ABFANGFLUGKÖRPER UND VERFAHREN ZU DESSEN LENKUNG

Beschreibung

[0001] 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.

[0002] 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.

[0003] Die EP 2 423 774 A1 beschreibt ein Verfahren zur Führung eines Flugkörpers zu einem Ziel, dessen möglicher Zielort durch Nicht-Gaußsche Statistiken beschrieben ist. Aus der DE 10 2010 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.

[0004] 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.

[0005] 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.

[0006] 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.

[0007] 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.

[0008] 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.

[0009] 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.

[0010] 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.

[0011] 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.

[0012] 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.

[0013] 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.

[0014] 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.

[0015] 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.

[0016] 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.

[0017] Gemäß der Erfindung wird aufgrund der laufend aktualisierten Steuerparameter und deren Verwendung zur realen Lenkung eine verbesserte Lenkung des Abfangflugkörpers zum Ziel hin erreicht.

[0018] 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.

[0019] 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 M PC-Verfahrens.

[0020] 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.

[0021] 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):

[0022] 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.

[0023] In einem Schritt d3) wird eine mögliche Zielflugbahn des Ziels auf Basis hypothetischer Manöver des Ziels prädiziert.

[0024] 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.

[0025] 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.

[0026] 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 MPC-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.

[0027] 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.

[0028] 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.

[0029] 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.

[0030] 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.

[0031] 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.

[0032] 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.

[0033] 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.

[0034] 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.

[0035] Das Verfahren kann somit auch als "Model Predictive Guidance (MPG)" bezeichnet werden.

[0036] 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-Interceptor).

[0037] 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).

[0038] 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.

[0039] 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.

[0040] 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.

[0041] 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.

[0042] 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.

[0043] Diese Strategie der Ersetzung des aktuellen Parametervektors gemäß der genannten Alternativen kann auch für verschiedene Verfahrensdurchläufe des MPC-Verfahrens variiert werden.

[0044] 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.

[0045] 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.

[0046] 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.

[0047] 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.

[0048] 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.

[0049] 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.

[0050] 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.

[0051] 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.

[0052] 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.

[0053] 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 MPC-Verfahren. Auch hierdurch ist eine besonders schnelle Reaktion auf hochagile Ziele möglich, sodass diesen durch den Abfangflugkörper besonders gut gefolgt werden kann.

[0054] 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.

[0055] Der Abfangflugkörper und zumindest ein Teil dessen Ausführungsformen sowie die jeweiligen Vorteile wurden sinngemäß bereits im Zusammenhang mit dem erfindungsgemäßen Verfahren erläutert.

[0056] 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".

[0057] 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.

[0058] 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.

[0059] 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.

[0060] 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.

[0061] 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).

[0062] 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).

[0063] 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.

[0064] 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.

[0065] 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.

[0066] 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.

[0067] 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.

[0068] 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.

[0069] 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.

[0070] 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.

[0071] 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.

[0072] 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.

[0073] 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.

[0074] 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.

[0075] 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.

[0076] 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.

[0077] 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.

[0078] Da das Endekriterium 38 erreicht ist, wird zu Schritt a) zurückgekehrt, um einen neuen Satz 16 zu berechnen.

[0079] Das Verfahren endet bzw. wird abgebrochen, wenn die Midcourse Phase PM beendet ist.

[0080] 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.

[0081] 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.

[0082] 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.

[0083] 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

[0084] 

2

Abfangflugkörper

4

Triebwerk

6

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

Ansprüche

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 optimierte Steuerparameter (SP) in den aktuellen Parametervektor (10) übernommen werden, nachdem diese aus dem Optimierungsverfahren (14) vorliegen, dadurch gekennzeichnet, dass neu erkannte Informationen zur Bewegung des Ziels und/oder Informationen zum Flug des Abfangflugkörpers in das Optimierungsverfahren einbezogen werden, sobald diese 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 MPC-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 MPC-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.

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
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.

Claims

1. Method for steering a steerable interceptor missile (2) powered by an engine (4) for intercepting a moving target (8) during a midcourse phase (PM) of the interception,

wherein the interceptor missile (2) is steered by means of real steering commands (6), which are generated at respective steering times on the basis of free control parameters (SP), which are available in the form of a current parameter vector (10),

wherein the free control parameters (SP) are constantly and/or repetitively optimized in the course of the midcourse phase (PM) by means of an optimization procedure (14) for optimizing the control parameters (SP),

wherein the optimization procedure (14) takes place in parallel with the actual steering,

wherein optimized control parameters (SP) are taken into the current parameter vector (10) once they are available from the optimization procedure (14), characterized in that newly detected information about the movement of the target and/or information about the flight of the interceptor missile are included in the optimization procedure as soon as they are available.

2. Method according to Claim 1,
characterized in that

during the midcourse phase (PM) the following optimization procedure (14) is performed:

a) a predeterminable parameter vector (15) is selected as the current candidate (12) of a model predicted control (MPC) optimization procedure (14) to determine improved control parameters (SP);

b) in the MPC optimization procedure (14), a set (16) of possible candidates (18a-c) for an improved parameter vector (10) with associated quality values (20a-c) is determined as follows:

c1) based on the current candidate (12), a modified zero effort miss (ZEM) procedure (22) is performed as follows:
d1) at each step time (t1-3) iterative predictions are made as follows:

d2) a possible interceptor trajectory (24) of the interceptor missile (2), taking into account virtual steering commands (7) of the interceptor missile (2) based on the current candidate (12), d3) a possible target trajectory (28) of the target (8) based on hypothetical manoeuvres (26) of the target (8),

d4) steps d2) to d3) are repeated iteratively until a ZEM approach (30) of the interceptor trajectory (24) and the target trajectory (28) is achieved,

c2) on the basis of the results (32) of the ZEM procedure (22), a current quality value (33) is determined on the basis of a quality criterion (36) and is assigned to the current candidate (12),

c3) the current candidate (12) is successively placed in the set (16) as the first (18a) or further candidate (18b-c) together with the current quality value (33) as an assigned quality value (20a-c),

c4) if an end criterion (38) of the optimization has not yet been reached:

e1) an MPC search procedure (40) is used to vary the current candidate (12) to a varied candidate (42),

e2) the varied candidate (42) is henceforth adopted as the current candidate (12) and the procedure continues with step c1),

c5) if the end criterion (38) is achieved, the procedure proceeds as follows:

(f) it returns to step (a),

wherein during the midcourse phase (PM) at predeterminable correction times (TK) one of the candidates (18a-c) is selected according to a correction criterion (44) and the current parameter vector (10) is replaced by the selected candidate (18a-c) in order to transfer optimized control parameters (SP) into the current parameter vector (10) as a result.

3. Method according to Claim 2,
characterized in that
achievement of the end criterion (38) in step c5) is selected as the correction time (TK) and the candidate (18a-c) from the set (16) to which the best quality value (20a-c) is assigned is selected as the correction criterion (44).

4. Method according to Claim 2 or 3,
characterized in that
step c3) is selected as the correction time (TK) and additionally in step c3) the current candidate (12) just stored as a candidate (18a-c) is also adopted as the current parameter vector (10) as the correction criterion (44) if its assigned quality value (20a-c) is the best of all quality values (20a-c) available in the set (16) so far.

5. Method according to any one of Claims 2 to 4, characterized in that
in step e1) the variation to a varied candidate (42) is carried out at least partially based on the candidates (18a-c) so far and the quality values (20a-c) thereof.

6. Method according to any one of Claims 2 to 5, characterized in that
the quality criterion (36) contains at least as a subcriterion: a minimum deviation from the target (8), a maximum final speed when hitting the target (8), a minimum remaining flight time to the target (8), and a desired angle of impact on the target (8).

7. Method according to any one of Claims 2 to 6, characterized in that
in step a) a currently predicted remaining flight time (Tgo) of the interceptor missile (2) until the end of the mission thereof is additionally determined.

8. Method according to Claim 7,
characterized in that
a parameter vector for which at least one of the free parameters (SP) is a value oriented to the remaining flight time (Tgo) or a sequence of subvalues (SP3a-e) oriented to the remaining flight time is used as the current parameter vector (10).

9. Method according to Claim 8,
characterized in that
for the variant of a sequence of subvalues (SP3a-e):
in step d2) the predicted remaining flight time (Tgo) is taken into account in such a way that it is divided into a predeterminable number of time periods in the ZEM procedure (22), and for each time period a respective different one of the subvalues (SP3a-e) is taken into account

10. Method according to any one of Claims 7 to 9,
characterized in that
at least one of the values or subvalues (SP3a-e) is an ignition time of a respective first or further combustion stage of one or more engines (4) of the interceptor missile (2), said ignition time being dependent on the remaining flight time (Tgo).

11. Method according to any one of Claims 7 to 10, characterized in that
at least one of the values or subvalues (SP3a-e) is a thrust control value for an engine (4) of the interceptor missile (2) controllable with respect to its thrust, said thrust control value being dependent on the remaining flight time (Tgo).

12. Method according to any one of Claims 7 to 11, characterized in that
at least one of the subvalues (SP3a-e) is a control value for a lateral acceleration element of the interceptor missile (2), said control value being dependent on the remaining flight time (Tgo).

13. Method according to any one of Claims 2 to 12, characterized in that
a parameter vector which contains at least two trajectory angles for the trajectory of the interceptor missile (2) as two free parameters (SP1,2) is selected as the current parameter vector (10).

14. Method according to any one of the preceding claims, characterized in that
the method is designed for an interceptor missile (2), the engine (4) of which is a solid booster or a dual-pulse engine or a steerable engine.

15. Interceptor missile (2) which is propelled by an engine (4) and is steerable by means of real steering commands (6) and is used to intercept a target (8), and which contains a respective current parameter vector (10) of free control parameters (SP) for the interceptor missile (2) and contains a control and evaluation unit (50) which is set up to carry out the method according to any one of Claims 1 to 14.

Revendications

1. Procédé de pilotage d'un missile intercepteur orientable (2) entraîné par un moteur (4) et destiné à intercepter une cible mobile (8) pendant une phase intermédiaire (PM) de l'interception,

le missile intercepteur (2) étant dirigé à l'aide d'instructions de direction réelles (6) qui sont générées à des instants de direction respectifs sur la base de paramètres de commande libres (SP) qui se présentent sous la forme d'un vecteur de paramètres actuel (10),

les paramètres de commande libres (SP) étant optimisés de manière permanente et/ou répétée au cours de la phase intermédiaire (PM) à l'aide d'un procédé d'optimisation (14) destiné à optimiser les paramètres de commande (SP),

le procédé d'optimisation (14) se déroulant parallèlement à la direction proprement dite,

des paramètres de commande optimisés (SP) étant incorporés dans le vecteur de paramètres actuel (10) après que ceux-ci sont disponibles par le biais du procédé d'optimisation (14), caractérisé en ce que des informations nouvellement acquises sur le mouvement de la cible et/ou sur le vol du missile intercepteur sont incluses dans le procédé d'optimisation dès qu'elles sont disponibles.

2. Procédé selon la revendication 1,
caractérisé en ce que

un procédé d'optimisation (14) suivant est mis en œuvre pendant la phase intermédiaire (PM) :

a) un vecteur de paramètres spécifiable (15) est choisi comme candidat actuel (12) d'un procédé d'optimisation de type Model Predicted control (MPC) (14) pour déterminer des paramètres de commande (SP) améliorés,

b) dans le procédé d'optimisation MPC (14), un ensemble (16) de candidats possibles (18a-c) pour un vecteur de paramètres amélioré (10) auquel sont associés des valeurs de qualité (20a-c) est déterminé de la manière suivante :

c1) sur la base du candidat actuel (12), un procédé modifié de type Zero Effort Miss (ZEM) (22) est mis en œuvre de la manière suivante :

d1) à des instants de pas respectifs (t1-3), il est prédit de manière itérative ce qui suit :

d2) une trajectoire d'interception possible (24) du missile intercepteur (2) avec prise en compte des instructions de direction virtuelles (7) du missile intercepteur (2) sur la base du candidat actuel (12),

d3) une trajectoire de cible possible (28) de la cible (8) sur la base de manoeuvres hypothétiques (26) de la cible (8),

d4) les étapes d2) à d3) sont répétées de manière itérative jusqu'à qu'une approximation ZEM (30) de la trajectoire d'interception (24) et de la trajectoire de cible (28) soit atteinte,

c2) sur la base des résultats (32) du procédé ZEM (22), une valeur de qualité actuelle (33) est déterminée à l'aide d'un critère de qualité (36) et est associée au candidat actuel (12),

c3) le candidat actuel (12) est successivement stocké dans l'ensemble (16) en tant que premier candidat (18a) ou autre candidat (18b-c) conjointement avec la valeur de qualité actuelle (33) en tant que valeur de qualité associée (20a-c),

c4) si un critère de fin (38) de l'optimisation n'est pas encore atteint :

e1) le candidat actuel (12) est modifié en un candidat modifié (42) à l'aide d'un procédé de recherche MPC (40),

e2) le candidat modifié (42) est désormais adopté comme candidat actuel (12) et l'étape c1) est poursuivie,

c5) si le critère de fin (38) est atteint, la procédure se poursuit de la manière suivante :

f) le retour à l'étape a) est effectué,

pendant la phase intermédiaire (PM) à des instants de correction spécifiables (TK), l'un des candidats (18a-c) est sélectionné selon un critère de correction (44) et le vecteur de paramètres actuel (10) est remplacé par le candidat sélectionné (18a-c) afin d'adopter ainsi des paramètres de commande optimisés (SP) dans le vecteur de paramètres actuel (10).

3. Procédé selon la revendication 2,
caractérisé en ce que
l'atteinte du critère de fin (38) à l'étape c5) est sélectionnée comme instant de correction (TK) et le candidat (18a-c) de l'ensemble (16) auquel la meilleure valeur de qualité (20a-c) est associée est sélectionné comme critère de correction (44).

4. Procédé selon la revendication 2 ou 3,
caractérisé en ce que
l'étape c3) est sélectionnée comme instant de correction (TK) et à l'étape c3) le candidat actuel (12) qui vient d'être mémorisé en tant que candidat (18a-c) est également adopté comme vecteur de paramètres actuel (10) en plus du critère de correction (44), si sa valeur de qualité associée (20a-c) est la meilleure de toutes les valeurs de qualité (20a-c) présentes jusqu'à présent dans l'ensemble (16).

5. Procédé selon l'une des revendications 2 à 4, caractérisé en ce que
à l'étape e1) la modification en un candidat modifié (42) est effectuée au moins partiellement sur la base des candidats précédents (18a-c) et de leurs valeurs de qualité (20a-c).

6. Procédé selon l'une des revendications 2 à 5, caractérisé en ce que
le critère de qualité (36) contient au moins comme critère partiel : une déviation minimale par rapport à la cible (8), une vitesse finale maximale lors de l'impact sur la cible (8), un temps de vol restant minimal jusqu'à la cible (8), un angle d'impact souhaité sur la cible (8).

7. Procédé selon l'une des revendications 2 à 6, caractérisé en ce que
à l'étape a), un temps de vol restant (Tgo) actuellement prédit du missile intercepteur (2) jusqu'à la fin de sa mission est en outre déterminé.

8. Procédé selon la revendication 7,
caractérisé en ce que
le vecteur de paramètres actuel (10) utilisé est celui dans lequel au moins un des paramètres libres (SP) est une valeur basée sur le temps de vol restant (Tgo) ou une séquence de valeurs partielles (SP3a-e) basée sur le temps de vol restant.

9. Procédé selon la revendication 8,
caractérisé en ce que
pour la modification d'une séquence de valeurs partielles (SP3a-e) :
à l'étape d2), le temps de vol restant prédit (Tgo) est pris en compte de manière à être divisé en un nombre spécifiable de périodes dans le procédé ZEM (22) et une autre des valeurs partielles (SP3a-e) est prise en compte pour chaque période.

10. Procédé selon l'une des revendications 7 à 9, caractérisé en ce que
au moins une des valeurs ou valeurs partielles (SP3a-e) est un instant d'allumage, dépendant du temps de vol restant (Tgo), d'un premier étage de combustion respectif ou d'un autre étage de combustion respectif d'un ou plusieurs moteurs (4) du missile intercepteur (2) .

11. Procédé selon l'une des revendications 7 à 10, caractérisé en ce que
au moins une des valeurs ou valeurs partielles (SP3a-e) est une valeur de commande de poussée, dépendant du temps de vol restant (Tgo), pour un moteur (4) du missile intercepteur (2) qui peut être commandé en termes de force de poussée.

12. Procédé selon l'une des revendications 7 à 11, caractérisé en ce que
au moins une des valeurs partielles (SP3a-e) est une valeur de commande, dépendant du temps de vol restant (Tgo), pour un élément d'accélération transversale du missile intercepteur (2).

13. Procédé selon l'une des revendications 2 à 12, caractérisé en ce que
le vecteur de paramètres actuel (10) est choisi pour être celui qui contient au moins deux angles de trajectoire pour la trajectoire du missile intercepteur (2) en tant que deux paramètres libres (SP1,2).

14. Procédé selon l'une des revendications précédentes,
caractérisé en ce que
le procédé est conçu pour un missile intercepteur (2) dont le moteur (4) est un propulseur à combustible solide ou un moteur à deux impulsions ou un moteur commandable.

15. Missile intercepteur (2), qui est propulsé par un moteur (4) et est orientable sur la base d'instructions de direction réelles (6) et est utilisé pour intercepter une cible (8), qui contient un vecteur de paramètres actuel (10) de paramètres de commande libres (SP) destiné au missile intercepteur (2) et qui contient une unité de commande et d'évaluation (50) qui est conçue pour mettre en œuvre le procédé selon l'une des revendications 1 à 14.

Zeichnung