NO300189B1 - Lettvekts missilledingssystem - Google Patents

Description

Den foreliggende oppfinnelse vedrører missilledingssystemer, slik som ledingssystemer for lettvekts, kinetiske drepingsfarkoster.

Nærmere bestemt vedrører oppfinnelsen et sluttledingssystem for lettvektsmissil, omfattende et søkermiddel for å tilveiebringe et første signal som indikerer en første vinkel mellom en synslinje fra missilet til et mål og en langsgående akse som strekker seg gjennom missilet og for tilveiebringelse av et andre signal som indikerer en andre vinkel mellom nevnte langsgående akse som strekker seg gjennom missilet og en referanseretning; et behandlingsmiddel for å beregne synslinjevinkelen mellom synslinjen fra missilet til målet og synslinjen fra missilet til referanseretningen fra nevnte første og andre vinkler; et sluttledingsmiddel for å beregne og tilveiebrigelse akselerasjonskommander fra synslinjevinkelen; og et fremdriftsmiddel for å endre en hastighetsvektor for missilet som reaksjon på akselerasjonskommandoene.

Videre omfatter oppfinnelsen en fremgangsmåte for å tilveiebringe sluttleding for et lettvektsmissil, innbefattende trinnene: å tilveiebringe et første signal som indikerer en første vinkel mellom en synslinje fra missilet til et mål og en langsgående akse som strekker seg gjennom missilet og for tilveiebringelse av et andre signal som indikerer en andre vinkel mellom den langsgående aksen som strekker seg gjennom missilet og en referanseretning; å beregne synslinjevinkelen mellom synslinjen fra missilet til målet og synslinjen fra missilet til referanseretningen fra nevnte første og andre vinkler; å beregne og tilveiebringe akselerasjonskommandoer fra synslinjevinkelen; og å endre en hastighetsvektor for missilet som reaksjon på akselerasjonskommandoene.

Nylig har taktiske bedømmelser krevet en oppgradering i det betydelige naturlige trusselspotensial for en satelitt. Som et resultat av dette er tallrike forslag blitt vurdert for å gi seg i kast med satelittrusselen. Et slikt forslag involverer bruken av kinetiske drepingsfarkoster (KKVer = Kinetic Kill Vehicles) for å tilveiebringe en antisatelitt-mulighet. En kinetisk drepingsfarkost er en lettvektsfarkost som veier mellom 12 kg og 91,5 kg. Disse anordninger er utformet for ekso-atmosfæriske operasjoner og har ombord-værende fremdrifts/- og ledingssystemer. Fremdriftssystemet akselererer farkosten til hastigheter i området av 2-20 km pr. sekund. Derfor avviker kinetiske drepingsfarkoster fra konvensjonell missiler ved at nevnte KKVer ikke er utstyrt med et krigshode. Istedet er den destruktive evnen for farkosten tilveiebragt ved leveringen til et mål av en betydelig ladning av kinetisk energi. Det er åpenbart at effektiv operasjon for et gitt tokt ville kreve et system som er istand til å tilveiebringe nøyaktig leding, målt med hensyn til en "bommingsavstand" av størrelsesorden +/- 0,5 meter.

Ledingsteknologien som hittil er vurdert for kinetiske drep-ingsf arkoster involverer bruken av en infrarød søker med en treghetsmålingsenhet av ringlasergyroskoptypen. Denne løsning forestiller seg bruken av en konvensjonell proporsjonal navigasjonsmetode. Selv om denne løsning synes mulig for store KKVer, ansees den å ha visse begrensninger med hensyn til disse. Det første er kostnadsspørsmålet. Ringlasergyroer er kostbare og ømtålige anordninger. Bruken av ringlasergyroer i treghet smålingsenheter i KKVer (dvs. "Smart Rocks") ville i vesentlig grad drive opp kostnaden for å realisere KKV-svaret til satelittrusselen.

Dessuten, og kanskje mer vesentlig, er der pågående anstren-gelser for å vise muligheten av ytterligere reduksjon av størrelse og vekt av KKVer med minst en størrelsesorden. Disse anordninger forestilles å være av vektstørrelse 1,2-3,1 kg. En vesentlig reduksjon i vekten av hver KKV ville i vesentlig grad redusere kostnaden ved å plassere disse anordninger i bane. For å oppnå toktsiktemålene, dvs. å tilveiebringe leding for nevnte KKV med den ovennevnte grad av nøyaktighet, med en ringlasergyro, ville være noe problematisk. Den eksisterende teknikkens stand ved fremstilling av r inglasergyro er slik at det ikke synes å være mulig i øyeblikket å fremstille treghetsmålingsenheter (IMU = Inertial Measurement Units) som er små nok til å tillate den ønskede reduksjon i størrelse og vekt.

Således forefinnes et behov innenfor teknikken for et lettvekts billig ledingssystem for KKVer som veier i området 1,2-3,1 kg og som er istand til å gi en bommingsavstands-nøyaktighet av størrelsesorden +/- 0,5 meter ved hastigheter i området av 2-20 km/sekund.

Behovet innenfor teknikken løses av det innledningsvis nevnte sluttledingssystemet, ifølge den foreliggende oppfinnelse, ved at referanseretningen er synslinjen mellom missilet og et himmellegeme, og at behandlingsmidlet innbefatter middel for å diskriminere mellom det første og det andre signalet.

Ifølge ytterligere utførelsesformer av systemet kan søker-midlet innbefatte en synlig søker eller ultrafiolett søker.

Behandlingsmidlet kan innbefatte et middel for å følge målet og for å identifiserie det første signalet. Videre kan behandlingsmidlet innbefatte et middel for å følge nevnte himmellegeme og for å identifisere det andre signalet.

Systemet ifølge den foreliggende oppfinnelse tilveiebringer proporsjonal astrogasjon, dvs. sluttleding uten gyroskoper eller konvensjonelle treghetsmålingsenheter. Derfor tilveiebringer sluttledingssystemet ifølge den foreliggende oppfinnelse et alternativ av liten størrelse, meget nøyaktig, til lav kostnad og av lav vekt i forhold til konvensjonelle sluttledingsteknikker.

Proporsjonal navigasjon med en legemefast søker avhenger av måling av synslinjevinkler ved å kombinere legemsvinkler og følgingsfeilvinkler. Fremgangsmåten ifølge oppfinnelsen (benevnt "proporsjonal astrogasjon") anvender faste stjerner til å levere treghetsreferansen som er nødvendig for sluttleding, og kjennetegnes, ifølge oppfinnelsen ved at referanseretningen er synslinjen mellom missilet og et himmellegeme, og at synslinjevinkelberegningen innbefatter trinnet å diskriminere mellom det første og det andre signalet.

Ytterligere utførelsesformer av fremgangsmåten innbefatter, i forbindelse med signaltilveiebringelsen å følge flere himmellegemer samtidig for å tilveiebringe flere signaler som indikerer flere vinkler mellom den langsgående aksen som strekker seg gjennom missilet og den respektive synslinje mellom missilet og himmellegemene, samt eventuelt å ta gjennomsnitt av nevnte flertall av vinkler for å beregne den andre vinkelen.

Nylig forskning har vist at det er praktisk å avskjære mål i rom med uhyre høye tilnærmingshastigheter (10-20 km/sekund) ved bruk av relativt små og rimelige kinetiske drepingsfarkoster. Disse farkoster ødelegger sine mål uten krigshoder ved ganske enkelt å kollidere med målene i en høy hastighet. Treff-for-å-drepe opptreden krever meget nøyaktig sluttleding for hvilken drivfaktorene er søker og gyro nøyaktighet. For lettvektsavskjærere som nylig er vurdert, bestemmes ytelsen av den begrensede nøyaktighet av lettvektsgyroer. Proporsjonal astrogasjon unngår behovet for gyroer ved å gjøre bruk av bildedanningsavføler (søker) for å måle treghetssynslinjetak-ter. Ved å fjerne gyroen, er det mulig i vesentlig grad å redusere total missilkostnad og masse, og derved unngåes de høye kostnader ved baneutskytning.

Illustrerende utførelsesformer og eksempelvis applikasjoner skal nå beskrives med henvisning til de vedlagte tegninger for å beskrive den fordelaktige lære ifølge den foreliggende oppf innelse. Fig. 1 er et riss som illustrerer den konvensjonelle sluttledingsteknikken i proporsjonal navigasjon. Fig. 2 er et illustrerende blokkskjema over et konvensjonelt sluttledingssystem. Fig. 3 er et konsept som illustrerer den proporsjonale astro-gasjonsteknikken ifølge den foreliggende oppfinnelse. Fig. 4 er et illustrerende blokkskjema over sluttledingssystemet som er gjort mulig ved hjelp av læren ifølge den foreliggende oppfinnelse. Fig. 1 er illustrerende tegning over den konvensjonelle sluttledingsteknikken ved proporsjonal navigasjon. Proporsjonal navigasjon (og dens mange varianter) arbeider ved å måle synslinjevinklene mellom missilet og målet og det tidsderiverte derav. Flere utformninger av romavskjærere gjør bruk av legemsfaste, infrarøde billeddanningsavfølere for å måle synslinjevinkelen (c) fra missilet 10' til målet 12' vekk fra den langsgående aksen for missilet (siktet) 9'. Stillingen (0) for missilet 10' relativt treghetsrom bestemmes ved å anvende et gyrobasert stillingsreferanse-system. Som vist i fig. 1 kombineres disse vinkler til å bestemme synslinjevinkelen (a). Synslinjevinkelen kan defineres relativt hvilken som helst vilkårlig treghetsramme. Forskjellige ledingsmetoder filtrerer eller differensierer synslinjevinklene til å bestemme hvorledes synslinjen roterer (o"'). Missilledingsloven anvender disse synslinjetakter til å bestemme missilets akselerasjonskommandoer som tilsist vil bringe missilet til et sammenstøt med målet. Proporsjonal navigasjon beregner missilets akselerasjon som er nødvendig for å gjøre dette. I tilfellet med et ikke-akselererende mål, kan ligningen uttrykkes som:

hvor:

■^cmd <=> missilets akselerasjonskommando perpendikulært på synslinjen,

A = navigasjonsforsterkning,

Vc = missil-til-mål tilnærmingshastighet, og

c' = missil-til-mål treghets-synslinjetakt.

Fig. 2 er et illustrerende blokkskjema over et sluttledingssystem 14' for det konvensjonelle legemsfaste avskjærermis-silet 10'. Systemet 14' innbefatter en søker 16'. Søkeren 16' er typisk en infrarød søker som mottar energi fra målet 12' som representerer den sanne målevinkelen c vekk fra siktet. Søkeren innbefatter en prosessor (ikke vist) som beregner et signal <c>meas som representerer den avfølte målvinkelen vekk fra siktet fullstendig med målt støy. Utmatningen fra søkeren 16' summeres ved hjelp av en summerer 18' med utmatningen fra en gyro 20' gjennom et stillingsrefe-ransesystem 22'. Vinkelhastigheten io som avføles av gyroen 20' dvs. <u>meas, integreres av stillingsreferansesystemet 22' til å beregne orienteringen <®>meas for det avfølte legemet. Således blir målingene fra søkeren 16' kombinert med det avfølte legemets orientering <®>meas ved hjelp av summereren 18' til å frembringe målets synslinjemåling CTmeas. (I realiteten blir summeringsoperasjonen utført av søkerproses-soren (ikke vist).)

Et sluttledingsfilter 24' oppløser i faktorer begynnelses-avstanden og tilnærmingshastigheten for å beregne aksele-rasj onskommandoer <A>cmd for et sett av skyveorganer 26' som virker gjennom missilets massesenter 28' til å frembringe endringer i missilets 10' hastighetsvektor som er nødvendige for å treffe målet 12'.

Erfaring har vist at dersom gyro-feil (dvs. takt-feil, skalafaktor-feil, feil innrettinger etc.) dominerer støyen på CTmeas, kan lite gjøres for å forbedre systemets ytelse med filtreringsmetoder. Dette kan fremtvinge visse kompromisser for systemets konstruktør. Fig. 3 er et riss som illustrerer det proporsjonale astro-gasjonskonseptet ifølge foreliggende oppfinnelse. For oppfinnelsens formål er synslinjen 11 fra missilet 10 til en stjerne (eller annet himmellegeme) 13 ialt vesentlig treghetsmessig stabilisert (roterer ikke). Dersom en søker er i stand å se noen stjerner, kunne søkeren levere treghetsreferansen som ellers er tilveiebragt ved hjelp av gyroer i konvensjonelle systemer. Under et tokt der målet 12 bestråles av solen, kunne en synlig billeddanningsavføler levere en stjernebasert treghetsreferanse og følge et mål samtidig. Synslinjevinkelen a mellom synslinjen 11 til stjernen 13 og synslinjen 15 til målet 12 kunne måles av følgeren uten å referere til gyroutmatningene. En ytterligere bonus ville være at virkningen av feiltilpasninger mellom gyroen og søkeren med hensyn til leding ville bli minimalisert. Dette betyr at midlertidig tilpasnings-/ og skalafaktorproblemer reduseres når leding ikke lenger avhenger av gyrodata. Selv om gyro fortsatt kan behøves for stillingsstyrings-tilbakekobling og rulleorientering, vil disse anordninger ikke behøves for sluttleding. Fig. 4 er et illustrerende blokkskjema over et terminal-ledings-system 14 som er muliggjort ved læren ifølge den foreliggende oppfinnelse.

Søkeren 16 må være istand til nøyaktig oppløsning av stjerner og mål og er derfor, i den foretrukne utførelsesf orm en synlig eller ultrafiolett avføler. Som vist i fig. 5 kunne søkeren 16 og summereren 18 realiseres med en avføler 17 med stor aperatur synlig og en prosessor 19. Søkeren 16 behandler flere datarammer omfattende det sanne måls synslinjevinkel c vekk fra siktet 9 og den sanne stjerne-synslinjevinkel S vekk fra siktet 9 for å skille mellom målet og stjernene og beregne synslinjevinkelen a. Dette oppnås ved å anvende konvensjonelle bildebehandlingsteknikker som realiseres i programvare i søkerprosessoren 19. I den foretrukne utførelsesform innbefatter prosessoren 19 også programvare for å identifisere og portstyre målet og stjernene i henhold til konvensjonelle algoritmer. I alternativet kan et stjernekart anvendes for dette formålet uten å avvike fra den foreliggende oppfinnelses sanne idé og omfang. Uansett blir målporten og stjerneporten fulgt samtidig og uavhengig.

I henhold til den foreliggende lære, blir data fra en enkelt stjerne på en konvensjonell måte behandlet for å gi missil stignings-/ og giringsinformasjon (pitch og yaw). Således tilveiebringer hver stjerne to synslinjevinkler S. Dette gir to dimensjoner av synslinjevinkelen a. Den tredje dimensjo-nen av synslinjevinkelen gis av stignings-/ og giringsdata som er ekstrahert fra målets synslinjevinkler c vekk fra siktet 9. Data fra to stjerner behandles på konvensjonell måte til å gi missilets rulleorientering. Dersom flere stjerner følges samtidig, kan en forbedret treghetsreferanse beregnes ved å ta gjennomsnittet av de vinkelmessige posisjoner av samme. Den vinkelmessige uvisshet i referansen ville da variere som >/n-l, hvor n antallet av stjerner som følges.

Således blir den målte synslinjevinkelen o"meas levert til sluttledingsfilteret 26 og behandlet på en konvensjonell måte til å gi akselerasjonkommandoer for skyveorganet 26 på missilet, slik som omtalt ovenfor.

Sannsynligheten for at stjerner sees av missilet er en funksjon av søkerens følsomhet. Mennesker kan se stjerner så svake som 6. størrelse. Dessverre er der mindre enn 5000 stjerner over himmelhvelvingen som er så klare. Sjansene for at én er i betraktningsf eltet for en søker med et smalt betraktningsfelt (f.eks. l°xl°) er små. En typisk søker kan ha en apertur lik 20 cm, hvilket gir den flere hundre ganger lysinnsamlingsevnen for et menneskelig øye. Derfor kunne missilsøkeren som opererer i det synlige spektrum med rimelighet forventes å se stjerner av 9. eller 10. størrelse. Der finnes grovt regnet 324000 stjerner av 10. størrelse eller klarere i henhold til (Handbook of Optics) av Walter G. Driscoll og William Vaughan (red.), McGraw-Hill, New York, sidene 3-70 (1978). Derfor ville endog en søker med betraktningsfelt (l°xl°) normalt ha flere stjerner av 10. størrelse i sitt betraktningsfelt. Der er områder på himmelen som har få stjerner sammenlignet med gjennomsnittet. Dersom dette er et problem, kan baneforming anvendes til å sikre at der er adekvate stjerner i betraktningsfeltet for å utøve den foreliggende oppfinnelse.

Under et langt engasjement utenfor atmosfæren, kunne synslinjen rotere i betydelig grad, idet søkeren vil rotere for å holde målet i betraktningsfeltet bestandig. Dette kunne bevirke stjernene som følges til å passere ut av betraktningsfeltet. Ettersom samtlig stjerner er like gode treghetsreferanser, byr dette ikke på noe problem sålenge som en annen stjerne allerede følges. På denne måtte kunne synslinjen rotere betydelig, mens treghetsreferansen føres fra stjerne til stjerne. Dettte indikerer at en detaljert stjerne ikke trenger å være nødvendig. Følgeren trenger kun å bestemme at et objekt er en stjerne, for å anvende den som en treghetsreferanse.

Søkeren må være istand til å erverve målet mot en stjernebak-grunn og så å levere kontinuerlige vinkelmessige oppdaterin-ger praktisk talt inntil sammenstøtet inntreffer. Ved ervervelsen fremkommer målet i betraktningsfeltet sammen med flere stjerner. Målet kunne skilles fra disse stjerner ved et antall av metoder. Tenningsstyring kunne levere et kart over målets forventede posisjon mot stjernene som er synlige for søkeren. Et slikt kart ville tillate missilet å finne målet ved å anta at målet var objektet som ikke tilsvarte de kjente stjerner. Dessuten kunne relativ bevegelse og intensitetsvekst anvendes som måter for å bestemme hvilket objekt som er målet. Såsnart målet bestemmes, antas samtlige andre objekter å være stjerner. Desto flere stjerner som følges, desto bedre er den treghetsmessige referanse blir levert for leding.

Med et slikt nøyaktig stjernebasert treghetskart, er det mulig å eliminere gyroer fullstendig. En synlig bølgebånd-søker kunne anvendes til å overvåke stjernekartet og tilveiebringe orienteringsinformasjon ved kontinuerlig å følge kjente stjerneplasseringer under midtkursleding. Dersom søkerrammetakter er. høye nok, kan stjernefølgingsvinkel-informasjon også anvendes til å gi takttilbakekobling til stillingsstyresystemet. Dersom søkeren rettes langs missilets rulleakse, tilsvarer de målte vinkeltakter for de faste stjerner i betraktningsfeltet 5' missilets girings-/ og stigningstakter. Dersom søkerens betraktningsfelt er stort nok, blir det mulig å avføle rulleorienterings-/ og rulle-takter ved å passe på stjerner nær kanten av betraktningsfeltet som roterer om betraktningsfeltets senter.

Kvaliteten av legemstakten fra søkeren avhenger av flere faktorer. Dersom ingen filtrering utføres, kan taktene beregnes ved enkel nummerisk differensiering. Dette ville resultere i hvit takts støy ut fra DC til å halvere søkerens rammetakt. Anta at søkeren oppdaterer med en rammetakt lik f Hertz og nøyaktigheten av en hvilken som helst prøve av Smeas er gitt ved aS. Den enkeltsidige effekts spektraltetthet PSD (PSD=Power Spectral Density) kan beregnes ganske enkelt for stignings-/ og giringslegemstaktene:

i enheter av (radianer/sekund)<2>/Hertz, hvor n er antallet av stjerner som følges.

Ruiletaktmålingen er vanskeligere å kvantifisere ettersom denne avhenger av tilgjengeligheten av stjerner nær kanten av betraktningsfeltet. Når flere stjerner er synlige i betraktningsfeltet, blir det mer sannsynlig at noen vil være nær kanten av betraktningsfeltet. Antar man at der vanligvis er stjerner synlige på motsatte side av betraktningsfeltet, er effektspektraltettheten av rullekanaltaktstøyen enkel å beregne som en funksjon av betraktningsfeltet (FOV=Field-Of-View).

i enheter av (radianer/sekund)<2>/Hertz.

Dette er selvfølgelig en forenklet beregning. Den ignorerer muligheten for at der ikke er noen stjerner nær kanten av betraktningsfeltet når der er få stjerner i betraktningsfeltet .

Proporsjonal astrogasjon eliminerer i alt vesentlig en av hovedkildene til bommingsdistanse i ekso-atmosfæriske av-skjærere. I et konvensjonelt ledingssystem blir legemsstillingen beregnet fra gyrodata. Det vilkårlige hva angår legemsstillingen kan være en begrensende faktor ved leding. Ekesmpelvis er Kalmanledingsfiltere gode med hensyn til å avvise ukorrelert støy. Imidlertid kan et ledingsfilter se virkningen av vilkårlig vandring på synslinjemålingen som et korrelert signal fra oppdatering til oppdatering og vil anta at det representerer et signal istedet for støy. Proporsjonale astrogasjons-synslinjereferanser utsettes for bånd-begrenset støy, men de kan ikke drive. Der er intet vilkårlig vandringsfenomen knyttet til proporsjonal astrogasjon.

Således er den foreliggende oppfinnelse blitt beskrevet her med henvisning til en bestemt utførelsesform for en bestemt applikasjon.

Selv om den foreliggende oppfinnelse er beskrevet her med henvisning til illustrerende utførelsesformer for bestemte applikasjoner, vil det forstås at oppfinnelsen ikke er begrenset til dette.

De som har ordinær fagkunnskap og tilgang til den foreliggende lære vil forstå muligheten av ytterligere modifikasjoner, applikasjoner og utførelsesformer innenfor omfanget av oppfinnelsen.

Eksempelvis trenger stjernefølging og målfølging ikke å utføres av samme maskinvare. Dersom eksempelvis søkeren var i den infrarøde midtbølge-regionen, er der få klare stjerner. En 20-cm's søker kan kun være istand til å finne et dusin eller to av stjerner over hele himmelen. I dette tilfellet kunne et synlig kamera som tilføyes til å foreta bare stjernefølgingen forbedre den infrarøde søkeren og fortsatt tillate proporsjonal astrogasjon å bli utført. Behovet for en ytterligere søker i dette tilfellet kunne være en fordel på grunn av at den ville da gi følgeren evnen til å utføre multispektral måldiskriminering. Dessuten kan systemet utformes til å erverve en treghetsreferanse fra andre himmellegemer eller menneskeproduserte legemer uten å avvike fra omfanget av den foreliggende lære.

Det er derfor tilsiktet ved de vedlagte krav å dekke hvilke som helst og alle slike applikasjoner, modifikasjoner og utførelsesformer innenfor omfanget av den foreliggende opp-f innelse.

Claims (8)

1. Sluttledingssystem for lettvektsmissil (10), omfattende: a) et søkermiddel (16) for å tilveiebringe et første signal som indikerer en første vinkel (c) mellom en synslinje (15) fra missilet (10) til et mål (12) og en langsgående akse (9) som strekker seg gjennom missilet (10) og for tilveiebringelse av et andre signal som indikerer en andre vinkel (S) mellom nevnte langsgående akse (9) som strekker seg gjennom missilet (10) og en referanseretning (11), b) et behandlingsmiddel (19) for å beregne synslinjevinkelen (a) mellom synslinjen (15) fra missilet (10) til målet (12) og synslinjen fra missilet (10) til referanseretningen fra nevnte første og andre vinkler (c,S), c) et sluttledingsmiddel (24) for å beregne og tilveiebrigelse akselerasjonskommander fra synslinjevinkelen (a), og d) et fremdriftsmiddel (16) for å endre en hastighetsvektor for missilet (10) som reaksjon på akselerasjonskommandoene, karakterisert ved : e) at referanseretningen (11) er synslinjen (11) mellom missilet (10) og et himmellegeme (13), og f) at behandlingsmidlet (19) innbefatter middel for å diskriminere mellom det første og det andre signalet.

2. Ledingssystem som angitt i krav 1, karakterisert ved at søkermidlet (16) innbefatter en synlig søker (17).

3. Ledingssystem som angitt i krav 1, karakterisert ved at søkermidlet (16) innbefatter en ultrafiolett søker.

4 . Ledingssystem som angitt i ett av kravene 1-3, karakterisert ved at behandlingsmidlet (19) innbefatter et middel for å følge målet (12) og for å identifiserie det første signalet.

5 . Ledingssystem som angitt i ett kravene 1-4, karakterisert ved at behandlingsmidlet (19) innbefatter et middel for å følge nevnte himmellegeme (13) og for å identifisere det andre signalet.

6. Fremgangsmåte for å tilveiebringe sluttleding for et lettvektsmissil (10), innbefattende trinnene: a) å tilveiebringe et første signal som indikerer en første vinkel (c) mellom en synslinje (15) fra missilet (10) til et mål (12) og en langsgående akse (9) som strekker seg gjennom missilet (10) og for tilveiebringelse av et andre signal som indikerer en andre vinkel (S) mellom den langsgående aksen (9) som strekker seg gjennom missilet (10) og en referanseretning (11), b) å beregne synslinjevinkelen (a) mellom synslinjen (15) fra missilet (10) til målet (12) og synslinjen fra missilet (10) til referanseretningen fra nevnte første og andre vinkler (e ,S ), c) å beregne og tilveiebringe akselerasjonskommandoer fra synslinjevinkelen (a), og d) a endre en hastighetsvektor for missilet (10) som reaksjon på akselerasjonskommandoene, karakterisert ved : e) at referanseretningen (11) er synslinjen (11) mellom missilet (10) og et himmellegeme (13), og f) at trinn b) innbefatter trinnet å diskriminere mellom det første og det andre signalet.

7. Fremgangsmåte som angitt i krav 6, karakterisert ved at trinn a) innbefatter trinnet å følge flere himmellegemer (13) samtidig for å tilveiebringe flere signaler som indikerer flere vinkler mellom den langsgående aksen (9) som strekker seg gjennom missilet (10) og den respektive synslinje (11) mellom missilet (10) og himmellegemene (13).

8. Fremgangsmåte som angitt i krav 7, karakterisert ved at trinn a) innbefatter trinnet å ta gjennomsnitt av nevnte flertall av vinkler for å beregne den andre vinkelen.