) * 2015-10-29 2019-06-11 National Technology & Engineering Solutions Of Sandia, Llc Predictive guidance flight
JP6737222B2 (ja) * 2017-04-14 2020-08-05 株式会社デンソー ステアリング制御装置
US10663260B2 (en) * 2017-11-20 2020-05-26 Bae Systems Information And Electronic Systems Integration Inc. Low cost seeker with mid-course moving target correction
CN112256055B (zh) 2020-10-12 2021-11-05 清华大学 一种采用不动点优化的三体对抗防御预测制导方法

Also Published As

Publication number Publication date
AU2021366148A1 (en) 2023-06-22
US12228383B2 (en) 2025-02-18
WO2022084068A1 (de) 2022-04-28
KR20230100722A (ko) 2023-07-05
DE102020006465A1 (de) 2022-04-21
DE102020006465B4 (de) 2022-06-30
IL301348B2 (en) 2024-05-01
IL301348A (en) 2023-05-01
AU2021366148B2 (en) 2024-07-18
EP4232771C0 (de) 2024-09-11
US20230251070A1 (en) 2023-08-10
EP4232771B1 (de) 2024-09-11
AU2021366148A9 (en) 2024-05-02
IL301348B1 (en) 2024-01-01
KR102914583B1 (ko) 2026-01-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE102020006465B4 (de) Abfangflugkörper und Verfahren zu dessen Lenkung
DE3738580C2 (de)
DE69411398T2 (de) Integrierte feuer- und flugsteuerung für hubschrauber mit einem leitsystem vor und nach dem abschuss
DE102018206805B3 (de) Verfahren, Vorrichtung und Computerprogramm zum Prädizieren einer zukünftigen Bewegung eines Objekts
EP0977003A1 (de) Verfahren zur Bekämpfung mindestens eines Flugzieles mittels einer Feuergruppe, Feuergruppe aus mindestens zwei Feuereinheiten und Verwendung der Feuergruppe
CH665493A5 (de) Feuerleiteinrichtung fuer ein mobiles flugabwehrsystem.
EP4261492A1 (de) Verfahren zur midcourse-lenkung eines im schub steuerbaren flugkörpers
DE2750128C2 (de)
DE102012005682B4 (de) Verfahren zum Lenken eines Wirkelements durch einen Schützen
EP2482025A2 (de) Verfahren und Vorrichtung zum Abwehren eines angreifenden Flugkörpers
EP2413086A2 (de) Verfahren zum Steuern eines durch ein Triebwerk angetriebenen Lenkflugkörpers
DE19857895A1 (de) Lenk-, Navigations- und Regelsystem für Flugkörper
DE102022001285B4 (de) Verfahren zum Lenken eines Flugkörpers
EP4261490A1 (de) Verfahren zum ausweichen eines flugkörpers vor einem abfangflugkörper
DE102022001287B4 (de) Verfahren zum Lenken eines Abfangflugkörpers
DE69213615T2 (de) Verfahren und Anordnung für ein Waffensystem
DE3411439C1 (de) Absetzverfahren für Lenkflugkörper
EP0992762B1 (de) Verfahren und Vorrichtung zur Übertragung von Informationen auf programmierbare Geschosse
DE19716025B4 (de) Plattform mit abschießbaren, zielverfolgenden Flugkörpern, insbesondere Kampfflugzeug
DE19950669A1 (de) Verfahren zum Lenken eines Flugkörpers zu einem Ziel
DE3918701C2 (de)
EP1087200A1 (de) Flugkörper-Missionseinheit
DE3876664T2 (de) Vorrichtung zur fuehrung eines aerodynamischen luftfahrzeuges mit hilfe eines merkmales der aeusseren umgebung, das der pilot bestimmt.
EP2395409A2 (de) Verfahren und Vorrichtung zum Steuern eines Lenkflugkörpers
DE976987C (de) Verfahren zur gleichzeitigen Fernlenkung mehrerer Flugkoerper

Legal Events

Date Code Title Description
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: UNKNOWN

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE INTERNATIONAL PUBLICATION HAS BEEN MADE

PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: REQUEST FOR EXAMINATION WAS MADE

17P Request for examination filed

Effective date: 20230509

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

DAV Request for validation of the european patent (deleted)
DAX Request for extension of the european patent (deleted)
REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Free format text: PREVIOUS MAIN CLASS: F41G0007220000

Ipc: F41H0011020000

Ref country code: DE

Ref legal event code: R079

Ref document number: 502021005144

Country of ref document: DE

Free format text: PREVIOUS MAIN CLASS: F41G0007220000

Ipc: F41H0011020000

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: GRANT OF PATENT IS INTENDED

RIC1 Information provided on ipc code assigned before grant

Ipc: F41G 7/22 20060101ALI20240425BHEP

Ipc: F42B 10/60 20060101ALI20240425BHEP

Ipc: F41H 11/02 20060101AFI20240425BHEP

INTG Intention to grant announced

Effective date: 20240510

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE PATENT HAS BEEN GRANTED

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: FG4D

Free format text: NOT ENGLISH

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: EP

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R096

Ref document number: 502021005144

Country of ref document: DE

REG Reference to a national code

Ref country code: IE

Ref legal event code: FG4D

Free format text: LANGUAGE OF EP DOCUMENT: GERMAN

U01 Request for unitary effect filed

Effective date: 20240912

U07 Unitary effect registered

Designated state(s): AT BE BG DE DK EE FI FR IT LT LU LV MT NL PT RO SE SI

Effective date: 20240917

U20 Renewal fee for the european patent with unitary effect paid

Year of fee payment: 4

Effective date: 20241003

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20241212

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: HR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20240911

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: RS

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20241211

Ref country code: ES

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20240911

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: RS

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20241211

Ref country code: HR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20240911

Ref country code: GR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20241212

Ref country code: ES

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20240911

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IS

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250111

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SM

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20240911

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: CZ

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20240911

Ref country code: PL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20240911

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SK

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20240911

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: PL

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: MC

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20240911

PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: CH

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20241031

26N No opposition filed

Effective date: 20250612

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20241008

U20 Renewal fee for the european patent with unitary effect paid

Year of fee payment: 5

Effective date: 20251020

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: NO

Payment date: 20251024

Year of fee payment: 5

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: CY

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT; INVALID AB INITIO

Effective date: 20211008

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: HU

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT; INVALID AB INITIO

Effective date: 20211008