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Dokumentenidentifikation DE69411514T2 10.12.1998
EP-Veröffentlichungsnummer 0655599
Titel Flugabwehrsystem und Flugabwehrkörper dafür
Anmelder Aérospatiale Société Nationale Industrielle, Paris, FR
Erfinder Laures, Pierre, F-92290 Chatenay Malabry, FR
Vertreter P. Meissner und Kollegen, 14199 Berlin
DE-Aktenzeichen 69411514
Vertragsstaaten BE, CH, DE, ES, GB, GR, IT, LI, NL, PT, SE
Sprache des Dokument Fr
EP-Anmeldetag 24.10.1994
EP-Aktenzeichen 944023860
EP-Offenlegungsdatum 31.05.1995
EP date of grant 08.07.1998
Veröffentlichungstag im Patentblatt 10.12.1998
IPC-Hauptklasse F41G 7/22

Beschreibung[de]

Diese Erfindung bezieht sich auf ein Luftabwehrsystem, mit dem beispielsweise ballistische Flugkörper mit hoher Fluggeschwindigkeit (zum Beispiel im Bereich Mach 3 bis Mach 10) abgefangen werden können, sowie auf eine Abwehrrakete für ein solches System.

Ein Luftabwehrsystem mit einer stationären Steueranlage und Abwehrraketen ist bereits bekannt (siehe zum Beispiel Patent FR-A-2 563 000), wobei die stationäre Anlage umfaßt:

- Mittel zur Erfassung der Flugkörper;

- Mittel zur Bahnvermessung, um die Anflugbahn und die Geschwindigkeit eines solchen von den Erfassungsmitteln erfaßten Flugkörpers zu bestimmen;

- Rechenmittel zur Bestimmung einer Abfangflugbahn, die von einer der Abwehrraketen zum Abfangen des erfaßten Flugkörpers einzuhalten ist;

- Mittel für den Start der Abwehrrakete;

- Mittel zum Lenken der Abwehrrakete; und

- Mittel zur Verbindung mit der Abwehrrakete, während jede Abwehrrakete ein Antriebssystem, mindestens eine militärische Ladung, eine Trägheitsanlage, einen Zielsucher, Lageregelungsorgane, Mittel zur Verbindung mit der stationären Steueranlage und einen Befehlsgeber für die Lageregelung hat, der die Lageregelungsbefehle aus den Informationen der Lenkmittel in der stationären Steueranlage und den Informationen des Zielsuchers erarbeitet.

Bei einem derartigen Luftabwehrsystem ist der Zielsucher vorne in der Abwehrrakete in einem Radom angebracht, das die Vorderspitze der Rakete bildet, wobei die mittlere Achse des Zielsuchers mit der Längsachse der Rakete zusammenfällt, während die Abwehrrakete aufgrund ihrer Abfangflugbahn das Luftziel entweder von vorne oder von hinten angreift. Ist das Luftziel jedoch sehr schnell, ist nur der Frontalangriff realistisch.

Ein solcher Frontalangriff hat jedoch zur Folge, daß die Abfangflugbahn zwangsläufig lang ist, so daß die Abfangzeit (zwischen dem Start der Rakete und dem eigentlichen Abfangen) ebenfalls lang ist und das Abfangen in großer Höhe erfolgt. Da die Abfangzeit lang ist, ist die zur Vorbereitung des Abschusses und zum Start der Abwehrrakete nach der Zielerfassung verfügbare Zeit sehr kurz und das Abwehrsystem muß sich zudem nahe an den Standorten befinden, die gegen die Flugkörper zu verteidigen sind. Da der Abfangvorgang außerdem in großer Höhe erfolgt, findet er in den oberen Luftschichten statt, in denen die Abwehrrakete weniger manövrierfähig ist.

Da die Zerstörung eines Luftziels durch das direkte frontale Auftreffen einer Abwehrrakete sehr unwahrscheinlich ist, wird an Bord der bekannten Abwehrraketen außerdem eine klassische militärische Ladung vorgesehen, die weitwinklig um die Raketen herum eine Garbe von Splittern nach einer Rotationsfläche verstreut, deren Achse mit der Längsachse der Raketen zusammenfällt.

Beim Frontalangriff eines sehr schnellen Ziels verläuft dann die relative Geschwindigkeit zwischen der Abwehrrakete und dem Ziel praktisch jedoch parallel zur Zielachse, so daß nur der auf das Ziel gerichtete Teil der Splittergarbe eventuell das Ziel erreichen kann und die Richtung der zum Ziel gelangenden Splitter in diesem Fall nur wenig zur Zielachse geneigt ist. Wenn das Luftziel zum Beispiel die Geschwindigkeit VB = 2000 m/s hat, während die Geschwindigkeit der Abwehrrakete gleich 1000 m/s und die Geschwindigkeit VI der Splitter gleich 1500 m/s ist, ist leicht nachzuvollziehen, daß der Neigungswinkel der zum Ziel gelangenden Splitter zu dessen Achse etwa 26 Grad beträgt.

Aus dieser geringen Neigung der Splittergarbe zur Achse des Luftziels ergibt sich, daß:

- die Splitter die Rückseite eines langen Ziels an der Stelle erreichen, an der dieses aufgrund der Anbringung seines Antriebssystems am widerstandsfähigsten ist;

- die Splitter bei einem kurzen Ziel hinter diesem, ohne es zu berühren, vorbeifliegen;

- die zum Ziel gelangenden Splitter in jedem Fall an diesem abprallen oder in dieses nur oberflächlich eindringen und keine tödlichen Schäden verursachen.

Um zu versuchen, diese Nachteile, die sich aus der verringerten Wirksamkeit der klassischen Splitterladungen in Abhängigkeit von der Geschwindigkeit des Luftziels ergeben, zu beseitigen, wurden verschiedene Mittel vorgesehen, wie die Erhöhung der Splittergeschwindigkeit, die Entwicklung einer die Abwehrrakete begleitenden Splitterwolke, die Entwicklung eines starren "Schirms" um die Abwehrrakete herum usw. Kein Mittel hat sich jedoch als wirksam erwiesen, so daß die bekannten Luftabwehrsysteme nur bei Luftzielen mit einer Fluggeschwindigkeit von höchstens Mach 4 effizient sind.

Diese Erfindung, deren Gegenstand die Beseitigung der obengenannten Nachteile ist, bezieht sich auf ein Luftabwehrsystem des oben beschriebenen Typs, dessen Abf angflugbahn und Abfangzeit kurz sind, so daß sich der Abfangvorgang in niedriger Höhe vollziehen und das System von einem zu schützenden Standort entfernt sein kann, für Vorbereitung und Durchführung des Abschusses einer Abwehrrakete gleichzeitig jedoch ausreichend Zeit zur Verfügung steht. Außerdem ermöglicht das erfindungsgemäße Luftabwehrsystem bei seitlichem Splitterauswurf eine Auftreffrichtung quer zur Zielachse.

Dazu ist das erfindungsgemäße Luftabwehrsystem zum Abfangen von Flugkörpern mit hoher Fluggeschwindigkeit dadurch bemerkenswert, daß:

- die Abfangflugbahn am gemeinsamen Punkt von Anflugbahn des Flugkörpers und Abfangflugbahn der Abwehrrakete quer zur Anflugbahn verläuft;

- die mittlere Achse des Zielsuchers gegenüber der Achse der Abwehrrakete seitlich geneigt ist; und

- die Abwehrrakete rollstabilisiert ist, so daß sich die mittlere Achse des Zielsuchers auf der Seite des Flugkörpers befindet.

Bei dem erfindungsgemäßen Luftabwehrsystem erfolgt die Beobachtung durch die Abwehrrakete somit seitlich (statt von vorne wie bei den bekannten Abwehrraketen) und der Angriff auf das Luftziel quer (statt frontal oder von hinten wie bei den bekannten Abwehrraketen), so daß Abfangflugbahn und Abfangzeit stark verringert und die obengenannten Vorteile erreicht werden.

Es ist vorteilhaft, wenn die Rechenmittel zur Bestimmung der Abfangflugbahn der Abwehrrakete:

- zunächst den gemeinsamen Punkt der Abfang- und der Anflugbahn bestimmen; und dann

- in der durch den gemeinsamen Punkt und durch den Bodenstandort der Abwehrrakete verlaufenden vertikalen Ebene die Abwehrflugbahn der Abwehrrakete aus den folgenden drei Parametern bestimmen:

. Vertikale Entfernung des gemeinsamen Punktes von seiner Honzontalprojektion;

. horizontale Entfernung des Bodenstandorts der Abwehrrakete von der Horizontalprojektion des gemeinsamen Punktes; und

. Winkel zwischen Horizontaler und Schnittpunkt der vertikalen Ebene mit der senkrecht zur Anflugbahn des Flugkörpers verlaufenden Ebene im gemeinsamen Punkt.

Außerdem ist es vorteilhaft, wenn die Rechenmittel:

- mit Hilfe der drei Parameter die Abfangzeit bestimmen, die die Abwehrrakete benötigt, um nach der Abf angflugbahn die Strecke zwischen dem Bodenstandort der Abwehrrakete und dem gemeinsamen Punkt von Abfangflugbahn und Anflugbahn zurückzulegen;

- kontinuierlich die Flugzeit berechnen, die der Flugkörper von seiner gegenwärtigen Position aus unter Einhaltung der Anflugbahn bis zur Erreichung des gemeinsamen Punkts benötigt; und

- die Mittel zum Start der Rakete betätigen, damit die Startmittel die Rakete dann abschießen, wenn der Flugkörper den Punkt der Anflugbahn erreicht, an dem der Wert der Flugzeit gleich der Abfangzeit ist.

Damit der Zielsucher der Abwehrrakete den Flugkörper auf der Abfangflugbahn erfassen kann, wird außerdem so verfahren, daß sich die mittlere Achse des Zielsuchers spätestens zum geschätzten Erfassungszeitpunkt in der von der Position der Abwehrrakete, dem gemeinsamen Punkt und dem augenblicklichen Standort des Flugkörpers gebildeten Ebene befindet und diese Ebene als Referenzebene für die Rollstabilisierung der Abwehrrakete dient.

Somit besteht die wesentliche Besonderheit der erfindungsgemäßen Luftabwehrrakete darin, daß die mittlere Achse ihres Zielsuchers seitlich gegenüber der Achse der Abwehrrakete geneigt ist.

Der Wert des seitlichen Neigungswinkels der mittleren Achse des Zielsuchers gegenüber der Raketenachse wird vorzugsweise so gewählt, daß seine Tangente zumindest annähernd gleich dem Verhältnis zwischen der Geschwindigkeit des abzufangenden Flugkörpers und der Geschwindigkeit der Abwehrrakete ist. Muß die Abwehrrakete einen sehr schnellen ballistischen Flugkörper abfangen, kann dieser Winkel bei 60 Grad liegen.

Zur Erleichterung der Zielerfassung durch den Zielsucher ist es natürlich von Vorteil, wenn die mittlere Achse des Zielsuchers um die dem obengenannten Winkel entsprechende Mittellage beispielsweise innerhalb eines Kegels verstellbar ist, dessen halber Spitzenwinkel etwa gleich 40 Grad sein kann.

Die erfindungsgemäße Rakete kann zur Zerstörung des Luftziels durch direkten Aufschlag oder durch die Druckwelle bei der Explosion der an Bord befindlichen militärischen Ladung, wenn sich das Ziel in unmittelbarer Nähe befindet, vorgesehen sein.

Wie üblich und wie oben beschrieben kann sie jedoch eine militärische Ladung mit seitlichem Splitterauswurf haben.

Bei sehr hoher Geschwindigkeit des abzuf angenden Flugkörpers reicht es in diesem Fall aus, wenn die Splittergarbe seitlich auf der der mittleren Achse des Zielsuchers entgegengesetzten Seite herausgeschleudert wird. In diesem Fall verläuft die relative Geschwindigkeit zwischen der Abwehrrakete und dem Luftziel zwar nicht senkrecht zur Raketenachse, aber dennoch quer zu dieser Achse, so daß die entgegengesetzt zum Zielsucher herausgeschleuderte Splittergarbe das Ziel großwinklig bezogen auf die Zielachse erreicht. Anhand des obigen Beispiels mit VB = 2000 m/s, VE = 1000 m/s und VI = 1500 m/s ist leicht festzustellen, daß die Splitter der Garbe das Luftziel in einem Winkel über 60 Grad (statt der obigen 26 Grad) erreichen.

Die obengenannten Nachteile der bekannten Systeme einer unwirksamen Zerstörung werden also vermieden. Die Splitter der seitlichen Garbe können also das Ziel in seinem mittleren Teil erreichen und in dieses tief eindringen, um es zu zerstören. Im weiteren ist leicht festzustellen, daß die Zerstörungswirkung der Splitter mit der Geschwindigkeit des abzufangenden Flugkörpers zunimmt.

Außerdem ist zu sehen, daß die Garbe aufgrund der Erfindung nicht um die Abwehrrakete herum gestreut werden muß, sondern vielmehr auf die dem Zielsucher entgegengesetzte Richtung konzentriert werden kann.

Wie bekannt kann die erfindungsgemäße Abwehrrakete einen Näherungszünder haben, der den Flugkörper in der Nähe des gemeinsamen Punkts von Näherungs- und Abfangflugbahn erfaßt und die militärische Ladung steuert. Ein solcher Näherungszünder könnte, wie üblich, eine auf die Achse der Abwehrrakete ausgerichtete konische Erfassungsfront erzeugen. Im vorliegenden Fall reicht es jedoch aus, daß der Näherungszünder eine Erfassungsfront in Form einer ebenen Fläche bildet, die auf der gleichen Seite wie die mittlere Achse des Zielsuchers seitlich gegenüber der Raketenachse geneigt ist.

Der seitliche Neigungswinkel der Erfassungsfront kann etwa 30 Grad betragen.

Vorzugsweise ist der Zielsucher im Mittelteil der Abwehrrakete angeordnet. Diese benötigt damit kein Vorderradom mehr, so daß ihr Vorderteil spitz, langgestreckt und konisch zulaufend sein kann und die Abwehrrakete gute aerodynamische Eigenschaften erhält.

Die Figuren der beigefügten Zeichnung verdeutlichen, wie die Erfindung ausgeführt werden kann. In diesen Figuren bezeichnen identische Bezugsnummern ähnliche Teile.

Figur 1 ist eine allgemeine schematische Ansicht, die die Anwendung des erfindungsgemäßen Luftabwehrsystems veranschaulicht.

Figur 2 zeigt das Blockschaltbild der stationären Steueranlage des Luftabwehrsystems der Erfindung.

Figur 3 zeigt schematisch eine erfindungsgemäße Abwehrrakete.

Figur 4 ist eine schematische perspektivische Ansicht, die die Bestimmung der Abfangflugbahn einer Abwehrrakete veranschaulicht.

Figur 5 zeigt die Parameter zur Bestimmung der Abfangflugbahn.

Figur 6 veranschaulicht schematisch den Beginn der Endphase des Abfangvorgangs zum Zeitpunkt der Erfassung des Flugkörpers durch den Näherungszünder der Abwehrrakete.

Figur 7 ist ein Diagramm der Geschwindigkeiten zum Zeitpunkt der in Figur 6 dargestellten Erfassung.

Figur 8 veranschaulicht schematisch das Auftreffen der Splittergarbe auf den Flugkörper.

Das schematisch in Figur 1 veranschaulichte erfindungsgemäße Luftabwehrsystem hat eine am Boden G installierte Überwachungs- und Steueranlage 1 sowie eine Gruppe von Luftabwehrraketen 2. Wenn ein feindlicher Flugkörper, insbesondere eine ballistische Rakete mit hoher Fluggeschwindigkeit, von der Anlage 1 erfaßt und identifiziert wird (Pfeil E), bestimmt diese mit Hilfe ihrer Radaranlagen und Rechner die Möglichkeit und die Bedingungen zum Abfangen des Flugkörpers 3.

Ist das Abfangen beschlossen, bestimmt die Anlage 1 die Geschwindigkeit VB des feindlichen Flugkörpers 3, der damit zum Abschußziel wird, sowie die Anflugbahn T von Flugkörper 3 und errechnet eine Abfangflugbahn t die eine Abwehrrakete 2, die sich am Standort A in Startposition befindet, einhalten muß, um den Flugkörper 3 in einem Punkt F abzufangen, an dem sich die Flugbahnen T und t in einem Winkel von mindestens etwa 90 Grad kreuzen. Die Anlage 1 nimmt dann den Start der Abwehrrakete 2 zu einem Zeitpunkt vor, zu dem sich unter Berücksichtigung der möglichen Geschwindigkeiten einer Abwehrrakete 2 diese und der Flugkörper 3 zum gleichen Zeitpunkt im Punkt F oder mindestens in der Nähe dieses Punkts befinden.

Wie im weiteren zu sehen ist, hat jede Abwehrrakete 2 elektronische Lenkmittel, die mit der Anlage 1 zusammenwirken können, und einen mit einer Trägheitsanlage verbundenen Zielsucher.

Zunächst verfolgt eine Rakete 2 eine Startflugbahn (die mit der Flugbahn t nicht übereinstimmen muß), die vollständig durch das Zusammenwirken der Anlage 1 und der elektronischen Lenkmittel an Bord der Rakete 2 bestimmt wird. Dann veranlaßt die Anlage 1 die Abwehrrakete 2 durch dieses Zusammenwirken mit Hilfe einer durch die Pfeile f symbolisierten Funkübertragung die Abfangflugbahn t in Richtung auf den Abfangpunkt F einzuschlagen. Befindet sich die Rakete 2 ausreichend nahe am Flugkörper 3 und wurde dieser vom Zielsucher der Rakete 2 erfaßt, wird diese schließlich durch den Zielsucher zum Flugkörper gelenkt.

Die Zerstörung von Flugkörper 3 durch die Abwehrrakete 2 wird dann durch Steuerung einer militärischen Ladung an Bord der Rakete 2 erreicht.

Wie Figur 2 zeigt, umfaßt die Überwachungs- und Steueranlage 1 wie üblich:

- eine Vorrichtung 4 mit einer Antenne 5 zur Überwachung des zu schützenden Luftraums sowie zur Erfassung und Identifizierung der Flugkörper 3. Zur Vorrichtung 4 kann ein Überwachungsradar oder ein optoelektronisches Beboachtungssystem gehören. Es ist klar, daß die Vorrichtung 4 die Voraussetzung für eine wirksame Abfangmöglichkeit ist und daß die für diesen Abfangvorgang verfügbare Zeit umso länger ist, je größer die Entfernung bei der Erfassung und Identifizierung des Flugkörpers 3 ist;

- eine Vorrichtung zur Bahnvermessung 6, die aus den Informationen der Überwachungs- und Erfassungsvorrichtung 4 die Kenndaten von Ziel 3 (Position und Geschwindigkeit) mißt und die Anflugbahn T errechnet. Die Vorrichtung 6 kann ein übliches Bahnvermessungsradar haben;

- eine Rechenvorrichtung 7, die aus den Informationen der Bahnvermessungsvorrichtung 6 und insbesondere in Abhängigkeit von den Kenndaten der Abwehrraketen 2 die optimale Abfangflugbahn t für eine Abwehrrakete 2 sowie deren Startmoment errechnet;

- eine Vorrichtung 8 mit einer Antenne 9, durch die die Abwehrrakete 2 während des Fluges zum Anf angpunkt F gelenkt wird; und

- eine Startvorrichtung 10 der Abwehrraketen 2, die diese über eine Verbindung 11 steuert und an die über eine Verbindung 12 von der Überwachungs- und Erfassungsvorrichtung 4 Informationen zur Startvorbereitung einer Rakete 2 und über eine Verbindung 13 von der Rechenvorrichtung 7 der Abschußbefehl und die Startbedingungen gelangen.

Das schematisch in Figur 3 gezeigte Ausführungsbeispiel der Abwehrrakete 2 mit der Achse L-L hat ein hinten gelegenes Antriebssystem 20; mindestens eine militärische Splitterladung 21; ein Ausrüstungsfach 22 mit einer Trägheitsanlage, einem Rechner und einem Sender; beweglich am Ende von Flügeln 24 angebrachte Luftruder 23; eine Vorrichtung 25 zur Steuerung der beweglichen Luftruder 23; einen verstellbaren Zielsucher 26; eine mit dem Zielsucher 26 verbundene Elektronik 27; ein Seitenfenster 28 für das Strahlenbündel des Zielsuchers 26; einen Näherungszünder 29; und ein spitzes langgezogenes Vorderende 30.

Es ist klar, daß die Abwehrrakete 2 anstelle der zur Lageregelung dienenden Luftruder 23 mit einem Lageregelungssystem versehen werden kann, dessen Seitendüsen wie bekannt durch steuerbare Gasströme gespeist werden.

Außerdem ist in Figur 3 der schwenkbare Zielsucher 26 in Form eines Zielsuchers mit beweglicher Antenne dargestellt. Natürlich können auch statische Antennen mit elektronischer Steuerung eingesetzt werden, wobei die statischen Antennen dann an der Seitenwand der Rakette 2 an der Stelle des Seitenfensters 28 angebracht werden, das dann keine Funktion mehr hat.

Unabhängig von der praktischen Ausführung des Zielsuchers 26 und seiner Antenne(n) 26 ist festzustellen, daß entsprechend den wesentlichen Merkmalen dieser Erfindung:

- der Zielsucher 26 nicht vorne an der Rakete 2, sondern in Längsrichtung gesehen in einer mittleren Position zwischen der vorderen Spitze 30 und dem hinteren Antriebssystem 20 angebracht ist, so daß das üblicherweise vorne an den bekannten Abwehrraketen vorgesehene abgerundete Radom durch die konisch zulaufende Spitze 30 ersetzt werden kann, die eine Verlängerung der Rakete 2 ermöglicht und deren aerodynamische Eigenschaften verbessert. Die Rakete 2 kann also schneller sein und bessere Leistungen erzielen;

- die mittlere Achse AD des Zielsuchers 26 nicht wie stets bei den bekannten Abwehrraketen mit der L-L-Achse der Rakete 2 übereinstimmt, sondern vielmehr gegenüber der L-L-Achse der Rakete auf einer Seite derselben seitlich um einen Winkel el geneigt ist. Dieser Winkel θ1 ist von der Geschwindigkeit VE der Abwehrrakete 2 und von der Geschwindigkeit VB des abzufangenden Flugkörpers abhängig. Genauer gesagt, tgθ1 = VB/VE (siehe Figur 7). Es ist festzustellen, daß bei VB = 2000 m/s und VB = 1000 m/s θ1 gleich 63,5 Grad ist. Außerdem kann die mittlere Achse AD durch Drehung der beweglichen Antenne von Zielsucher 26 oder durch Steuerung seiner statischen Antennen um einen Schwenkbereich Δθ beiderseits der mittleren Stellung, die dem Winkel θ1 entspricht, verändert werden. Zur Abdeckung eines weiten Geschwindigkeitsbereichs der abzufangenden Flugkörper 3 wird die mittlere Achse AD konstruktiv in einem Winkel θ1 von etwa 60 Grad mit einem Schwenkbereich Δθ von 40 Grad in allen Richtungen um die mittlere Position herum eingestellt;

- der Näherungszünder 29 vorne an der Rakete 2 zwischen der Spitze 30 und dem Ausrüstungsfach 22 angeordnet ist. Er erzeugt eine Erfassungsfront FP, die gegenüber der L-L-Achse der Rakete 2 auf der gleichen Seite wie die mittlere Achse AD des Zielsuchers 26 seitlich um einen Winkel θ2 geneigt ist. Der Winkel θ2 kann eine Größenordnung von 30 Grad haben und ist möglicherweise veränderlich. Im weiteren wird schnell klar, daß die Nachweisfront FP des Näherungszünders 29 nicht wie üblich die Form eines Kegels mit dem Winkel θ2, der auf die L-L-Achse ausgerichtet ist, sondem einer ebenen Fläche haben kann. Wie der Zielsucher 26 kann der Näherungszünder eine drehbare Antenne oder eine statische Antenne mit elektronischer Steuerung haben, um den Winkel θ2 verändern und die Erfassungsfront FP zur Verbesserung der Erfassungsbedingungen des Flugkörpers 2 schwenken zu können; und

- die militärische Splitterladung 21 eine Splittergarbe nach einer mittleren Richtung I auswerfen kann, die auf der entgegengesetzten Seite der mittleren Achse AD des Zielsuchers 26 und der Erfassungsfront FP des Näherungszünders 29 mindestens annähernd senkrecht zur L-L-Achse der Abwehrrakete 2 verläuft.

Die Vorrichtungen 4, 6, und 10 der Anlage 1 (Figur 2) können den bekannten Vorrichtungen gleichen und die gleiche Funktionsweise wie diese haben.

Die Vorrichtungen 7 und 8 weisen hingegen Besonderheiten auf, die schematisch in den Figuren 4 und 5 dargestellt sind. Wie oben gesagt, gibt die Bahnvermessungsvorrichtung 6 an die Rechenvorrichtung Informationen über die Anflugbahn T, die aufeinanderfolgenden Positionen von Flugkörper 3 auf der Flugbahn T und die Geschwindigkeit VB des Flugkörpers. Aus diesen Informationen sowie den Manövermöglichkeiten und dem Standort A der Abwehrrakete 2 (und anderen Faktoren, wie der Aufschlagstelle der herabfallenden Trümmer des abgefangenen Flugkörpers 3) bestimmt die Rechenvorrichtung 7 einen für das Abfangen günstigen Punkt F der Anflugbahn T.

Ausgehend von der vertikalen Ebene AHF, die durch die Punkte A und F verläuft (wobei H die Horizontalprojektion von Punkt F auf den Boden G ist), ist es vorteilhaft, wenn die Abfangflugbahn t eben ist und sich in dieser Ebene befindet (siehe Figur 4).

Da die Rakete 2 den Flugkörper 3 nach einer wesentlichen Besonderheit der Erfindung zudem quer abfangen muß, verläuft die Tangente tg zur Flugbahn t im Punkt F rechtwinklig zur Flugbahn T. Sie befindet sich also in der Ebene π, die in F senkrecht zur Flugbahn T verläuft. Diese Tangente tg ist also der Schnittpunkt der vertikalen Ebene AHF und der Ebene π.

Eine Untersuchung der Abfangflugbahn t in der Ebene AHF (siehe Figur 5) zeigt schnell, daß diese Flugbahn aus der Anfangstangente ti, die zum Beispiel vertikal zum Punkt A verläuft, aus der horizontalen Entfernung X zwischen den Punkten A und H, aus der vertikalen Entfernung Z zwischen den Punkten F und H und aus dem Winkel α, den die Tangente tg im Abfangpunkt F mit der Horizontalen bildet, besteht. Unter Berücksichtigung der Eigenmerkmale der Abwehrrakete 2 wird die Abfangzeit (Zeit zwischen Abschuß und Erreichen von Punkt F durch die Rakete 2 auf der Flugbahn t) durch die drei Parameter X, Z und α bestimmt. Diese können vorteilhafterweise zuvor tabelliert werden, damit die Abschußparameter (Startmoment der Rakete und Lenkbefehle durch Vorrichtung 8) in einer äußerst kurzen Zeit erstellt werden können.

Der Algorithmus der Rechenvorrichtung 7 führt somit folgende Operationen aus:

- Bestimmung eines günstigen Abfangpunkts F;

- Bestimmung der durch den günstigen Abfangpunkt F und den Standort A der Abwehrrakete 2 verlaufenden vertikalen Ebene AHF;

- Bestimmung der Horizontalprojektion H des günstigen Abfangpunkts F;

- Bestimmung der horizontalen Entfernung X zwischen dem Standort A und dem Punkt H;

- Bestimmung der vertikalen Entfernung Z zwischen dem günstigen Abfangpunkt F und dem Punkt H;

- Bestimmung der in F senkrecht zur Flugbahn T des Flugkörpers 3 verlaufenden Ebene π;

- Bestimmung des Neigungswinkels α gegenüber der Horizontalen, des Schnittpunkts tg der vertikalen Ebene AHF und der Ebene π;

- Bestimmung der Flugbahn t der Abwehrrakete 2 in der vertikalen Ebene AHF aus den Parametern X, Z und α; und

- Bestimmung der Abfangzeit DI der Abwehrrakete 2 nach der Flugbahn t.

Außerdem bestimmt dieser Algorithmus den Punkt C der Flugbahn t, von dem aus der Zielsucher der Abwehrrakete den Flugkörper erfassen kann, und den Punkt D der Flugbahn T, der der geschätzten Position des Flugkörpers zum Zeitpunkt der Erfassung entspricht (siehe Figur 4).

Außerdem errechnet der Rechner 7 aus den Informationen der Bahnvermessungsvorrichtung 6 für jeden Zeitpunkt die Flugzeit DV, die der Flugkörper 3 benötigt, um den Punkt F entsprechend der Flugbahn T zu erreichen. Damit das Abfangen möglich ist, muß die Flugzeit DV von Flugkörper 3 zum Zeitpunkt der Bestimmung der Abfangzeit DI natürlich größer als DI sein. Die Flugzeit DV nimmt jedoch ständig ab, und sobald ihr Wert gleich DI ist, feuert die von der Rechenvorrichtung 7 (über die Verbindung 13) gesteuerte Startvorrichtung 10 die Abwehrrakete 2 ab.

Sobald ein abzufangender Flugkörper 3 von der Vorrichtung 4,5 erfaßt und identifiziert wird, informiert diese die Startvorrichtung 10 (über die Verbindung 12) sowie die Bahnvermessungsvorrichtung 6. Im weiteren wird eine Abwehrrakete 2 von der Vorrichtung 10 (über die Verbindung 11) zum Abschuß vorbereitet, während die Rechenvorrichtung 7, wie oben beschrieben, die Anflugbahn T, den Abfangpunkt F, die Abfangflugbahn t, die Abfangzeit DI und die Flugzeit DV bestimmt.

In dem Augenblick, in dem der Flugkörper 3 Punkt B erreicht, startet die Startvorrichtung 10 die Abwehrrakete 2 beispielsweise vertikal.

Durch die Funkverbindung (Pfeile f) zwischen der Lenkvorrichtung 8,9 und der Abwehrrakete 2 wird diese dann nach der bekannten Technik auf die Abf angflugbahn t gelenkt. Die Vorrichtung 8,9 überprüft die Bahnvermessung der Abwehrrakete 2 und ändert gegebenenfalls entsprechend den neuesten Werten der Bahnvermessung von Flugkörper und Abwehrrakete die Beschleunigung der Rakete 2 um die Abfangflugbahn herum, damit der Flugkörper 3 in einem Punkt F abgefangen werden kann, der dann von der Rechenvorrichtung 7 noch einmal präzisiert wird. Die Lenkvorrichtung 8,9 nimmt dann eine Rollstabilisierung der Rakete 2 vor, so daß die mittlere Achse AD des Zielsuchers 26 zumindest von dem Zeiptunkt an, in dem die Rakete 2 Punkt C erreicht hat, in einer durch den Abfangpunkt F und die Positionen der Rakete 2 und des Flugkörpers 3 verlaufenden Ebene verbleibt.

Während des Flugs tastet der Zielsucher 26 den Raum in Richtung auf den Flugkörper ab und verschiebt die Achse AD in den Kegel mit dem Spitzenwinkel Δθ.

Sobald der Zielsucher 26 den Flugkörper 3 erfaßt hat, wird die Lenkung von Rakete 2 vom Zielsucher und der zugeordneten Elektronik übernommen, die die Rakete 2 auf der Abfangflugbahn t halten.

In der Endphase des Abfangvorgangs ermittelt die Erfassungsfront FP des Näherungszünders 29 der Abwehrrakete 2 einen Punkt Q vorne am Flugkörper 3. Sobald der Punkt Q erfaßt ist, steuert der Näherungszünder 29 die militärische Splitterladung 21 an, die ihre Splittergarbe in die annähernd senkrecht zur L-L-Achse der Rakete 2 auf der entgegengesetzten Seite der Erfassungsfront FP verlaufende Richtung I auswirft (siehe Figur 6).

Eine Zusammenstellung der zum Zeitpunkt des Auswerfens der Splittergarbe vorhandenen Geschwindigkeiten ergibt, wie in Figur 7 dargestellt, daß die relative Geschwindigkeit VR zwischen der Abwehrrakete 2 und dem Flugkörper 3 aufgrund der jeweiligen Werte der Geschwindigkeit VE der Rakete 2 und der Geschwindigkeit VB des Flugkörpers 3 sowie durch den nahezu rechtwinkligen Verlauf dieser Geschwindigkeiten VE und VB in der Nähe von Punkt F zur Geschwindigkeit VB des Flugkörpers 3 sowie zur Geschwindigkeit VI der Splittergarbe der militärischen Ladung 21 geneigt ist, da die Geschwindigkeit VI dann annähernd parallel zur Geschwindigkeit VB des Flugkörpers 3 verläuft.

Die relative Splittergeschwindigkeit VIR, die sich aus der Zusammensetzung der Geschwindigkeiten VI und VR ergibt, ist folglich um einen großen Winkel θj zur Geschwindigkeit VB geneigt.

Daraus ergibt sich, daß die Splitter in das Innere des Flugkörpers 3 nach der Richtung IR unter einem großen Winkel θj eindringen, der für die Zerstörung des Flugkörpers günstig ist (siehe Figur 8). Außerdem treffen die Splitter durch den hohen Wert des Winkels θj (im oben beschriebenen Beispiel etwa 60 Grad) in der Nähe der Vorderspitze auf. Bei einer leicht verzögerten Steuerung der militärischen Ladung 21 nach der Erfassung von Punkt Q des Flugkörpers 3 erreichen die Splitter dieses selbstverständlich in einer Richtung IR', die etwa parallel zu IR, jedoch weiter hinten am Flugkörper verläuft (Figur 8).

Durch diese Erfindung können damit schnellere Ziele 3 als mit den bekannten frontal angreifenden Systemen sowie mit höherer Wirksamkeit und einer ganz einfachen Endphasenkontrolle angegriffen werden, da das Zeitfenster für den Abschuß der Ladung 21 im Verhältnis gesehen größer ist. Außerdem ist festzustellen, daß eine Zunahme der Geschwindigkeit VE der Abwehrrakete 2 der Erfindung für die Wirksamkeit der Ladung günstig ist (in Figur 7 ist zu sehen, daß θj mit VE zunimmt), während diese bei einer frontal angreifenden Abwehrrakete ungünstig ist.


Anspruch[de]

1. Luftabwehrsystem zum Abfangen von Flugkörpern mit hoher Fluggeschwindigkeit (3), mit einer stationären Steueranlage (1) und Abwehrraketen (2), wobei die stationäre Anlage (1) umfaßt:

- Mittel (4,5) zur Erfassung der Flugkörper (3);

- Mittel zur Bahnvermessung (6), um die Anflugbahn (T) und die Geschwindigkeit eines derartigen Flugkörpers (3), der von den Erfassungsmitteln (415) erfaßt wurde, zu bestimmen;

- Rechenmittel (7) zur Bestimmung einer Abfangflugbahn (t), die eine der Abwehrraketen (2) zum Abfangen des erfaßten Flugkörpers (3) einhalten muß;

- Mittel (10) zum Starten der Abwehrrakete (2);

- Mittel (8) zum Lenken der Abwehrrakete (2); und

- Mittel (9,11) zur Verbindung mit der Abwehrrakete (2), während jede Abwehrrakete (2) ein Antriebssystem (20), mindestens eine militärische Ladung (21), eine Trägheitsanlage (22), einen Zielsucher (26), Lageregelungsorgane (23), Verbindungsmittel (22) mit der stationären Steueranlage (1) und einen Geber von Lageregelungsbefehlen (25) hat, der die Lageregelungsbefehle aus den Informationen der Lenkmittel (8) in der stationären Steueranlage und aus den Informationen des Zielsuchers (26) erarbeitet,

dadurch gekennzeichnet, daß:

- im gemeinsamen Punkt (F) der Anflugbahn (T) des Flugkörpers (3) und der Abfangflugbahn (t) der Abwehrrakete (2) die Abfangflugbahn quer zur Anflugbahn verläuft;

- die mittlere Achse (AD) des Zielsuchers (26) seitlich gegenüber Achse (L-L) der Abwehrrakete (2) geneigt ist;

- die Rechenmittel (7) den Zeitpunkt einschätzen, zu dem der Zielsucher (26) den Flugkörper erfaßt;

- die Abwehrrakete (2) rollstabilisiert ist, so daß sich die mittlere Achse (AD) des Zielsuchers auf der Seite des Flugkörpers (3) befindet; und

- sich die mittlere Achse (AD) des Zielsuchers (26) spätestens zum geschätzten Erfassungszeitpunkt des Flugkörpers (3) durch den Zielsucher (26) der Abwehrrakete (2) in der Ebene (CFD) befindet, die von der Position (C) der Rakete (2) in diesem Augenblick, dem gemeinsamen Punkt (F) und dem Punkt (D) gebildet wird, der der Position des Flugkörpers (3) zu diesem Zeitpunkt entspricht, wobei diese Ebene (CFD) als Referenzebene für die Rollstabilisierung der Abwehrrakete (2) dient.

2. Luftabwehrsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Rechenmittel (7), die die Abfangflugbahn (t) der Abwehrrakete (2) bestimmen:

- damit beginnen, den gemeinsamen Punkt (F) der Abfangflugbahn und der Anflugbahn (t,T) zu bestimmen; und dann

- in der vertikalen Ebene (AHF), die durch den gemeinsamen Punkt (F) und durch den Standort (A) der Abwehrrakete (2) am Boden verläuft, die Abfangflugbahn (t) der Abwehrrakete (2) aus den folgenden drei Parametern bestimmen:

. der vertikalen Entfernung (Z) zwischen dem gemeinsamen Punkt (F) und seiner Horizontalprojektion (H) auf den Boden (G);

. der horizontalen Entfernung (X) zwischen dem Bodenstandort (A) der Abwehrrakete (2) und der Horizontalprojektion (H) des gemeinsamen Punkts (F); und

. dem Winkel (α) zwischen der Horizontalen und dem Schnittpunkt (tg) der vertikalen Ebene (AHF) und der Ebene (π) senkrecht zur Anflugbahn (T) des Flugkörpers (3) im gemeinsamen Punkt (F).

3. Luftabwehrsystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Rechenmittel (7):

- mit Hilfe der drei Parameter (Z, X, α) die Abfangzeit (DI) bestimmen, die die Abwehrrakete (2) benötigt, um die Abfangstrecke (t) zwischen dem Bodenstandort (A) der Abwehrrakete (2) und dem gemeinsamen Punkt (F) der Abfang- und Anflugbahn (t,T) zurückzulegen;

- kontinuierlich die Flugzeit (DV) berechnen, die der Flugkörper (3) benötigt, um ausgehend von seiner gegenwärtigen Position nach der Anflugbahn (T) den gemeinsamen Punkt (F) zu erreichen; und

- die Mittel (10) zum Starten der Rakete (2) betätigen, so daß diese von den Mitteln (10) gestartet wird, wenn der Flugkörper (3) den Punkt (B) der Anflugbahn erreicht, an dem der Wert der Flugzeit (DV) gleich der Abfangzeit (DI) ist.

4. Luftabwehrrakete, die an das Abwehrsystem von Anspruch 1 angepaßt wurde, um Flugkörper mit hoher Fluggeschwindigkeit quer abfangen zu können, mit einem Antrieb (20) 1 mindestens einer militärischen Ladung (21), einer Trägheitsanlage (22), einem Zielsucher (26), Lageregelungsorganen (23) und einem Geber von Lageregelungsbefehlen (25), dadurch gekennzeichnet, daß die mittlere Achse (AD) des Zielsuchers (26) seitlich gegenüber der Achse (L-L) der Rakete (2) geneigt ist und der Wert (θ1) des seitlichen Neigungswinkels der mittleren Achse (AD) des Zielsuchers (26) gegenüber der Achse (L- L) der Rakete so gewählt wird, daß seine Tangente tg mindestens annähernd gleich dem Verhältnis zwischen der Geschwindigkeit des abzufangenden Flugkörpers und der Geschwindigkeit der Abwehrrakete ist.

5. Rakete nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Wert (θ1) des seitlichen Neigungswinkels der mittleren Achse (AD) des Zielsuchers mindestens annähernd gleich 60 Grad ist.

6. Rakete nach einem der Ansprüche 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, daß die mittlere Achse (AD) des Zielsuchers um ihre mittlere Position, die dem Wert (θ1) entspricht, schwenkbar ist.

7. Rakete nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die mittlere Achse (AD) des Zielsuchers (26) innerhalb eines Kegels, dessen Achse aus der mittleren Position besteht, schwenkbar ist.

8. Rakete nach einem der Ansprüche 4 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß die militärische Ladung (21) auf der entgegengesetzten Seite der mittleren Achse (Ab) des Zielsuchers (26) seitlich eine Splittergarbe auswerfen kann.

9. Rakete nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die mittlere Richtung (I) der Splittergarbe mindestens etwa senkrecht zur Achse der Rakete verläuft.

10. Rakete nach einem der Ansprüche 4 bis 9, die darüber hinaus einen Näherungszünder (29) zur Erfassung eines derartigen Flugkörpers und zur Steuerung der militärischen Ladung hat, dadurch gekennzeichnet, daß der Näherungszünder (29) eine Erfassungsfront (FP) in Form einer ebenen Fläche bildet, die auf der gleichen Seite wie die mittlere Achse (AD) des Zielsuchers (26) seitlich gegenüber der Achse (L-L) der Rakete geneigt ist.

11. Rakete nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß der seitliche Neigungswinkel (θ2) der Erfassungsfront (FP) des Näherungszünders gegenüber der Achse der Rakete mindestens annähernd 30 Grad beträgt.

12. Rakete nach einem der Ansprüche 4 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß der Zielsucher (26) in einem Zwischenteil der Rakete (2) angeordnet ist.

13. Rakete nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß sie kein Vorderradom hat und daß das Vorderteil spitz und langgezogen ist.







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