KR20230100722A - 요격 미사일 및 그 유도 방법 - Google Patents

Abstract

요격의 중간 궤적 단계(PM) 동안, 움직이는 목표물(8)을 요격하기 위한 유도 가능한 요격 미사일(2)의 유도 방법으로서, 요격 미사일은 엔진(4)에 의해 구동되고, 요격 미사일은 자유 제어 파라미터들(SP)에 기초하여 각각의 유도 시간에 생성되는 실제 유도 명령들의 도움으로 유도되고, 상기 자유 제어 파라미터들은 현재 파라미터 벡터(10)의 형태이며, 자유 제어 파라미터들(SP)은 중간 궤도 페이즈(PM) 동안 제어 파라미터들(SP)을 최적화하기 위한 최적화 방법(14)의 도움으로 연속적으로 및 반복적으로 최적화되고, 상기 최적화 방법(14)은 실제 유도와 병렬로 수행되고, 목표물(8)의 이동에 대한 새로 습득된 정보 및/또는 요격 미사일(2)의 비행에 대한 정보는 상기 정보가 이용가능한 즉시 최적화 방법(14)에 사용되며, 그리고 최적화된 제어 파라미터들(SP)은 상기 최적화된 제어 파라미터들이 최적화 방법(14)에 의해 제공된 후 현재 파라미터 벡터(10)에 수용된다. 요격 미사일(2)은 현재 파라미터 벡터(10) 및 본 발명에 따른 방법을 수행하기 위한 제어 및 평가 유닛(50)을 포함한다.

Description

요격 미사일 및 그 유도 방법

본 발명은 요격의 중간 궤도 페이즈 동안, 움직이는 목표물, 특히 목표물 미사일을 요격하기 위해 엔진에 의해 추진되는 유도 가능한 요격 미사일을 유도하는 것에 관한 것이다.

요격 미사일은 움직이는 목표물, 특히 접근하는 목표물 미사일을 방어하기 위해 발사된다. 요격 미사일이 발사 기지를 떠나 대략 목표물을 향해 대략 비행을 시작하는 발사 페이즈 후에, 비행의 중간 궤도 페이즈가 이어진다. 이는 대부분의 거리를 목표물까지 이동하고, 특히 요격 미사일의 온-보드 시스템(on-board systems)이 중간 궤도 페이즈 이후의 엔드 게임(endgame)에서 목표물을 정확하게 타격할 수 있을 정도로 가까이 접근하는 역할을 한다.

DE 10 2010 032 281 A1로부터 엔진에 의해 추진되는 유도된 미사일을 제어하기 위한 방법이 공지되어 있는데, 유도 미사일의 프로세스 수단은 비행 중에 목표 지점까지의 궤적의 궤적 특성을 계산하고 궤적 속성에 따라 유도 미사일의 비행을 제어한다. 궤적 특성을 계산할 때, 유도된 미사일의 대기 속도에 영향을 미치고 프로세스 수단에 의해 제어되는 무유도 비행 프로세스(unguided flight processes)가 고려된다. 절차 수단에 의해 제어되는 미래 또는 현재 비행 프로세스를 비례 항법에 기초한 비행 제어에 포함시키는 것은 가능하지만, 복잡하다. 절차 수단이 비례 항법 대신에 미스-포인트(miss-point) 항법, 특히 제로 에포트 미스(ZEM: Zero Effort Miss) 항법이라고 불리는 기술을 사용하는 경우, 그러한 포함이 더 쉽다.

본 발명의 목적은 움직이는 목표물에 대한 비행의 중간 궤도 페이즈(midcourse phase)에서 요격 미사일 또는 요격 미사일의 유도에 관한 개선을 제안하는 것이다.

상기 목적은 엔진에 의해 추진되는 유도 가능한 요격 미사일을 유도하기 위한 청구항 1에 따른 방법에 의해 달성된다. 본 발명의 바람직한 또는 유리한 실시 형태들, 및 본 발명의 다른 카테고리들은, 다음 설명 및 첨부된 도면의 추가 청구항들로부터 발생한다.

요격 미사일 또는 그 비행은 움직이는 목표물, 특히 목표물 미사일을 요격하는 데 사용된다. 유도 방법(steering method)은 모델 예측 가이딩(model predictive guiding)으로 지칭될 수 있다. 그것은 요격의 중간 궤도 페이즈 동안 수행된다. 중간 궤도 페이즈는 요격 미사일의 발사에서 엔드 게임(endgame) 진입까지의 요격 미사일의 비행의 페이즈(phase)이다. 엔드 게임은 온-보드 호밍 센서(on-board homing sensors)(시커 헤드(seeker head))의 활성화로 시작된다. 중간 궤도 페이즈 동안, 목표물 데이터는 특히 상위 무기 시스템의 센서에서 발생하며 데이터 링크(data link)를 통해 요격기로 전송된다. 목표물에 대한 원하는 성공적인 타격은 임무의 끝을 나타낸다. 또는, 목표에 도달할 수 없거나 최종적으로 빗맞히거나 엔드 게임에 진입할 수 없거나 또는 다른 이유로 요격이 중단되거나 종료되는 경우 임무 종료(미션 종료)가 발생한다. 그 다음 제안된 제어 절차도 종료된다.

요격 미사일은 실제로 또는 사실상 다음과 같이 유도된다: 각각의 유도 시간에서, 요격 미사일은 요격 미사일의 비행 시간에 현재 이용 가능하며, 파라미터 벡터의 형태로 이용 가능한 자유 제어 파라미터들에 기초하여 자체적으로 실제 유도 명령들을 생성한다. "실제"는 요격 미사일이 이러한 방식으로 생성된 이러한 유도 명령들의 도움으로 실제로 유도된다는 것을 의미한다. 선택적으로, 파라미터 벡터의 일부가 아닌, (자유) 파라미터들과 같이, 추가 값들이 유도 명령들에 도입될 수도 있다. 이 방법은 요격 미사일이 중간 궤도 페이즈에 진입할 때, 즉 이미 비행 중일 때, 또는 이 시점부터 적절하게 중간 궤도 페이즈의 종료 또는 그 이후까지 편리하게, 요격 미사일에 사용 가능한 자유 제어 파라미터의 현재 파라미터 벡터가 항상 존재하며, 이로부터 실제 유도 명령들이 생성된다고 가정한다. 이 파라미터 벡터는 특히 유도에 적합한 초기 값을 형성하며, 아래에 설명된 바와 같이, 가능하게는 최적화에도 적합할 수 있다.

자유 제어 파라미터는 제어 파라미터를 최적화하기 위한 최적화 절차의 도움으로 중간 궤도 페이즈 동안 연속적으로 및/또는 반복적으로 최적화된다. 이 최적화 또는 최적화 절차는 실제 유도와 병행하여 수행된다. 이는 현재 파라미터 벡터(실제 유도 기준)의 제어 파라미터가 초기에는 변경되지 않고 유지된다는 것을 의미하는 것으로 이해할 수 있다. 이 경우, 현재 유도에 사용되는 파라미터들은 직접적으로 최적화되지 않지만, 비유적으로 말하자면, 이러한 제어 파라미터들의 사본 또는 이미지, 또는 파라미터 벡터는 실제 유도 절차 밖에서 최적화된다. 이와 관련하여, 최적화는 실제 유도와 독립적으로 이루어질 수도 있으며, 처음에는 병렬로 이루어지는 최적화의 영향을 받을 필요가 없다.

새로 탐지된 목표물의 움직임에 관한 정보 및/또는 요격 미사일의 비행에 관한 정보는 이용 가능한 한 즉시 최적화 절차에 포함된다. 따라서 최적화 절차는 항상 현재 임무의 상황에 대한 가장 최신의 가장 잘 이용 가능한 데이터를 기반으로 할 수 있다.

그 다음 최적화된 제어 파라미터들은. 특히 최적화 방법의 결과로 이용 가능한 즉시 현재 파라미터 벡터로 전송된다. 최적화된 파라미터들이 실제 유도의 기초를 이루는 현재 파라미터 벡터로 전달된 경우에만, 최적화된 제어 파라미터가 실제 유도에 영향을 미친다. 위의 내용에서 알 수 있듯이, 파라미터 벡터의 최적화된 사본만이 유도에 실제로 사용되는 파라미터 벡터에 통합, 전송 또는 인계된다.

본 발명은 다음과 같은 핵심 아이디어에 기초한다:

요격 미사일은 이동 및 특히 (잠재적으로) 기동하는 목표물을 타격하기 위해 중간 궤도 페이즈에서 유도된다. 이를 위해, 실제 유도 명령은 자유 (제어) 파라미터들의 벡터(파라미터 벡터)로부터 계산된다. 이러한 자유 파라미터들은 목표물 궤적 각도일 수 있지만, 횡방향 가속도에 대한 설정점이 될 수도 있다. 또한, 다단 스테이지 엔진의 경우, 각 스테이지의 점화 타이밍이 자유 파라미터로서 취급될 수 있거나, 제어 가능한 엔진의 경우, 목표 추력 또는 이산-시간(discrete-time) 목표물 추력 프로파일로 취급될 수 있다. 본 발명은 이러한 자유 파라미터들이 중간 궤도 페이즈 중에 파라미터 최적화를 위한 검색 방법을 사용하여 연속적으로 및/또는 반복적으로 최적화된다는 아이디어에 기초한다. 이 최적화는 실제 유도와 독립적으로 그리고 병렬로 이루어진다. 목표물 이동 또는 요격기(요격 미사일)의 비행 궤적에 대한 새로운 정보를 이용할 수 있을 때마다, 이 새로운 정보는 더 나은, 이상적으로 최적의 파라미터를 결정하기 위해 최적화에 포함된다. 개선된 파라미터는 사용 가능한 즉시 실제 유도에 의해 사용된다.

본 발명의 다음의 예시적인 실시 형태들 또는 변형 형태들이 고려될 수 있다:

최적화는 특히 목표물 함수(target function)(품질 함수/기준/품질 값)과 관련하여 수행되며, 이는 또한 목표물과 요격기의 궤적에 대한 ZEM(Zero Effort Miss) 예측에 기초한다. 목표물과 요격기(ZEM)의 가장 가까운 접근에 도달하는 즉시, 예측(수정된 ZEM 방법)이 중단된다. 결과 궤적은 목표물 함수(품질 값)에 의해 평가된다. 예를 들어, 그것은 요격기가 목표물(ZEM)에 얼마나 근접했는지, 궤적의 끝에서 요격기의 속도(엔드게임에서의 기동성), 전투에 걸리는 시간(Tgo), 목표물과 요격기가 만나는 각도 및 다른 서브 기준을 평가한다.

목표물 궤적, 즉 목표물의 궤적의 예측은 특히 적합한 가설에 기초하여 수행된다. 예를 들어, 목표물은 최소 접근 속도에 도달할 때까지 현재 기동을 계속한 다음 최대 추력(회피 기동)으로 직선 비행을 계속한다고 가정할 수 있다. 또는 해당 목표물 기동을 암시하는 가능한 목표물에 대한 정보가 있다. 마찬가지로, 목표물은 탄도 또는 유사 탄도 궤적을 가지고 있다고 가정할 수 있다. 목표물 궤적에 대한 가설은 현재까지의 사전 지식과 목표물 궤적에 대한 관찰에 기초한다. 이것에 대한 광범위한 문헌이 있다. 가설의 형성과 사용은 본 발명의 주제가 아니다.

특히, 요격 궤적의 예측에 있어서, 최적화될 자유 파라미터들은, 예를 들어 미사일의 거동 모델에 의해 목표물의 궤적 각도들 또는 횡방향 가속에 대한 설정점들을 변환함으로써 사용되며, 다단 스테이지 엔진의 경우에는 스테이지들의 점화 시간들이 그에 따라 선택되고, 제어 가능한 엔진의 경우에는 추력 또는 추력 프로필이 그에 따라 조정된다. 특히, 연료 소비 및 질량 손실뿐만 아니라 기존 제한 사항들(최소 및 최대 제어 가능한 추력, 연료 소비 후 추력 없음)도 잘 알려진 ZEM 방법에서 저항과 중력을 고려한다. 특히, 스텝 크기 제어는 엔진 스테이지의 점화 또는 ZEM 달성과 같은 이벤트(events)가 적시에 정확하게 계산되도록 한다.

목표물 함수의 계산은 항상 전투의 상대적으로 복잡한 스텝-크기-제어된 시뮬레이션(step-size-controlled simulation)을 포함하기 때문에, 상대적으로 적은 반복으로 최적 또는 적어도 상당한 개선을 달성하는 검색 방법을 사용하는 것이 특히 유용하다. 이를 위해, 구배 기반 방법(gradient-based methods)은 미분 계수(difference quotients)에 의한 구배 근사치의 필요성 때문에 부적합하다. Nelder Mead에 따른 심플렉스 방법(simplex method)은 매우 견고한 것으로 입증되었다. 이것은 약 60년 동안 종래 기술로 알려져 왔다.

본 발명에 따르면, 지속적으로 업데이트되는 제어 파라미터들과 실제 유도를 위한 사용으로 인해, 목표물을 향한 요격 미사일의 개선된 유도가 달성된다.

방법의 바람직한 실시 형태에서, 다음의 최적화 절차가 수행되며, 단계들 또는 절차는 중간 궤도 페이즈의 끝에서 종료되거나 중단될 수 있다. 그 다음 발사 페이즈(launch phase)와 마찬가지로, 현재 특허 출원의 일부가 아닌 엔드 게임에서 요격 미사일의 유도가 뒤따른다.

단계 a)에서, MPC 최적화 방법(Model Predictive Control)의 현재 후보로서 미리 설정 가능한 또는 미리 설정된 파라미터 벡터가 선택된다. MPC 방법은 미리 설정된 파라미터 벡터와 비교하여 개선된 제어 파라미터의 잠재적인 결정을 위해 사용된다. 따라서 현재 후보는 MPC 방법을 사용하여 제어 파라미터를 최적화하기 위한 시작 값을 형성한다.

단계 또는 절차 섹션 b)에서 개선된 파라미터 벡터에 대한 가능한 후보들(제 1 및 추가 후속 후보들)의 세트는 다음과 같이 MPC 최적화 방법을 수행하거나 수행함으로써 결정된다; 각 후보에는 MPC 절차의 일부로 결정되는 품질 값이 할당된다. 이 세트는 임의의 수의 후보들을 포함할 수 있으며, 예를 들어 더 나은 후보가 있는 경우 항상 대체되는 하나의 후보만 있을 수 있다. 사용될 후보들의 수는 선택된 최적화 방법의 문제일 뿐이다. 물론, 효과적인 방법은 여러 후보들과 함께 작동한다. 예를 들어, Nelder-Mead에 따라 널리 사용되는 방법은 n+1 파라미터 벡터의 심플렉스(simplex)로 작동하며, 여기서 n은 파라미터 벡터의 길이를 나타낸다. 그러나, 이것은 MPG 또는 본 발명의 아이디어에 아무런 역할을 하지 않는다. 현재 파라미터 벡터를 임의로 변경하고 결과를 평가하고 개선의 경우 새로운 현재 파라미터 벡터로 변형을 계속하는 장치에 따른 랜덤 검색의 "무작위(stupid)" 방법도 작동한다. (과도한 컴퓨팅 시간은 제외) 따라서 세트는 특히 1 내지 n개의 후보를 포함하고, 여기서 n은 최적화 방법에 의존하지만, 이는 본 발명의 주제가 아니다.

절차의 섹션 (b)는 단계 (c1) 내지 단계 (c5)를 포함한다:

단계 또는 절차 섹션 c1)에서, 수정된 ZEM 절차(Zero-Effort-Miss)는 다음과 같이 현재 후보에 기초하여 수행된다. 수정된 ZEM 절차는 단계 d1) 내지 단계 d4)를 포함한다:

단계 또는 절차 섹션 d1)에서, 각 단계 시간에서 다음과 같이 반복 예측이 이루어진다; 절차 단계 d1)은 단계 d2) 내지 단계 d4)를 포함한다:

단계 d2)에서, 현재 후보에 기초하여 요격 미사일의 유도를 고려하여, 요격 미사일의 가능한 요격 궤적이 예측된다. 유도는 가상 유도 명령들에 기초하여 수행되며, 이 명령들은 최적화 절차의 일부로만 생성되지만 요격 미사일의 실제 유도에는 사용되지 않는다. 대신에, 유도 명령들은 예측된 궤도를 가상으로 결정하는 역할을 한다. 그러나, 가상 유도 명령들의 생성은 실제 유도 명령들의 생성과 동일할 수 있다. 이것은 궤적의 실제적인 시뮬레이션(simulation)을 생성한다.

단계 d3)에서, 목표물의 가상 기동에 기초하여 목표물의 가능한 목표물 궤적이 예측된다.

단계 또는 루프 d4)에서, 단계 d2) 내지 단계 d3)은 요격 궤적 및 목표 궤적의 ZEM 접근이 달성될 때까지 반복적으로 반복된다. 루프의 종료 후, ZEM에 도달할 때까지(즉, 요격 미사일이 실제로 예측에 따라 목표물에 도달할 수 있는 경우, 궤적들 사이의 최소 거리, 이상적으로는 0), 두 궤적들(그리고 가능하면 대응하는 잔여 비행 시간, 아래 참조)이 모두 이용될 수 있다. 절차는 이제 단계 c2)에서 다음과 같이 진행된다:

단계 c2)에서, ZEM 절차의 결과(결과는 특히: 궤적, ZEM, ZEM에 도달할 때까지 궤적을 따라 비행의 예측 지속 시간(Tgo) 등임)에 기초하여, 현재 품질 값은 품질 기준에 기초하여 결정되고, 현재 후보에게 할당된다.

단계 c3)에서, 현재 후보는 집합적으로 후보들의 세트에서 첫 번째 또는 추가 후보로서 배치된다. 현재 품질 값은 후보에 품질 값으로 할당되고 세트에도 저장된다. 단계 c3)에 처음으로 도달하면, 후보 및 품질 값으로 구성된 첫 번째 쌍의 값들이 저장되고, 다음 번(아래 참조)에 도달하면, MPC 절차가 완료되어 후보들의 세트가 이용 가능할 때까지, 두 번째, 그 다음 세 번째 등이 저장된다. 예를 들어, 단계 c1) 내지 단계 c4)를 10회 실행한 후, 이들은 품질 값을 갖는 10개의 후보들이다.

단계 c4)에서, 최적화 또는 MPC 최적화 절차의 종료 기준의 가용성이 검사된다. 이것이 아직 달성되지 않은 경우, 즉 MPC 최적화 절차가 세트의 현재 후보들 또는 후보들에 대한 최적화를 아직 완료하지 않은 경우, 두 단계 e1) 및 e2)가 수행된다:

단계 e1)에서, 현재 후보는 MPC 검색 절차를 이용하여 가변 후보로 변경된다. 따라서 첫 번째 후보는 두 번째 후보가 되고, 두 번째 후보는 세 번째 후보 등으로 된다. 검색 절차는 자유 파라미터들의 수치 최적화에 사용된다.

단계 e2)에서, 이후 새롭게 결정된 가변 후보가 현재 후보로 채택되고 절차는 단계 c1)으로 계속되거나 그로 복귀된다.

단계 c4)의 대안인 단계 c5)에서, 즉 종료 기준에 도달하면, 절차는 단계 f)로 계속된다:

단계 (f)에서 절차는 단계 (a)로 돌아가서 계속된다.

전체 중간 궤도 페이즈 또는 전술한 절차 단계들의 실행 중에(어떤 의미에서 이와 평행하게), 현재 이용 가능한 후보들 중 하나가 보정 기준에 따라 미리 설정된 보정 시간에 선택되고 현재 파라미터 벡터가 선택된 후보로 대체된다. 결과적으로, 최적화된 제어 파라미터들이 현재 파라미터 벡터로 전송된다. 이때부터, 실제 유도 명령들의 생성은 수정된 기준, 즉 변경된 파라미터 벡터 또는 목표물 또는 최적화된 제어 파라미터와 관련하여 개선된 파라미터 벡터에 기초하여 발생할 수 있다.

선택적으로, 단계 c3)에서, MPC 절차에서 결정된 하나 이상의 후보들은 폐기 기준(rejection criterion)에 따라 폐기되고 그들의 품질 값과 함께 세트로부터 제거된다. 이러한 방식으로, 세트는 적절하게 작게 유지되고 불필요한 후보들은 제거된다.

따라서 ZEM 방법의 "수정(modification)"은 종래의 또는 알려진 또는 관례적인 ZEM 방법에서 현재 후보 형태로 파라미터 벡터를 사용하는 요격 미사일의 가상 유도뿐만 아니라 목표물의 목표물 궤적의 가상 기동을 모두 고려하도록 하는 것이다.

절차는 발사 후, 즉 요격 미사일이 이미 비행 중일 때 시작된다. 따라서 절차의 시작 시, 발사 페이즈에서 요격 미사일을 유도하는 역할을 하는, 현재 파라미터 벡터가 이미 존재한다고 가정할 수 있다. 따라서 발사 페이즈의 끝에서 현재 파라미터 벡터는 특히 방법의 미리 설정 가능한 파라미터 벡터로 선택될 수 있다.

절차는 중간 궤도 페이즈가 종료되고 엔드 게임 유도가 시작될 때 종료될 수 있다. MPC 및 ZEM 방법 모두 종래 기술에서 다양한 형태로 공지되어 있으므로 본 명세서에서는 이들에 대해 더 상세히 설명하지 않는다. 각각의 공지된 개별 방법들의 임의의 표현들이 본 발명의 실시 형태들에서 사용되고 결합될 수 있다. 특히, 예를 들어 ZEM 방법에서 예측 스텝 사이즈의 제어는, 예를 들어 목표물에 접근할 때 시간 스텝이 더 작아지는 방식으로 공지된 절차에 따라 수행된다. 목표물의 적합한 "가상 기동"은 특히: 가속되지 않은 이동(제로 노력), 탄도 궤적 프로파일, 알려지거나 의심되는 회피 기동 또는 목표물에 대한 기타 선험적 지식이다. 요격 미사일 및/또는 목표물의 궤적을 결정할 때, 자유 파라미터들 외에도, 제어할 수 없는 추력, 연료 소비에 따른 중량 감소, 공기 저항 등과 같은 수동적 효과가 고려된다.

본 발명의 일 실시 형태에 따르면, ZEM(Zero Effort-Miss Steering)은 모델 예측 제어(MPC) 접근법과 결합된다. 요격 미사일의 궤적을 구성하기 위한 제어 파라미터들은 목표물에 대한 예측 모델(단계 d3), 의심되는 기동 등에 기초한 궤적의 예측된 프로파일, 및 요격 미사일(요격기, 단계 d2, 유도 모델에 기초한 궤적의 예측된 프로파일 등)을 사용함으로써, 지속적으로(보정 시간) 및 온라인(즉, 중간 궤도 페이즈 동안, 요격 미사일 자체에 의해)으로 최적화된다.

따라서 이 방법은 "모델 예측 지침(MPG: Model Predictive Guidance)"이라고도 할 수 있다.

이 방법에 따르면, 요격 미사일의 유도를 위해 목표물 가속도(가상 기동)의 추정치를 사용할 수 있다. 제안된 방법은 램제트 구동 기반 요격 미사일(램제트 요격기)과 같이, 제어 가능한 추력 프로파일(자유 파라미터에 따라)로 장거리에 걸쳐 접근하는 미사일의 유도를 위한 시작점을 형성한다.

본 발명의 일 실시 형태에 따르면, 수정된 MPC가 미사일 유도 분야에 적용된다. 본 발명의 일 실시 형태에 따르면, 이러한 방식으로 수정되고 상호작용하는 MPC와 ZEM 예측의 조합은 요격 미사일(요격기)을 유도하게 된다.

본 발명의 일 실시 형태에 따르면, 중간 궤도 페이즈 동안 특히 2개의 절차들 또는 프로세스들이 나란히 또는 병렬로 그리고 특정한 방식으로 서로 독립적으로 실행된다: 제 1 프로세스는 현재 이용 가능한(유도 명령의 생성 순간에) 파라미터 벡터에 기초한 유도 명령들의 생성이다. 제 2 프로세스는 파라미터 벡터의 최적화이다. MPC 방법을 사용하여, 가능한 대체 파라미터 벡터들의 세트가 생성되고 이러한 파라미터 벡터들의 각각은 품질 값으로 평가된다. MPC 방법 내에서, 수정된 ZEM 예측이 사용된다. 제 2 절차에 기초하여, 적절한 경우, 즉 그러한 파라미터 벡터가 발견되면, 최적화된 파라미터 벡터(예를 들어, 유도 명령 생성으로부터l 현재의 벡터에 대응하는, 제 1 파라미터 벡터보다 더 나은 품질 값)가 선택되고 현재 파라미터 벡터는 제 1 프로세스에서 최적화된 파라미터 벡터로 대체된다. 제 1 프로세스에서, 유도 명령들은 개선되고, 대체된 파라미터 벡터에 기초하여 생성된다.

두 프로세스들은, 특히 제 2 프로세스로부터 파라미터 벡터가 나중에 대체되기 전에 하나의 동일한 파라미터 벡터로부터 특정 수의 유도 명령들이 생성된다는 점에서, 서로 독립적으로 실행된다. 그 이유는, 예를 들어 MPC 방법은 개선된 파라미터 벡터를 발견하기까지 일정 시간이 걸리지만, 그 동안 유도 명령들은 더 짧은 간격으로 계속 생성되기 때문이다.

바람직한 실시 형태에서, 위에서 이미 설명한 바와 같이, 단계 a)에서 중간 궤도 페이즈 이전의 발사 페이즈의 마지막 현재 파라미터 벡터가 미리 설정 가능한 파라미터 변수 벡터로 선택된다는 점에서 미리 설정 가능한 파라미터 벡터가 미리 설정된다. 대안적인 실시 형태에서, 목표물에 대한 직접적인 접근의 예측에 대응하는 파라미터 벡터가 선택된다. 특히, 이 두 개의 서로 다른 첫 번째 후보들에 기초한 두 개의 MPC 평가들이 수행되고 더 나은 품질 값(품질, 품질 측정)으로 이어지는 파라미터 벡터가 첫 번째 후보로서 선택된다. 이것은 중간 궤도 페이즈에서 MPC 절차를 위한 좋은 시작 조건(starting conditions)을 보장한다.

바람직한 실시 형태에서, 단계 c5)에서의 종료 기준의 달성은 보정 시간으로서 선택되고 - 보정 기준으로서 - 최상의 품질 값이 할당된 세트로부터의 후보가 선택된다. 따라서, 최적화의 종료를 기다렸다가 유도에 사용되는 실제 파라미터 벡터가 교체된다. 이 새로운 파라미터 벡터는 최적화에 기초하여 결정될 수 있는 목표물 유도를 위한 최상(최상의 품질 값)이다.

바람직한 실시 형태에서, 단계 c3)은 보정 시간으로 선택되고 추가로 단계 c3)에서 - 보정 기준으로서 - 현재 후보(그 품질 값과 함께 세트에 후보로서 방금 있었거나 저장되어 있음)는, 할당된 품질 값이 지금까지 세트에서 이전에 있는 모든 품질 값들 중 최상인 경우 현재 파라미터 벡터로서 채택된다. 따라서, 현재 파라미터 벡터의 각각의 업데이트, 즉 유도 명령의 실제 생성에 사용되는 업데이트는, 최적화 절차(단계 c5))의 완료 후뿐만 아니라 이미 그 처리 중에 수행된다. 따라서 최적화는 유도 동작 및 따라서 요격 미사일의 궤적에 더 일찍 통합된다.

언급된 대안에 따라 현재 파라미터 벡터를 대체하는 이 전략은 MPC 절차의 다른 절차 실행에 대해서도 변경될 수 있다.

바람직한 실시 형태에서, 단계 e1)에서 추가 또는 변경된 후보에 대한 변형은 이전 후보들 및 그들의 품질 값들에 기초하여 적어도 부분적으로 수행된다. 따라서 MPC 절차 또는 세트에서 지금까지 결정된 하나 이상의 또는 모든 후보들/품질 값들은 다음 잠재적 후보의 개선된 결정을 가능하게 하기 위해 검색 절차에 사용된다.

바람직한 실시 형태에서, 품질 기준은 적어도 서브 기준으로서 다음을 포함한다: 목표물로부터의 최소 편차(ZEM, 목표물로부터 요격 미사일의 가장 가까운 접근/거리) 및/또는 목표물에 대한 충돌 시 최대 최종 속도 및/또는 목표물까지의 최소 잔여 비행 시간 및/또는 목표물에 대한 원하는 충돌 각도. 해당 서브 기준 또는 그 결과 값들은 궁극적으로 품질 값을 생성하기 위해 특히 할당된 평가 요소들이다. 이러한 모든 서브 기준은 궁극적으로 목표물의 성공적인 접근 또는 가능한 한 효과적인 접근을 위해 결정적이다.

바람직한 실시 형태에서, 상기 방법은 엔진이 고체 부스터(solid booster) 또는 이중 펄스 엔진(dual-pulse engine) 또는 제어 가능한 엔진인 요격 미사일을 위해 구성된다. 고체 부스터의 경우, 이 방법은 특히 단계 d2)에서 중간 궤도 페이즈에 남아 있는 잔여 연소 시간을 고려한다. 이중 펄스 엔진의 경우, 특히 두 번째 엔진 스테이지의 점화를 위한 점화 타이밍은 파라미터 벡터에서 자유 파라미터로서 고려되며 특히 MPC 방법의 프레임워크 내에서 최적화된다. 예를 들어, 램제트와 같은 제어 가능한(또는 조정 가능한) 엔진의 경우, 특히 추력 제어 값 또는 시간 경과에 따른 추력 제어 값의 프로파일은 파라미터 벡터에서 자유 제어 파라미터로서 고려되며 특히 최적화된다. 세 가지 변형 형태들 모두에 대해, 특히 연료 소비에 따라 감소하는 요격 미사일의 중량은 단계 d2)에서 고려된다.

바람직한 실시 형태에서, 임무 종료까지의 요격 미사일의 현재 예측된 잔여 비행 시간은 단계 a)에서 추가로 결정된다. 임무의 종료는 특히 목표물에 대한 타격 또는 목표물까지의 최소 거리(ZEM)에 도달하는 것이다. 이 잔여 비행 시간(또는 "Tgo")은 선택적으로 자유 제어 파라미터 및/또는 품질 기준(예를 들어 가능한 가장 짧은 잔여 비행 시간) 및/또는 ZEM 방법에서 스텝 크기를 결정하기 위한 서브 기준으로 사용될 수 있다. ZEM 예측의 일부로서, 현재 잔여 비행 시간, 즉 ZEM에 도달하는 시간을 결정할 수도 있다.

이 실시 형태의 바람직한 변형 형태에서, 자유 파라미터들 중 적어도 하나가 잔여 비행 시간에 지향되는(oriented) 값이거나 또는 잔여 비행 시간에 지향되는 서브 값들의 시퀀스인 파라미터 벡터가 현재 파라미터 벡터로서 사용되며 따라서 특히 미리 결정 가능한 파라미터 벡터 및/또는 현재 후보 등으로서도 사용된다. 적절한 값은 예를 들어 앞서 언급한 이중-펄스 엔진의 점화 시간이다. 예를 들어, 제어 가능한 엔진의 추력 제어 값(자유 파라미터로서)에 대해 서브 값들의 시퀀스가 다음과 같이 선택된다: 최적화 방법에서, 목표물까지 잔여 비행 시간은 n, 예를 들어 n=5로, 특히 동일하게 긴 시간 구간들로 분할되며, 각 시간 구간에는 특정 추력 제어 값이 서브 값으로서 일정하게 할당된다. 최적화 방법에서는, n단계 또는 5단계(시간 구간에 대응함)의 추력 프로파일이 요격 미사일의 궤적 예측을 위해 사용되고 d2)에서 최적화된다. 특히, 요격 미사일이 목표물의 고도로 민첩한 회피 기동에 특히 잘 반응할 수 있도록 가변 추력 프로파일과 함께 자유 제어 파라미터를 사용할 수 있다. 따라서, 이 방법 변형 형태의 경우, 목표물에 대한 요격 미사일의 가장 최신 잔여 비행 시간이 항상 예측된다.

이 실시 형태의 바람직한 변형 형태에서(서브 값들의 시퀀스의 대안 또는 변형 형태에서) - 예로서 위에서 설명된 바와 같이 - 따라서 단계 d2)에서 예측된 잔여 비행 시간은 ZEM 방법에서 미리 결정된 수의 시간 구간들로 분할되는 방식으로 고려되고, 서브 값들 중 다른 하나가 각 시간 구간에 대해 고려된다. 위에서 설명한 바와 같이, 따라서 파라미터 벡터는 자유 파라미터를 포함하며, 이는 차례로 서브 값들의 값 시퀀스로부터 형성되고, 예를 들어 5 스테이지/시간 구간들에서의 추력 프로필을 나타낸다.

이 실시 형태의 바람직한 변형 형태에서 - 위에서 이미 유사하게 설명된 바와 같이 - 상기 값 또는 서브 값들은 잔여 비행 시간에 의존하거나 특정 시점에 도달함으로써 결정되는 점화 시간이거나, 또는 요격 미사일의 하나 이상의 엔진의 각각의 첫 번째 또는 추가 연소 스테이지의 여러 점화 시간들이다. 이 실시 형태는 하나 이상의 단일 스테이지 또는 다단 스테이지 엔진을 포함하는 요격 미사일에 적합하며, 그러한 엔진 스테이지에는 최적화될 자체 점화 시간이 할당될 수 있다.

이 실시 형태의 바람직한 변형 형태에서, 상기 값들 또는 서브 값들 중 적어도 하나는 - 위에서 이미 설명된 바와 같이 - 요격 미사일의 추력과 관련하여 제어 가능한 엔진에 대한 잔여 비행 시간에 의존하는 추력 제어 값이다. 여기서 의존성(dependency)은, 예를 들어 섹션별 또는 잔여 비행 시간 동안 추력의 연속적인 변화로 구성된다.

이 실시 형태의 바람직한 변형 형태에서, 서브 값들 중 적어도 하나는 요격 미사일의 횡방향 가속 요소에 대한 잔여 비행 시간에 의존하는 제어 값이다. 대응하는 횡방향 가속 요소의 제어는 횡방향 가속, 즉 요격 미사일의 방향 변경으로 이어진다. 시간 프로파일에 따른 대응하는 횡방향 가속의 제어를 위해, 제어 가능한 추력 프로파일에 대해 위에서 제공된 설명이 그에 따라 적용된다.

바람직한 실시 형태에서, 2개의 자유 파라미터로서 요격 미사일의 궤적에 대한 적어도 2개의 궤적 각도를 포함하는 이러한 파라미터 벡터는 현재 파라미터 벡터(특히 미리 결정 가능한 후보, 상기 참조)로서 선택된다. 이로 인해 MPC 방법에 대한 특히 간단한 최적화 문제가 발생한다. 이것은 또한 고도로 민첩한 목표물들에 대한 특히 빠른 반응을 가능하게 하여, 요격 미사일에 의해 목표물들이 특히 잘 추적될 수 있다.

본 발명의 목적은 또한 청구항 15에 따른 요격 미사일에 의해 달성된다. 비행 중에, 요격 미사일은 (적어도 하나의) 엔진에 의해 적어도 일시적으로 추진되며 실제 유도 명령들에 의해 유도될 수 있다. 이 방법은 모든 엔진이 연소된 후에도 계속 사용될 수 있다. 이를 위해, 이것은 유도 명령들에 의해 작동되고 비행하는 요격 미사일을 유도하는 데 사용되는 유도 장치, 예를 들어 제어 가능한 러더(rudders) 또는 횡방향 가속 수단, 예를 들어 제어 노즐을 갖는다. 요격 미사일은 여전히 목표물을 요격하는 데 사용된다. 요격 미사일은 요격 미사일에 대한 자유 제어 파라미터의 현재 파라미터 벡터를 포함하며, 위에서 설명한 바와 같이, 그에 기초하여, 유도를 위한 실제 유도 명령이 생성된다. 요격 미사일은 또한 제어 및 평가 유닛을 포함한다. 제어 및 평가 유닛은 본 발명에 따른 방법을 수행하도록 설정된다.

요격 미사일 및 그 실시 형태들의 적어도 일부 및 각각의 장점은 본 발명에 따른 방법과 관련하여 유사하게 이미 설명되었다.

제어 및 평가 유닛은 본 발명에 따른 방법을 수행하도록 설정되거나 또는 조정되거나 또는 구성된다. "설정된"/"조정된"/"구성된"은 제어 및 평가 유닛이 관련 단계/기능을 수행하는 데 적합할 뿐만 아니라, 이 목적을 위해 특별히 고안되었다는 것을 의미하는 것으로 이해되어야 한다. 제어 및 평가 유닛은 특히 컴퓨팅 장치 또는 그 안에 포함된 고정 배선을 프로그래밍함으로써 그에 따라 "설정"된다.

본 발명은 다음의 발견들, 관찰들 또는 고려 사항들에 기초하고 추가로 다음의 실시 형태들을 갖는다. 실시 형태들은 단순화를 위해 때때로 "본 발명"이라고도 한다. 실시 형태들은 또한 전술한 실시 형태들의 일부 또는 조합을 포함할 수 있거나 이들에 대응할 수 있고 및/또는 이전에 언급되지 않은 실시 형태들을 포함할 수 있다.

HGV(hypersonic glide vehicle) 또는 HCM(hypersonic cruise missile)과 같은 새로운 극초음속 무기(hypersonic weapons)는 기존의 요격 미사일이 거의 성공적으로 사용될 수 없는 목표물로서 새로운 위협을 형성한다.

본 발명은 이러한 극초음속 목표물, 즉 극초음속 무기에 대항하는 요격 미사일, 예를 들어 소위 "램제트 요격기"(RJI), 즉 램제트 드라이브에 기초한 다단 스테이지 미사일을 사용하는 아이디어에 기초한다. 본 발명은 또한 이러한 요격 미사일의 중간 궤도 페이즈에 대한 유도 개념을 생성하는 아이디어에 기초한다. 주로 목표물 기동을 인식하고 이를 요격 미사일의 유도에 직접 연결하는 것에 기초하는 엔드 게임에 대한 다양한 개념들이 있지만, 기존 개념들의 중간 궤도 페이즈는 충돌 지점(예측된 요격 지점 = PIP)의 가능한 최상의 결정 및 그에 대한 궤적으로 제한된다. PIP 접근법은, 요격 미사일의 접근에 비교적 오랜 시간이 걸리고 목표물이 이 시간 동안 원래 적합한 PIP로부터 큰 편차를 형성할 수 있기 때문에, 잠재적으로 강력하게 기동하는 극초음속 비행체(HGV) 또는 극초음속 순항 미사일(HCM)의 새로운 목표물 클래스에 충분하지 않다.

지금까지, 중간 궤도 페이즈의 유도는 대부분 PIP 접근법에 기초하고 있다. 이것은 각각의 무기 시스템에 대한 모든 이용 가는한 사전 지식의 도움으로 결정되며 요격 미사일은 이 PIP에 접근하고 무기 시스템(레이더)의 지시 센서로부터 온-보드 센서(시커 헤드(seeker head))로의 핸드오버(handover)를 보장하는 작업만을 수행한다.

보다 유연한 접근 방식에 따르면, 요격 미사일은 자체 PIP를 결정한다. 어떤 경우에도, 중간 궤도 페이즈에서 중요한 목표물 기동은 PIP의 재배치로 이어지며 따라서 원래의 최적 궤적으로부터 벗어난다. 따라서, 새로운 방법은 불필요한 PIP 재배치 및 관련 에너지 손실을 방지하기 위해 가능한 한 매우 중요하지 않은 목표물 기동을 분류하는 데 기초한다. 본 발명의 목적은 중간 궤도 페이즈에서 기동하는 목표물을 명확하게 처리하기 위한 개념이다. 위에서 언급된 바와 같이, 엔드 게임 유도 또는 터미널 안내(terminal guidance)와 관련하여 잘 알려진 다양한 해결책들이 있다.

본 발명의 실시 형태들에서 MPC 접근법은 ZEM 예측기로 목표물 및 요격 궤적(목표물 및 요격 미사일의 궤적)을 예측하는 것뿐만 아니라, 예를 들어 매 n번째 유도 사이클에서, 수치적, 실시간 가능한 검색 방법들에 의해 적절한 제어 파라미터를 최적화하는 것이다. 특히 제로-에포트 접근법(zero-effort approach)에 기초한 목표물과 요격기 움직임의 예측은 잘 알려진 개념이다. 목표물 궤적을 예측할 때, 추정된 목표 가속도는 게임-이론 가설(game-theory hypotheses)을 사용하여 적용될 수 있다. 예를 들어, 가능한 구현에서, 목표는 현재 기동(회피 기동)으로 요격기의 접근 속도를 최소화하도록 채택될 수 있다. 이 방법은 최적화될 자유 제어 파라미터들의 아이디어에 기초한다. 첫 번째 접근법에서, 이들은 현재 시점에서 요격기의 궤적 각도들일 수 있다. 최적화가 최적의 궤적 각도들을 결정하면, 이들은 목표물 궤적 각도(변경된 현재 파라미터 벡터)로서 해석될 수 있고 궤적 유도(실제 유도 명령들의 생성)의 형태로 명령될 수 있다.

최적화는 오프라인 절차(요격 미사일 외부의 유도 시스템에 의한 궤적의 결정)에서와 유사한 비용 함수(cost function)(품질)를 사용할 수 있다. 최소 편차, 최대 최종 속도(terminal speed), 최소 잔여 비행 시간(가는 시간 = Tgo)과 같은 기준과 특정 충돌 각도와 같은 기하학적 요구 사항이 비용 함수에서 사용될 수 있다. 추가 구현들에서, 예를 들어, 제 2 엔진 펄스의 점화 타이밍이 최적화될 파라미터로서 사용될 수 있다. 마지막으로, 제트, 램제트 또는 겔(gel) 엔진의 제어 가능한 추력을 시간(서브 값들의 시퀀스)으로 이산화하고 반복에 의해 MPC 측면에서 최적으로 결정할 수 있다.

본 발명의 추가 특징들, 효과들 및 장점들은 본 발명의 바람직한 실시 형태에 대한 이하의 설명 및 첨부된 도면으로부터 기인한다. 원리의 개략도가 도시된다:
도 1은 본 발명에 따른 방법의 원리도를 도시한다.

이 방법은 - 본 명세서에서 추력으로 제어 가능한 - 엔진(4)에 의해 구동되는 요격 미사일(2)을 유도하는 데 사용되고, 본 명세서에서 상세히 도시되지 않은 테일플레인(tailplanes)의 제어에 의해 유도 가능하다. 유도(steering)는 엔진(4)과 테일플레인의 요격 미사일(2)에서 실제 유도 명령(6)의 구현에 의해 수행되며, 상세히 설명되지 않는다. 요격 미사일(2)은 목표물(8)을 요격하는 데 사용된다. 이 방법은 요격 미사일(2)의 비행, 즉 목표물(8)의 요격의 중간 궤도 페이즈(PM)에서 독점적으로 수행된다.

유도는 현재 파라미터 벡터(parameter vector)(10)에 기초한다. 파라미터 벡터(10)는 요격 미사일(2)에 대한 자유 제어 파라미터(SP1-3)의 시리즈(여기서는 3개)를 포함한다. 제어 파라미터(SP1 및 SP2)는 궤적 각도이고, 제어 파라미터(SP3)는 엔진(4)에 대한 추력 제어 값이며, 이는 총 5개의 서브 값(sub values)(SP3a-e)을 포함한다. 요격 미사일(2)이 목표물(8)에 명중할 때까지의 각각의 잔여 비행 시간(Tgo)은 5개의 동일한 시간 구간으로 분할된다. 이들 각각의 시간 구간에서, 엔진(4)은 대응하는 추력 제어 값(SP3a-e)에 의해 순차적으로 제어된다.

절차가 시작될 때, 요격 미사일(2)의 발사 페이즈가 막 종료되고 중간 궤도 페이즈(PM)가 시작된다. 중간 궤도 페이즈(PM)에 진입할 때, 현재 파라미터 벡터(10)가 사용 가능하다. 각각의 유도 시간에서, 여기에서는 10ms마다, 파라미터 벡터(10)로부터 각각의 실제 유도 명령(6)이 생성되고 요격 미사일(2)은 이러한 유도 명령(6)에 따라 유도된다.

이 방법은 설정 가능한 파라미터 벡터(15)가 MPC 최적화 방법(14)의 현재 후보(12)로서 선택되는 단계 a)로 시작한다. 이 경우, 시작 페이즈(starting phase)의 종료로부터 사용 가능한 현재 파라미터 벡터(10)가 설정 가능한 파라미터 벡터(15)로 사용되는 방식으로 요구가 생성된다. MPC 최적화 방법(14)은 현재 파라미터 벡터(10)를 대체할 개선된 파라미터 벡터를 결정하는 데 사용된다.

이제 MPC 최적화 절차(14)가 시작된다. 이 절차(단계 또는 루프 b)) 내에서 각각 품질 값(20a-c)이 할당된 16개의 가능한 후보들(18a-c)(여기에서는 예로서 세 개임)의 세트가 결정된다. 각각의 후보들(18a-c)은 이것이 현재 실제로 사용 가능한 파라미터 벡터(10)보다 더 나은 임무 성공을 약속한다면 파라미터 벡터(10)를 대체할 수 있는 가능한 파라미터 벡터이다.

현재 후보(12)에 기초하여, 수정된 ZEM 절차(22)는 이제 단계 c1)에서 수행된다: 단계 또는 루프 d1)에서 다음 단계들은 각각의 단계 시간(t1, 2, 3,...)에서 반복적으로 수행된다:

단계 d2)에서 요격 미사일(2)의 가능한 요격 궤적(24)이 예측된다. 이를 위해, 가상 유도 명령들(7)(실제 유도 명령들(6)에 대응함)이 각각의 단계 시간(t1, 2, 3,...)에서 현재 후보(12)에 기초하여 결정되어, 요격 미사일(2)의 각각의 예측된 위치들(도면에서 원들)들이 도출된다. 궤적(24)은 위치들의 시간적 또는 공간적 순서로부터 발생한다. 즉, 현재 후보(12)가 유도를 위한 파라미터 벡터(10)로 사용된다면 요격 미사일(2)이 어떻게 이동할 것인지가 반복적으로 시뮬레이션된다.

또한, 단계 시간(t1, 2, 3,...)에 대응하는 단계 d3)에서 위치들 및 따라서 반복적으로 목표물 궤적(28), 즉 목표물(8)의 궤적이 예측되지만, 여기서는 목표물(8)의 각각의 가상 비행 기동(26)을 고려한다. 예를 들어, 목표물(8)이 요격 미사일(2)을 피하기 위해 채택될 특정 회피 궤적을 비행한다고 가정한다.

단계 또는 루프 d4)에 따라, 단계 d2) 및 단계 d3)은 요격체 궤적(24)의 ZEM 근사치(30) 및 목표물 궤적(28)에 도달할 때까지 시간(t1, 2, 3,...)의 많은 지점에 대해 반복적으로 반복된다. 이에 따라 ZEM 절차(22)가 종료된다.

이 형태에서 ZEM 방법(22)의 이용 가능한 결과(32)는 달성 가능한 ZEM 근사치(30), 업데이트된 잔여 비행 기간(Tgo), 목표물(8)에 대한 요격 미사일(2)의 충돌 속도 및 충돌 각도 등이다.

단계 c2)에서, 현재 품질 값(33)은 각각의 후보(12)에 대한 이러한 결과들(32)에 기초하여 결정되고 그것에 할당된다. 할당은 품질 기준(36)에 기초한다.

단계 c3)에서, 현재 후보(12)는 결정된 특성 값(33)과 함께 품질 값(20a-c)을 갖는 후보(18a-c)로서 세트(16)에 저장된다. 첫 번째 실행에서, 품질 값(20a)은 후보(18a)에 할당되고, 이후 실행에서는 품질 값(20b)은 후보(18b)에 할당되고 세트(16)에 저장되는 등의 방식으로 진행된다.

단계 c4)에서, 최적화 절차(14)에 대한 종료 기준(38)이 이제 체크된다. 이것이 달성되지 않으면, 단계 e1)에서 현재 후보(12)는 MPC 검색 방법(40)을 사용하여 가변 후보(42)로 변경된다. 이것은 단계 e2)에서 현재 후보(12)로 채택되고 MPC 최적화 절차(14)는 이제 최적화되거나 수정된 후보(12)로 다시 시작된다.

이 형태에서, 최적화 절차(14)는 3번에 걸쳐 실행되어, 그 결과는 할당된 품질 값(20a-c)을 갖는 3개의 후보들(18a-c)이 된다. 그 다음 종료 기준(38)에 도달하는데, 이 경우 고정된 수의 3개 절차가 실행된다.

종료 기준(38)에 도달했으므로, 절차는 새로운 세트(16)를 계산하기 위해 단계 a)로 돌아간다.

중간 궤도 페이즈(PM)가 완료되면 절차가 종료되거나 중단된다.

절차의 기간 동안, 후보들(18a-c) 중 하나는 미리 설정된 보정 시간(TK)에서 보정 기준(44)에 따라 선택되고 이후 요격 미사일(2)의 실제 유도를 위한 현재 파라미터 벡터(10)로서 사용된다. 이 형태에서, 보정 시간(TK)은 종료 기준(38)의 달성이다. 보정 기준(44)은 현재 세트(16)에서 최상의 품질 값(20a-c)이 할당되는 세트(16)로부터의 후보(18a-c)의 선택이다.

대안적인 가능성은 보정 시간(TK)으로서 단계 c3)을 선택하고(두 번째 품질 값의 체크/결정으로부터) 이전에 체크된 후보들(18a-c) 중 최상의 것을 파라미터 벡터(10)로 만드는 것이다. 최상의 것은 세트(16)에 이전에 존재하는 후보들(18a-c)의 품질 값들(20a-c)보다 더 나은 품질 값(20b-c)을 갖는 것이다.

이 경우, 단계 a)는 또한 단계 d2)에서 제어 파라미터(SP3a-e)의 이용을 위한 타임 베이스를 갖기 위해 목표물(8)까지 요격 미사일(2)의 현재 예측된 잔여 비행 시간(Tgo)을 결정한다. 업데이트된 잔여 비행 시간(Tgo)은 또한 ZEM 절차(22)의 각 실행 종료 시 결과(32)의 일부로서 이용 가능하고 이후에 사용될 수 있다.

현재 파라미터 벡터(10)는 요격 미사일(2)에서 사용할 수 있다. 요격 미사일(2)은 또한 제어 및 평가 유닛(50), 본 명세서에서는 본 발명에 따른 방법을 실행하도록 설정된 중앙 컴퓨터를 포함한다. 여기서 "설정(setting up)"은 방법의 구현을 위한 적절하게 강력한 하드웨어 및 프로그래밍에 의해 실행된다.

2: 요격 미사일
4: 엔진
6: 유도 명령(실제)
7: 유도 명령(가상)
8: 목표물
10: 파라미터 벡터(현재)
12: 후보(현재의)
14: MPC 최적화 방법
15: 파라미터 벡터(미리 설정 가능한)
16: 세트
18a-c: 후보
20a-c: 품질 값
22: ZEM 절차
24: 요격 궤적
26: 비행 기동(가상)
28: 목표물 궤적
30: ZEM 근사치
32: 결과
33: 품질 값(현재)
36: 품질 기준
38: 종료 기준
40: MPC 검색 방법
42: 후보(가변함)
44: 보정 기준
50: 제어 및 평가 유닛
SP: 제어 파라미터
Tgo: 잔여 비행 시간
PM: 중간 궤도 페이즈
t1, 2, 3,…: 단계 시간
TK: 보정 시간

Claims (15)

1. 요격의 중간 궤적 페이즈(PM) 동안 움직이는 목표물(8)을 요격하기 위한 엔진(4)에 의해 구동되는 유도 가능한 요격 미사일(2)의 유도 방법으로서,
   상기 요격 미사일(2)은 현재 파라미터 벡터(10 )의 형태로 이용 가능한, 자유 제어 파라미터들(SP)에 기초하여 각각의 유도 시간에 생성되는 실제 유도 명령들(6)에 의해 유도되고,
   상기 자유 제어 파라미터들(SP)은 제어 파라미터들(SP)을 최적화하기 위한 최적화 절차(14)에 의해 중간 궤도 페이즈(PM) 중에 연속적으로 및/또는 반복적으로 최적화되고,
   상기 최적화 절차(14)는 실제 유도와 병렬로 발생하며,
   상기 목표물(8)의 이동에 대한 새로 검출된 정보 및/또는 상기 요격 미사일(2)의 비행에 대한 정보는 이용가능한 즉시 상기 최적화 절차(14)에 포함되며,
   최적화된 제어 파라미터들(SP)은 일단 상기 최적화 절차(14)로부터 이용 가능하면 현재 파라미터 벡터(10)로 취해지는, 방법.
2. 제 1 항에 있어서,
   상기 중간 궤도 페이즈(PM) 동안 다음 최적화 절차(14)가 수행되고:
   (a) 미리 결정 가능한 파라미터 벡터(15)가 개선된 제어 파라미터들(SP)을 결정하기 위해 모델 예측 제어(MPC: model predicted control) 최적화 절차(14)의 현재 후보(12)로서 선택되고;
   b) 상기 MPC 최적화 절차(14)에서, 관련 품질 값들(20a-c)을 갖는 개선된 파라미터 벡터(10)에 대한 가능한 후보들(18a-c)의 세트(16)가 다음과 같이 결정되며:
   c1) 상기 현재 후보(12)에 기초하여, 수정된 제로 에포트 미스(ZEM: Zero Effort Miss) 절차(22)가 다음과 같이 수행되고:
   d1) 각 단계 시간(t1-3)에서 반복적인 예측이 다음과 같이 이루어지며:
   d2) 상기 현재 후보(12)에 기초하여 요격 미사일(2)의 가상 유도 명령들(7)을 고려한, 요격 미사일(2)의 가능한 요격 궤적(24),
   d3) 상기 목표물(8)의 가상 기동(26)에 기초한 목표물(8)의 가능한 목표물 궤적(28),
   d4) 상기 요격 궤적(24)과 상기 목표물 궤적(28)의 ZEM 근사치(30)에 도달할 때까지 d2) 내지 d3) 단계가 반복적으로 반복되며,
   c2) 상기 ZEM 절차(22)의 결과(32)에 기초하여, 현재 품질 값(33)이 품질 기준(36)에 기초하여 결정되며 상기 현재 후보(12)에 할당되고,
   c3) 상기 현재 후보(12)는 할당된 품질 값(20a-c)으로서 상기 현재 품질 값(33)과 함께 첫 번째(18a) 또는 추가 후보(18b-c)로서 상기 세트(16)에 연속적으로 배치되고,
   c4) 최적화의 종료 기준(38)에 아직 도달하지 않은 경우:
   e1) 상기 현재 후보(12)를 변경된 후보(42)로 변경하기 위해 MPC 검색 절차(40)가 사용되며,
   e2) 이후에 상기 변경된 후보(42)가 상기 현재 후보(12)로 채택되고 절차는 단계 c1)로 계속되고,
   c5) 종료 기준(38)이 달성되면, 절차는 다음과 같이 진행되며:
   (f) 단계 (a)로 돌아가고;
   미리 결정된 보정 시간(TK)에서 상기 중간 궤도 페이즈(PM) 동안 상기 후보들(18a-c) 중 하나가 보정 기준(44)에 따라 선택되고 결과적으로 최적화된 제어 파라미터들(SP)을 현재 파라미터 벡터(10)로 전송하기 위해 현재 파라미터 벡터(10)가 상기 선택된 후보(18a)로 대체되는 것을 특징으로 하는, 방법.
3. 제 2 항에 있어서,
   단계 c5)에서 상기 종료 기준(38)의 달성이 보정 시간(TK)으로 선택되고 최상의 품질 값(20a-c)이 할당된 상기 세트(16)로부터의 후보(18a-c)가 상기 보정 기준(44)으로 선택되는 것을 특징으로 하는, 방법.
4. 제 2 항 또는 제 3 항에 있어서,
   단계 c3)은 상기 보정 시간(TK)으로 선택되고 추가로 단계 c3)에서 후보(18a-c)로서 방금 저장된 현재 후보(12)는 또한, 그 할당된 품질 값(20a-c)이 지금까지 상기 세트(16)에서 이용 가능한 모든 품질 값들(20a-c) 중 최상인 경우 상기 보정 기준(44)으로서 현재 파라미터 벡터(10)로서 채택되는 것을 특징으로 하는, 방법.
5. 제 2 항 내지 제 4 항 중 어느 한 항에 있어서,
   단계 e1)에서 변경된 후보(42)에 대한 변경은 지금까지의 상기 후보들(18a-c) 및 그의 품질 값들(20a-c)에 적어도 부분적으로 기초하여 수행되는 것을 특징으로 하는, 방법.
6. 제 2 항 내지 제 5 항 중 어느 한 항에 있어서,
   상기 품질 기준(36)은 적어도 서브 기준으로서, 상기 목표물(8)로부터의 최소 편차, 상기 목표물(8)을 타격할 때의 최대 최종 속도, 상기 목표물(8)까지의 최소 잔여 비행 시간, 및 상기 목표물(8)에 대한 원하는 충격 각도를 포함하는 것을 특징으로 하는, 방법.
7. 제 2 항 내지 제 6 항 중 어느 한 항에 있어서,
   단계 a)에서 상기 요격 미사일(2)의 그 임무 종료까지의 현재 예측된 잔여 비행 시간(Tgo)이 추가로 결정되는 것을 특징으로 하는, 방법.
8. 제 7 항에 있어서,
   상기 자유 파라미터들(SP) 중 적어도 하나가 잔여 비행 시간(Tgo)에 지향되는(oriented) 값이거나 또는 잔여 비행 시간에 지향되는 서브 값들(SP3a-e)의 시퀀스인 파라미터 벡터(10)가 현재 파라미터 벡터(10)로서 사용되는 것을 특징으로 하는, 방법.
9. 제 8 항에 있어서,
   서브 값들(SP3a-e)의 시퀀스의 변경에 대해:
   단계 d2)에서 상기 예측된 잔여 비행 시간(Tgo)은 상기 ZEM 절차(22)에서 미리 결정된 수의 시간 구간으로 분할되는 방식으로 고려되며, 각 시간 구간에 대해 상기 서브 값들(SP3a-e) 중 각각의 다른 하나가 고려되는 것을 특징으로 하는, 방법.
10. 제 7 항 내지 제 9 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 값들 또는 서브 값들(SP3a-e) 중 적어도 하나는 상기 요격 미사일(2)의 하나 이상의 엔진(4)의 각각의 첫 번째 또는 추가 연소 스테이지의 잔여 비행 시간(Tgo)에 따른 점화 시간(ignition time)인 것을 특징으로 하는, 방법.
11. 제 7 항 내지 제10항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 값들 또는 서브 값들(SP3a-e) 중 적어도 하나는 그 추력에 대해 제어 가능한 상기 요격 미사일(2)의 엔진(4)에 대한 잔여 비행 시간(Tgo)에 따른 추력 제어 값(thrust control value)인 것을 특징으로 하는, 방법.
12. 제 7 항 내지 제11항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 서브 값들(SP3a-e) 중 적어도 하나는 상기 요격 미사일(2)의 횡방향 가속 요소에 대한 잔여 비행 시간(Tgo)에 따른 제어 값(control value)인 것을 특징으로 하는, 방법.
13. 제 2 항 내지 제12항 중 어느 한 항에 있어서,
    2개의 자유 파라미터들(SP1,2)로서 상기 요격 미사일(2)의 궤적에 대한 적어도 2개의 궤적 각도들을 포함하는 파라미터 벡터가, 상기 현재 파라미터 벡터(10)로 선택되는 것을 특징으로 하는, 방법.
14. 제 1 항 내지 제13항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 방법은, 엔진(4)이 고체 부스터(solid booster) 또는 이중-펄스 엔진(dual-pulse engine) 또는 유도 가능한 엔진인, 요격 미사일(2)용으로 구성되는 것을 특징으로 하는, 방법.
15. 엔진(4)에 의해 추진되고 실제 유도 명령(6)에 의해 유도 가능하며 목표물(8)을 요격하는 데 사용되는 요격 미사일(2)에 있어서, 상기 요격 미사일(2)에 대한 자유 제어 파라미터들(SP)의 현재 파라미터 벡터(10)를 포함하고, 제 1 항 내지 제 14 항 중 어느 한 항에 따른 방법을 수행하도록 설정되는 제어 및 평가 유닛(50)을 포함하는, 요격 미사일(2).

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