Verfahren zum Abwehren einer anfliegenden ballistischen Rakete und Abfangsystem

Abstract

 Die Erfindung geht aus von einem Verfahren zum Abwehren einer anfliegenden ballistischen Rakete (28), bei dem eine voraussichtliche Flugbahn (36) der ballistischen Rakete (28) ermittelt, eine Abfangrakete (2) gestartet wird, diese zur voraussichtlichen Flugbahn (36) fliegt und mittels ihrer Wirkladung (22) die ballistische Rakete (28) im Flug zerstört.
Die Abwehr der ballistischen Rakete (28) kann mit einfachen Mitteln erfolgen, wenn die Abfangrakete (2) vor der Zündung der Wirkladung (22) in Flugrichtung der ballistischen Rakete (28) vor dieser her fliegt.

Beschreibung

[0001] Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Abwehren einer anfliegenden ballistischen Rakete, bei dem eine voraussichtliche Flugbahn der ballistischen Rakete ermittelt, eine Abfangrakete gestartet wird, diese zur voraussichtlichen Flugbahn fliegt und mittels ihrer Wirkladung die ballistische Rakete im Flug zerstört.

[0002] Im Fokus dieser Erfindung stehen Abfangsysteme zur Abwehr bzw. Verfahren zum Abwehren von taktischen ballistischen Raketen (sogenannte "tactical ballistic missiles", kurz ""TBM") und ballistischen Mittelstreckenraketen (sogenannte "intermediate range ballistic missiles", kurz "IRBM").

[0003] Taktische ballistische Raketen haben üblicherweise eine Reichweite von bis zu 500 km, während mit ballistischen Mittelstreckenraketen Reichweiten bis zu 3.000 km erreicht werden. Ihr Flug wird in drei charakteristische Missionsphasen eingeteilt. Während der Startphase (Boost) arbeitet das Raketentriebwerk und beschleunigt die ballistische Rakete bis zu der von der gewünschten Reichweite abhängigen Brennschlussgeschwindigkeit. Während der reibungsarmen Flugphase außerhalb der Atmosphäre wird der größte Teil der Flugstrecke mit Geschwindigkeiten zwischen rund 1000 m/s und 5000 m/s zurückgelegt. Die dritte Flugphase, auch Endphase genannt, beginnt mit dem Wiedereintritt in die Atmosphäre und endet mit dem Auftreffen im Ziel.

[0004] Bei einer Abwehr der taktischen ballistischen Rakete wird diese üblicherweise in der Endphase durch einen entsprechenden Flugkörper abgefangen. Die Abfangrakete wird vom Boden gestartet und fliegt der ballistischen Rakete entgegen, um diese möglichst direkt zu treffen. Die Schwierigkeit liegt hierbei darin, die Flugbahn der sehr schnell anfliegenden ballistischen Rakete präzise zu berechnen, um die Rakete auch treffen zu können. Erschwerend kommt hinzu, dass die ballistische Rakete beim Wiedereintritt in die Atmosphäre eine Taumelbewegung beginnt, so dass diese Taumelbewegung in die Flugbahnberechnung einbezogen werden muss. Für eine solche Flugbahnberechnung ist eine aktive Sensorik zum Bestimmen der Entfernung und der Differenzgeschwindigkeit der Abfangrakete zur taktischen ballistischen Rakete notwendig, um einen voraussichtlichen Treffpunkt (PIP Predicted Impact Point) zu bestimmen. Bedingt durch die hohen sensorischen und aktuatorischen Anforderungen ist eine entsprechend ausgestaltete Abfangrakete relativ teuer bzw. aufwändig.

[0005] Darüber hinaus gibt es auch die Möglichkeit, taktische ballistische Raketen, insbesondere Mittelstreckenraketen während der Flugphase im All abzufangen. Dazu werden sogenannte exoatmosphärische Kill Vehicle von einer mehrstufigen Rakete ins All verbracht und fangen die ballistische Rakete dort ab. Durch die hohe Flughöhe und die notwendige Manövrierfähigkeit der Abfangrakete im All ist ein solches leistungsfähiges Abfangsystem noch kostspieliger bzw. aufwändiger als atmosphärische Abfangsysteme.

[0006] Schließlich gibt es Überlegungen, taktische ballistische Raketen direkt am Start abzufangen. Für einen solchen Fall ist ein Hochleistungsabfangflugkörper erforderlich. Eine Realisierung könnte auf luftgestützten Plattformen, z. B. unbemannten Luftfahrzeugen, realisiert werden, die in einer Krisensituation über einem kritischen Gebiet kreisen, einen Raketenstart registrieren und daraufhin einen mitgeführten Flugkörper starten. Auch ein solches Abfangsystem ist sehr aufwändig und teuer und nur für begrenzte Gebiete möglich.

[0007] Es ist eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Verfahren zum Abwehren einer anfliegenden ballistischen Rakete und ein Abfangsystem anzugeben, mit denen ballistische Raketen kostengünstig abgewehrt werden können.

[0008] Die auf das Verfahren gerichtete Aufgabe wird durch ein Verfahren der eingangs genannten Art gelöst, bei dem die Abfangrakete erfindungsgemäß vor der Zündung der Wirkladung in Flugrichtung der ballistischen Rakete vor dieser herfliegt. Die Bekämpfung findet hierbei zweckmäßigerweise in der Endphase statt, also nach Wiedereintritt der ballistischen Rakete in die Atmosphäre. Vorteilhafterweise fliegt die Abfangrakete auch im Moment der Zündung der Wirkladung vor bzw. neben der ballistischen Rakete her.

[0009] Der Erfindung liegt die Überlegung zu Grunde, dass die Schwierigkeit in einer endoatmosphärischen Bekämpfung während der Endflugphase der ballistischen Rakete darin liegt, dass die Relativgeschwindigkeit zwischen der ballistischen Rakete und der dieser entgegen fliegenden Abfangrakete sehr hoch ist. Bei einem Zünden der Wirkladung nur in der Nähe der ballistischen Rakete ist der Missionserfolg aufgrund der sehr hohen Begegnungsgeschwindigkeit (im Fachterminus auch als Annäherungsgeschwindigkeit bzw. "closing velocity" bezeichnet) zwischen 2000 m/s bei einfachen taktischen ballistischen Raketen und -über 5000 m/s bei ballistischen Mittelstreckenraketen nicht gesichert, da die Wirkkraft der Ladung nicht ausreichend präzise platziert werden kann. Es sollte daher ein Direkttreffer angestrebt werden. Durch eine deutliche Reduzierung der Relativgeschwindigkeit kann jedoch auf ein direktes Zusammentreffen der Abfangrakete mit der ballistischen Rakete verzichtet werden und eine Detonation der Wirkladung in der Umgebung der ballistischen Rakete kann zum Missionserfolg ausreichen.

[0010] Bei einem Vorwegfliegen der Abfangrakete vor der ballistischen Rakete, also bei einer gleichgerichteten Bewegung der beiden Raketen wird die Differenzgeschwindigkeit zwischen den beiden Raketen auf die Überholgeschwindigkeit verringert, also im Vergleich zu einem gegengerichteten Anflug um die doppelte Fluggeschwindigkeit der Abfangrakete reduziert. Hierdurch vereinfacht sich das Platzieren einer Zerstörwirkung der Wirkladung, so dass auf einen Direkttreffer verzichtet werden kann. Damit kann der Aufwand für Sensorik als auch Aktuatorik der Abfangrakete erheblich verringert werden, so dass eine wesentlich kostengünstigere Abfangrakete ermöglicht wird.

[0011] Aufgrund der geringeren Differenzgeschwindigkeit zwischen Abfangrakete und anfliegender ballistischer Rakete ist ein direktes Zusammentreffen der beiden Raketen unter Umständen nicht mehr notwendig. Hierdurch kann die Steuerung der Abfangrakete erheblich vereinfacht werden, da auf die Berücksichtigung der Taumelbewegung der anfliegenden ballistischen Rakete verzichtet werden kann. Hierfür wird die Abfangrakete zweckmäßigerweise auf eine Bahn innerhalb der voraussichtlichen Taumelbahn der ballistischen Rakete gesteuert. Die Taumelbahn ist eine spiralförmige Bahn, die einen im Wesentlichen zylindrischen Innenraum umfährt. Durch das Halten der Abfangrakete in diesem Innenraum kann ein Abstand zwischen Abfangrakete und ballistischer Rakete zu jedem Zeitpunkt gering gehalten werden. Die Taumelbewegung kann als zufällige Abweichung von einer Zentralbahn aufgefasst werden. Die Zentralbahn innerhalb einer spiralförmigen Taumelbahn kann mit Hilfe einer Mittlung von Messdaten der Taumelbahn berechnet werden. Zweckmäßigerweise wird die Abfangrakete im Zentrum der spiralförmigen Taumelbahn gesteuert. Ausgehend von einer Taumelbewegung mit einem gegebenen Radius um die Zentralbahn ist mit einem Vorbeiflug der ballistischen Rakete in einem Abstand gleicher Größe zu rechnen. Bei hinreichend kleinem Abstand kann eine Umgebungszündung der Wirkladung die ballistische Rakete beziehungsweise deren Wirksatz zerstören, ohne dass ein direkter Treffer notwendig ist.

[0012] Der Angriff der Abfangrakete auf die ballistische Rakete erfolgt zweckmäßigerweise im gleichgerichteten Flug. Vorteilhafterweise verlässt die Abfangrakete die Atmosphäre nicht und fliegt der ballistischen Rakete nach deren Wiedereintritt in die Atmosphäre voraus. Die Reihenfolge der Schritte der Ermittlung der voraussichtlichen Flugbahn und des Startens der Abfangrakete ist beliebig. Die Abfangrakete kann insgesamt zur voraussichtlichen Flugbahn der ballistischen Rakete fliegen oder nach einer Boostphase den Raketenmotor abwerfen und nur als Raketenkopf zur voraussichtlichen Flugbahn der ballistischen Rakete fliegen. Der Angriff auf die ballistische Rakete kann durch die Abfangrakete insgesamt oder nur einen Teil von ihr, beispielsweise den Raketenkopf, erfolgen. Ein Raketenkopf wird in diesem Zusammenhang der Einfachheit halber auch als Abfangrakete bezeichnet.

[0013] Auch wenn die Abfangrakete erfindungsgemäß vor der anfliegenden ballistischen Rakete herfliegt, kann zuvor eine gegengerichtete Bewegung der beiden Raketen erfolgen. So ist es beispielsweise möglich und vorteilhaft, dass das Abfangsystem mit der Abfangrakete in der Nähe eines zu schützenden Objekts, beispielsweise einer Stadt, stationiert ist. Nach einem Start fliegt die Abfangrakete zunächst der ballistischen Rakete entgegen, um dann zu wenden und der ballistischen Rakete vorauszufliegen, um so die Differenzgeschwindigkeit zu verringern. Ein direktes Wenden in der Nähe der voraussichtlichen Flugbahn ist hierbei ebenso möglich wie das weiträumige Einschwenken auf die voraussichtliche Flugbahn mit einem energieeffizienteren großen Flugradius. Das entsprechende Anflugmanöver kann von der Stationierung des Abfangsystems und der Anflugrichtung der anfliegenden ballistischen Rakete auf das zu schützende Objekt abhängig gemacht werden.

[0014] In einer vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung erfolgt die Zündung der Wirkladung in Abhängigkeit vom Überholvorgang der ballistischen Rakete an der Abfangrakete vorbei. Hierdurch kann auf eine Vorwegberechnung eines Überholens verzichtet werden, wodurch die Sensorik der Abfangrakete noch weiter vereinfacht werden kann. Die Zündung kann beim Überholen oder in zeitlicher Abhängigkeit von zumindest einem Überholparameter erfolgen, beispielsweise der Differenzgeschwindigkeit. Zweckmäßigerweise wird die Zündung der Wirkladung durch den Überholvorgang direkt getriggert.

[0015] Eine weitere vorteilhafte Ausführungsform der Erfindung sieht vor, dass die ballistische Rakete von zumindest einem weiteren Sensorträger vermessen wird und aus Messdaten des weiteren Sensorträgers zunächst eine grobe Schätzung der voraussichtlichen Flugbahn der ballistischen Rakete ermittelt wird. Unter einem Sensorträger wird vorliegend eine Plattform verstanden, die mit zumindest einem Sensor versehen ist, der in der Lage ist, eine ballistische Rakete zu vermessen. Der weitere Sensorträger kann ein unbemannter Flugkörper sein, beispielsweise eine Aufklärungsdrohne, wobei selbstverständlich auch die Verwendung von bemannten Flugzeugen möglich ist. Ebenso sind bodengestütze Sensorträger wie Radarstationen denkbar. Zweckmäßigerweise wird die ballistische Rakete von mehreren Sensorträgern vermessen, so dass zur Berechnung der voraussichtlichen Flugbahn Triangulation ermöglicht und durchgeführt wird.

[0016] Weiter ist es vorteilhaft, wenn die Abfangrakete nach dem Ermitteln der groben Schätzung der voraussichtlichen Flugbahn der ballistischen Rakete auf diese in Flugrichtung einschwenkt und somit vor der ballistischen Rakete herfliegt.

[0017] Um eine genauere Positionierung der Abfangrakete zum Zweck eines präzisen Angriffs auf die ballistische Rakete zu ermöglichen, ist es vorteilhaft, wenn die Abfangrakete im Vorherflug vor der ballistischen Rakete die ballistische Rakete vermisst und eine präzisere Schätzung der voraussichtlichen Flugbahn der ballistischen Rakete ermittelt. Hierfür verfügt die Abfangrakete zweckmäßigerweise über einen eigenen Sensor. Zweckmäßigerweise fliegt die Abfangrakete dann auf dieser präziser geschätzten voraussichtlichen Flugbahn der ballistischen Rakete voraus. Die Vermessung erfolgt zweckmäßigerweise bereits während des Einschwenkens auf die voraussichtliche Flugbahn, die insbesondere ausgehend von einer groben Voreinweisung auf Basis einer groben Schätzung der voraussichtlichen Flugbahn durch einen weiteren Sensorträger iterativ präzisiert wird.

[0018] Eine Ermittlung der voraussichtlichen Flugbahn der ballistischen Rakete aus den Messdaten kann am Boden oder durch die Abfangrakete selbst erfolgen. Bei einer Ermittlung am Boden können entsprechende Steuerbefehle per Uplink an die Abfangrakete übermittelt werden. Am Einfachsten ist jedoch die Ermittlung der voraussichtlichen Flugbahn durch die Abfangrakete selber, so dass diese durch eigene Daten auf die Flugbahn einschwenken kann. Entsprechend sieht eine weitere vorteilhafte Ausführungsform der Erfindung vor, dass die ballistische Rakete von zumindest einem weiteren Sensorträger vermessen wird und Messdaten vom Sensorträger an die Abfangrakete übermittelt werden. Mittels eines Steuerrechners der Abfangrakete kann dann eine erste grobe Schätzung der voraussichtlichen Flugbahn der ballistischen Rakete aus den Messdaten des Sensorträgers ermittelt werden. Hierdurch ist es der Abfangrakete dann möglich, auf diese grob geschätzte voraussichtliche Flugbahn in Flugrichtung der ballistischen Rakete einzuschwenken.

[0019] Zweckmäßigerweise sind die Messdaten von einem Sensorträger Rohdaten, beispielsweise die mit einem Zeitstempel versehenen Positionen und Peilwinkel des Sensorträgers in Bezug auf die ballistische Rakete. Unter Rohdaten werden vorliegend ungefilterte Daten verstanden. Rohdaten haben den Vorteil, dass sie in einfacher Weise mit eigenen Messdaten der Abfangrakete fusioniert werden können, ohne dass Daten unterschiedlicher Verarbeitungsebenen fusioniert werden müssen. Es kann also geschickterweise gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung vorgesehen sein, dass ein Steuerrechner der Abfangrakete Messdaten der Abfangrakete mit Messdaten eines oder mehrerer weiterer Sensorträger fusioniert, um gegenüber einer nur auf Messdaten der Abfangrakete oder Messdatein eines Sensorträgers ermittelten Schätzung einer voraussichtlichen Flugbahn eine noch genauere Schätzung einer voraussichtlichen Flugbahn der ballistischen Rakete zu ermitteln, auf welche die Abfangrakete dann in Flugrichtung der ballistischen Rakete einschwenken kann.

[0020] Weiter wird vorgeschlagen, dass ein Zeitpunkt des Überholvorgangs bestimmt wird, zweckmäßigerweise von der Abfangrakete selber, und eine Zündung der Wirkladung in Abhängigkeit von diesem Zeitpunkt erfolgt. In einer einfachen Variante kann auf die Bestimmung der azimutalen Richtung, in der die ballistische Rakete die Abfangrakete überholt, verzichtet werden. Eine besonders geeignete Zündung könnte eine Polarzündung an zwei entgegengesetzten Enden der Wirkladung sein, wodurch sich einige der Splitter in einer Ebene senkrecht zur Symmetrieachse der Abfangrakete mit erhöhter Geschwindigkeit bewegen und sich somit eine erhöhte endballistische Leistung erzielen lässt. Dadurch würde ein Splittervorhang rund um die Abfangrakete gebildet werden, der die ballistische Rakete - vorausgesetzt, der Zündzeitpunkt ist korrekt gewählt - auf Höhe ihres Gefechtskopfes trifft, unabhängig in welchem azimutalen Winkel die ballistische Rakete die Abfangrakete überholt.

[0021] Eine günstigere Ausrichtung der Sprengkraft der Wirkladung besteht darin, die Sprengkraft durch eine Mehrpunktanzündung in zweckmäßigerweise eine weitgehend eindimensionale Richtung auszurichten. Hierfür ist es in einer etwas komplexeren Variante der Erfindung notwendig, die azimutale Richtung, in der die ballistische Rakete die Abfangrakete überholt, zu bestimmen. Ist die azimutale Richtung bekannt, können die Anzündpunkte entsprechend günstig gewählt und die Wirkladung in ihrer Sprengwirkung entsprechend auf die ballistische Rakete ausgerichtet werden.

[0022] Ist jedoch ein direktes Zusammentreffen der beiden Raketen oder eine größere Annäherung der Abfangrakete an die ballistische Rakete gewünscht, so bestehen mehrere Möglichkeiten: Eine der Möglichkeiten ist, die Abfangrakete mit einem zusätzlichen Triebwerk zu versehen. Dieses ist zweckmäßigerweise so ausgeführt, dass es der Abfangrakete eine Querbeschleunigung verleiht, mit der die Abfangrakete direkt in die Flugbahn der überholenden ballistischen Rakete oder zumindest in deren Richtung verbracht wird. Eine Zündung des zusätzlichen Triebwerks erfolgt zweckmäßigerweise kurz vor einem voraussichtlichen Zusammentreffen der beiden Raketen. Hierzu wird vorteilhafterweise der Zeitpunkt des Überholvorgangs und insbesondere eine azimutale Richtung, in der die ballistische Rakete den Raketenkopf überholt, im Voraus bestimmt.

[0023] Die Zündung des zusätzlichen Triebwerks bewirkt zweckmäßigerweise, dass zumindest die Wirkladung auf die vorbeifliegende ballistische Rakete zubewegt wird. Selbstverständlich ist es auch möglich und vorteilhaft den gesamten Raketenkopf bzw. die gesamte Abfangrakete direkt in Kollision mit der ballistischen Rakete zu bringen. Voraussetzung hierfür ist eine Vermessung von Entfernung und Differenzgeschwindigkeit zwischen den Raketen. Hierzu ist eine aktive Sensorik notwendig. Das Taumeln kann passiv, beispielsweise durch einen Infrarotsensor, erfasst werden.

[0024] Auf eine aktive Sensorik kann in einer zweiten Möglichkeit verzichtet werden. Hierzu fliegen mehrere Abfangraketen, die zumindest in die Nähe der voraussichtlichen Flugbahn verbracht werden, der ballistischen Rakete voraus. Auch mehrere Raketenköpfe, die aus einer Trägerrakete ausgestoßen wurden, werden in diesem Zusammenhang als mehrere Abfangraketen bezeichnet. Die Abfangraketen können hierbei um eine voraussichtliche Flugbahn der ballistischen Rakete angeordnet sein. Vorteilhafterweise wird die ballistische Rakete jeweils mittels zumindest eines Sensors einer Abfangrakete vermessen. Messdaten von allen Abfangraketen können an zumindest eine der Abfangraketen weitergegeben und eine Entfernung und eine Differenzgeschwindigkeit der ballistischen Rakete zu zumindest einer der Abfangraketen kann aus den Messdaten bestimmt werden. Die aktive Sensorik ist bei dieser Ausführungsform verzichtbar, da die Differenzgeschwindigkeit und Entfernung beispielsweise triangulatorisch erfasst werden können. Auch die Taumelhelix kann als voraussichtliche Flugbahn erfasst werden. Eine oder mehrere der Abfangraketen bekämpfen schließlich die ballistische Rakete, wobei diese Abfangrakete(n) zweckmäßigerweise auch die voraussichtliche Flugbahn berechnen.

[0025] Die Erfindung ist außerdem auf ein Abfangsystem gerichtet, das zumindest eine Abfangrakete umfasst, die einen Raketenmotor, einen Steuerrechner, ein Lenksystem und eine Wirkladung aufweist.

[0026] In Bezug auf die auf das Abfangsystem gerichtete Aufgabe der Erfindung wird vorgeschlagen, dass der Steuerrechner erfindungsgemäß dazu vorbereitet ist, eine voraussichtliche Flugbahn der ballistischen Rakete zu ermitteln, das Lenksystem derart anzusteuern, dass zumindest der Raketenkopf in Flugrichtung der ballistischen Rakete vor dieser herfliegt und insbesondere die Wirkladung in Abhängigkeit von einem Überholvorgang der ballistischen Rakete an der Abfangrakete vorbei zu zünden. Durch die im Vergleich zum Gegenflug stark verringerte Differenzgeschwindigkeit kann auf ein direktes Zusammentreffen der beiden Raketen verzichtet werden und das Abfangsystem kann einfach und somit kostengünstig gehalten bleiben.

[0027] Üblicherweise wird der Raketenmotor (Booster) nach einer Boostphase abgeworfen, so dass nur der Raketenkopf - hier auch als Abfangrakete bezeichnet - in die voraussichtliche Flugbahn der anfliegenden ballistischen Rakete einschwenkt. Es ist jedoch im Rahmen dieser Erfindung möglich, dass der Raketenmotor am Raketenkopf verbleibt und die Abfangrakete als Ganzes vor der ballistischen Rakete herfliegt und diese zerstört.

[0028] Der Steuerrechner ist vorteilhafterweise dazu vorbereitet, die Durchführung eines beliebigen, mehrerer beliebiger oder aller der genannten Verfahrensschritte zu steuern. Eine solche Vorbereitung kann durch ein entsprechendes Steuerprogramm des Steuerrechners vorliegen, dessen Ablauf - beispielsweise in Verbindung mit geeigneten Eingangssignalen, wie Sensorsignalen - eine solche Steuerung bewirkt. Hierzu umfasst der Steuerrechner zweckmäßigerweise elektronische Elemente, wie einen Prozessor und Datenspeicher, die zum Ablaufen des Steuerprogramms notwendig sind.

[0029] Zweckmäßigerweise umfasst die Abfangrakete einen Datenempfänger zum Empfangen von Messdaten anderer Sensorträger zur Berechnung der voraussichtlichen Flugbahn der ballistischen Rakete.

[0030] In einer vorteilhaften Ausführungsform dieser Erfindung umfasst die Abfangrakete einen nach hinten gerichteten Suchkopf, dessen Blickfeld auf die von der Abfangrakete beziehungsweise deren Raketenkopf bereits durchflogene Flugbahn gerichtet ist. Durch den nach hinten gerichteten Suchkopf kann die von hinten anfliegende ballistische Rakete passiv erkannt werden, beispielsweise durch von dieser abgegebenen Wärmestrahlung bei Verwendung eines IR-Suchkopfs. Es ist jedoch auch möglich, dass der Suchkopf aktive Sensorik umfasst.

[0031] Weiter wird vorgeschlagen, dass die Abfangrakete eine Trennstelle zum Abtrennen des Raketenmotors von einem Raketenkopf aufweist, sowie einen nach hinten gerichteten Suchkopf, der derart am Raketenkopf angeordnet ist, dass er durch das Abtrennen des Raketenmotors ein freies Blickfeld nach hinten erhält. Bei dieser Ausführungsform ist der Suchkopf während der Lagerung der Abfangrakete und insbesondere während der Boostphase durch die Trennstelle geschützt. Erst durch das Abtrennen des Raketenmotors gelangt der Suchkopf an die Oberfläche beziehungsweise erhält einen freien Blick nach hinten.

[0032] Vorteilhafterweise ist der Steuerrechner dazu vorbereitet, die von hinten anfliegende ballistische Rakete mit Hilfe des Suchkopfs zu vermessen und aus Messdaten die voraussichtliche Flugbahn der ballistischen Rakete zu ermitteln. Diese Flugbahn kann eine präziser geschätzte voraussichtliche Flugbahn sein, als sie beispielsweise zuvor aus Messdaten zumindest eines weiteren Sensorträgers berechnet wurde.

[0033] Außerdem ist der Steuerrechner zweckmäßigerweise dazu vorbereitet, eine Taumelbewegung der von hinten anfliegenden ballistischen Rakete auszublenden, also zu ignorieren, und die Abfangrakete auf einer voraussichtlichen Zentralbahn innerhalb der realen Taumelbahn der ballistischen Rakete zu steuern.

[0034] Eine weitere vorteilhafte Ausführungsform der Erfindung schlägt vor, dass die Abfangrakete einen Begegnungssensor aufweist, der dazu vorbereitet ist, ein Überholen der ballistischen Rakete zu erkennen. Zweckmäßigerweise wird ein sensorisches Erkennen des Überholvorgangs als gerade stattfindendes Ereignis durchgeführt. Auf eine Vorausberechnung des Überholzeitpunkts und insbesondere der Überholrichtung kann dann verzichtet werden. Beides kann in Echtzeit sensorisch erfasst werden.

[0035] Eine einfache Ausführung des Begegnungssensors beinhaltet, dass dieser Strahler aufweist, die dazu vorbereitet sind, einen aktiven Strahlenvorhang in die Umgebung zu legen. Der Strahlenvorhang kann in die Umgebung der Abfangrakete gelegt werden und umgibt zweckmäßigerweise die Abfangrakete um 360°, also vollständig. Weiter vorteilhaft sind der Begegnungssensor und/oder der Steuerrechner dazu vorbereitet, ein Durchbrechen des Strahlenvorhangs durch die ballistische Rakete zu erfassen. Dies kann beispielsweise durch eine Rückstrahlung der Strahlen und die entsprechende sensorische Erkennung der Rückstrahlung geschehen. Zweckmäßigerweise sind mehrere Sensoren vorhanden, so dass eine 360°-Überwachung des Strahlenvorhangs einfach ermöglicht ist.

[0036] In einer einfachen Version der Abfangrakete wird nur das Durchbrechen an sich erfasst und die Sprengwirkung der Sprengladung wird rundum in die Umgebung des Raketenkopfs gelenkt, beispielsweise diskusförmig. Eine präzisere Wirkung wird ermöglicht, wenn eine Winkelerfassung der Durchbrechung des Strahlenvorhangs erfasst wird, so dass der Azimutwinkel der überholenden ballistischen Rakete - immer relativ zu einer vorbestimmten Richtung - erfasst werden kann.

[0037] Ist ein zusätzliches Triebwerk, insbesondere ein Querschubtriebwerk, vorhanden und der Steuerrechner dazu vorbereitet, das Triebwerk in der Weise zu zünden, dass zumindest die Wirkladung eine Querbeschleunigung auf die vorbei fliegende ballistische Rakete erfährt, so kann die Wirkung nochmals erhöht werden.

[0038] Die bisher gegebene Beschreibung vorteilhafter Ausgestaltungen der Erfindung enthält zahlreiche Merkmale, die in den einzelnen Unteransprüchen teilweise zu mehreren zusammengefasst wiedergegeben sind. Diese Merkmale wird der Fachmann jedoch zweckmäßigerweise auch einzeln betrachten und zu sinnvollen weiteren Kombinationen zusammenfassen. Insbesondere sind diese Merkmale jeweils einzeln und in beliebiger geeigneter Kombination mit dem erfindungsgemäßen Verfahren und der erfindungsgemäßen Vorrichtung gemäß den unabhängigen Ansprüchen kombinierbar.

[0039] Die oben beschriebenen Eigenschaften, Merkmale und Vorteile dieser Erfindung, sowie die Art und Weise, wie diese erreicht werden, werden klarer und deutlicher verständlich im Zusammenhang mit der folgenden Beschreibung der Ausführungsbeispiele, die im Zusammenhang mit den Zeichnungen näher erläutert werden. Die Ausführungsbeispiele dienen der Erläuterung der Erfindung und beschränken die Erfindung nicht auf die darin angegebene Kombination von Merkmalen, auch nicht in Bezug auf funktionale Merkmale. Außerdem können dazu geeignete Merkmale eines jeden Ausführungsbeispiels auch explizit isoliert betrachtet, aus einem Ausführungsbeispiel entfernt, in ein anderes Ausführungsbeispiel zu dessen Ergänzung eingebracht und/oder mit einem unabhängigen Anspruch kombiniert werden.

[0040] Es zeigen:

Fig. 1

Eine schematische Draufsicht auf eine Abfangrakete mit einem Raketenkopf und einem Raketenmotor,

Fig. 2

die Abfangrakete aus Fig. 1 mit vom Raketenkopf abgetrennten Raketenmotor,

Fig. 3

ein Ablaufschema eines Verfahrens zum Abwehren einer fliegenden ballistischen Rakete mit einer wie in den Figuren 1 und 2 dargestellten Abfangrakete,

Fig. 4

eine schematische Darstellung eines Überholvorgangs der ballistischen Rakete an der Abfangrakete vorbei und

Fig. 5

ein mit Hilfe eines zusätzlichen Triebwerks durchgeführtes Steuermanöver der Abfangrakete kurz vor dem Überholvorgang durch die ballistische Rakete.

[0041] Fig. 1 zeigt eine Abfangrakete 2 mit einem Raketenkopf 4 und einem Raketenmotor (Booster) 6. Der Raketenkopf 4 ist mit einem Lenksystem 8 ausgestattet, das an feststehenden Flügeln 10 bewegliche Ruder 12 aufweist. Auch der Raketenmotor 6 ist mit Flügeln 14 ausgestattet, die jedoch nicht notwendigerweise beweglich sind.

[0042] Fig. 2 zeigt die Abfangrakete 2 aus Fig. 1 in einer etwas detaillierteren schematischen Darstellung. Der Raketenmotor 6 ist vom Raketenkopf 4 an einer Trennstelle 16 abtrennbar. Er enthält Treibmittel 18 und ist mit einem Fallschirm 20 ausgestattet, an dem er nach Ausbrand des Treibmittels 18 zu Boden schwebt.

[0043] Der Raketenkopf 4 ist an seiner vorderen Spitze mit einem Gefechtskopf, der eine Wirkladung 22 enthält, ausgestattet. Dahinter ist ein Steuerrechner 24 angeordnet, der eine Führungseinheit zum Berechnen von Flugbahnen und von Steuersignalen zur Steuerung des Raketenkopfs beziehungsweise der Abfangrakete enthält. Ferner ist der Steuerrechner mit einem inertialen Navigationssystem, einem GPS-Empfänger und einer Funkschnittstelle zum Austausch von Daten mit einer Bodenstation und/oder anderen Sensorträgern wie beispielsweise Flugkörpern ausgestattet. Außerdem enthält der Steuerrechner eine Aktuator-Steuereinheit, die zum Steuern der beweglichen Ruder 12 vorbereitet ist. Am Heck des Raketenkopfs 4 ist ein Suchkopf 26 angeordnet, dessen Blickfeld nach hinten gerichtet ist. Der Suchkopf 26 ist ein IR-Suchkopf zum Erkennen von infraroter Strahlung. Er enthält eine bewegliche Optik zum Schwenken des Gesichtsfelds.

[0044] Fig. 3 zeigt ein Ablaufschema eines Verfahrens zum Abwehren einer anfliegenden ballistischen Rakete 28. Nicht dargestellt sind der Start der ballistischen Rakete 28 und die Startphase, während der die ballistische Rakete 28 aufsteigt. Allerdings wird diese Startphase von mehreren Sensorträgern, gemäß diesem Ausführungsbeispiel Flugkörpern 30 erfasst, die weit entfernt vom Startort der ballistischen Rakete 28 in großer Höhe fliegen. Alternativ kann der Start und/oder die Flugphase der ballistischen Rakete 28 außerhalb der Atmosphäre von einem oder mehreren Satelliten erkannt werden, die in diesem Zusammenhang ebenfalls als Sensorträger bzw. Flugkörper bezeichnet werden.

[0045] Der oder die Flugkörper 30 bestimmen zu bekannten Zeitpunkten ihre Position und ihren Blickwinkel zur fliegenden ballistischen Rakete 28. Aus diesen Rohdaten berechnen sie oder eine Bodenstation die voraussichtliche Flugbahn 36 und Fluggeschwindigkeit sowie den jeweiligen Ort der ballistischen Rakete 28. Auf der Basis dieser Flugdaten wird die Abfangrakete 2 aus einem Startgerät 32 gestartet. Der Start der Abfangrakete 2 kann bodengestützt, schiffsgestützt oder luftgestützt erfolgen. Nach Abschluss der Boostphase wird der Raketenmotor 6 vom Raketenkopf 4 getrennt und der Raketenmotor 6 schwebt am Fallschirm 20 zu Boden. Vor oder nach dem Abtrennen des Raketenmotors 6 vom Raketenkopf 4 wird die Abfangrakete 2 beziehungsweise der Raketenkopf 4 aus der reinen Aufstiegsrichtung bereits zur voraussichtlichen Flugbahn 36 gelenkt. Das anschließende Lenken in die Flugbahn 36 hinein kann auf unterschiedliche Weisen erfolgen.

[0046] Die Flugdaten der ballistischen Rakete 28 können an den Raketenkopf 4 übermittelt werden, der dann anhand dieser Daten in die Flugbahn 36 hineinsteuert. Eine besonders vorteilhafte Methode besteht darin, dass die Rohdaten an den Raketenkopf 4 übermittelt werden und der Steuerrechner 24 die voraussichtliche Flugbahn 36 der ballistischen Rakete 28 selbst berechnet und in die selbstberechnete Flugbahn 36 einsteuert. Diese Methode hat den Vorteil, dass eigene Messdaten besonders einfach und fehlerarm mit diesen Rohdaten verschmolzen werden können, so dass später eine präzisere voraussichtliche Flugbahn 36 genauer geschätzt werden kann.

[0047] Zur Lenkung auf diese Abstiegsbahn beziehungsweise voraussichtliche Flugbahn 36 der ballistischen Rakete 28 werden die entsprechenden Daten des externen Sensorsystems per Uplink dem Steuerrechner 24 zugeführt.

[0048] Spätestens wenn die Abfangrakete 2 beziehungsweise der Raketenkopf 4 auf die voraussichtliche Flugbahn 36 eingeschwenkt ist und vor der ballistischen Rakete 28 herfliegt, versucht der Raketenkopf 4 die ballistische Rakete 28 mit Hilfe des Suchkopfs 26 optisch zu erfassen. Der Raketenkopf 4 befindet sich zu diesem Zeitpunkt beispielsweise in einer Höhe von ca. 20 km. Es ist dort von einer Infrarot-Reichweite von deutlich mehr als 25 km auszugehen, so dass die anfliegende ballistische Rakete 28 ausreichend lange vom Suchkopf verfolgt werden kann und die Vorhersage der voraussichtlichen Flugbahn 36 anhand der Daten des Suchkopfs 26 korrigiert werden kann. Bei Vorliegen der korrigierten beziehungsweise präziser geschätzten voraussichtlichen Flugbahn 36 schwenkt der Raketenkopf 4 auf diese Flugbahn 36 ein und fliegt weiter vor der ballistischen Rakete 28 her. Über den Suchkopf 26 wird die ballistische Rakete 28 permanent verfolgt und die voraussichtliche Flugbahn 36 wird in regelmäßigen Abständen korrigiert. Das Bezugszeichen 34 in Fig. 3 bezeichnet vorliegend die Sichtlinie vom Suchkopf 26 zur ballistischen Rakete 28.

[0049] Der Raketenkopf 4 fliegt mit einer Geschwindigkeit von beispielsweise 700 m/s und stellt sich dem mit großer Geschwindigkeit, z. B. > 1500 m/s, anfliegenden Ziel in den Weg. Bei diesem Ausführungsbeispiel mit der relativ langsamen Abfangrakete 2 beträgt die Differenzgeschwindigkeit zwischen den beiden Raketen 4, 28 rund 800 m/s. Selbstverständlich sind für andere Ausführungsbeispiele und andere Raketen 4, 28 andere Geschwindigkeiten möglich. Bei einer anfliegenden Mittelstreckenrakete ist mit einer Wiedereintrittsgeschwindigkeit der Rakete in die Atmosphäre von rund 10 Mach auszugehen. Allerdings wird die anfliegende Rakete im Laufe des Durchflugs durch die Atmosphäre auf rund 3 Mach heruntergebremst.

[0050] Entsprechend den Fluggeschwindigkeiten der Abfangrakete 2 ist somit ein geeigneter Zusammentreffbereich der beiden Raketen 4, 28 zu berechnen, der einerseits in großer Höhe und möglichst weit weg vom zu schützenden Ziel, beispielsweise der Stadt, liegt und bei dem andererseits die Mittelstreckenrakete bereits eine relativ niedrige Geschwindigkeit aufweist, um mit verhältnismäßig geringem Aufwand zerstört werden zu können. Die Lage dieses Bereichs ist selbstverständlich auch abhängig von der erreichbaren Fluggeschwindigkeit der Abfangrakete 2. Bei der Erfassung des Ziels 28 mit dem Suchkopf 26 ist darauf zu achten, dass die Rakete 28 beim Wiedereintritt in die Atmosphäre eine mehr oder weniger kontrollierte Taumelbewegung ausführt. Entsprechend verläuft die tatsächliche Flugbahn der ballistischen Rakete 28 auf einer Spirale mit einem Durchmesser von beispielsweise fünf Metern und einer Durchlauffrequenz von z. B. etwa einem Hertz pro Umdrehung. Wenn davon ausgegangen wird, dass ein naher Vorbeiflug mit einem Abstand von z. B. unter drei Metern ausreicht, um die ballistische Rakete 28 zuverlässig zu zerstören, so ist es nicht notwendig, diese Taumelbewegung der Rakete 28 in die Berechnung der voraussichtlichen Flugbahn 36 einzubeziehen. Bei der Berechnung der Flugbahn 36 kann beispielsweise eine mittlere Flugbahn 36 angenommen werden. Wird der Raketenkopf 4 auf dieser Flugbahn 36 gesteuert, so fliegt er in der Mitte der Helixbahn, so dass bei einem Überholvorgang der ballistischen Rakete 28 an der Abfangrakete 2 beziehungsweise dem Raketenkopf 4 vorbei der Mindestabstand zwischen den beiden Raketen 4, 28 beispielsweise maximal 2,5 Meter beträgt.

[0051] In einem besonders einfachen Ausführungsbeispiel wird die Differenzgeschwindigkeit zwischen den beiden Raketen 4, 28 und der Abstand zwischen ihnen nicht berechnet. Der Raketenkopf 4 fliegt allein auf Sicht. Ein Zeitpunkt t₁, an dem die ballistische Rakete 28 den Raketenkopf 4 überholt, ist im Voraus nicht bekannt.

[0052] In Fig. 4 ist allerdings schematisch dargestellt, dass dieser Überholvorgang dennoch einfach vom Raketenkopf 4 beziehungsweise dem Steuerrechner registriert werden kann. Zu diesem Zweck ist der Raketenkopf 4 mit mehreren Abstrahl-Sensor-Einheiten 38 (siehe Fig. 1) ausgestattet. Die von ihnen abgestrahlte Strahlung 40 umgibt den Raketenkopf strahlenkranzförmig in alle Richtungen, erstreckt sich also um 360° um den Raketenkopf 4. Erreicht die Spitze der ballistischen Rakete 28 diesen Strahlenkranz 40 und reflektiert die Strahlung zurück zum Raketenkopf 4, so wird die reflektierte Strahlung von der Abstrahl-Sensor-Einheit 38 registriert. Aufgrund dessen wird von dem Eintreten des Überholvorgangs ausgegangen. Dieser Zeitpunkt t₁ wird vom Steuerrechner 24 registriert und es wird eine Zeitspanne bis zum Zeitpunkt t₂ abgewartet, bis die Zündung der Wirkladung 22 initiiert wird. Dies soll bewirken, dass die Sprengkraft der Wirkladung 22 auf die Nutzlast 42 der ballistischen Rakete 28 gerichtet ist, so dass diese am Ort der Nutzlast 42 getroffen wird, wie durch den Pfeil vom Raketenkopf 4 in Richtung zur Nutzlast 42 in Fig. 4 angedeutet ist. Für den Fall einer ungerichteten Detonation der Wirkladung 22 beziehungsweise einer diskusförmigen Detonation beziehungsweise Ausrichtung der Sprengkraft, ist es nur erforderlich, den Überholvorgang an sich zu registrieren, also den Zeitpunkt t₁, an dem die ballistische Rakete 28 den Strahlenvorhang 40 durchbricht.

[0053] Um jedoch eine größere Sprengkraft in Richtung der Nutzlast 42 schicken zu können, ist es vorteilhaft, die Sprengkraft gezielt in eine Richtung zu lenken. Hierfür muss der Azimutwinkel bekannt sein, an dem die Rakete 28 den Raketenkopf 4 überholt, also die Richtung, in der der Strahlenvorhang 40 durchbrochen wird. Umfasst die Abstrahl-Sensor-Einheit 38 eine Vielzahl von Abstrahlmitteln beziehungsweise Sensoren, so kann dieser Azimutwinkel ausreichend fein erfasst werden. Je nachdem welcher der ringförmig um den Raketenkopf 4 angeordneten Sensoren die rückgestreute Strahlung am stärksten erfasst, wird der Azimutwinkel entsprechend bestimmt und die Sprengrichtung der Wirkladung 22 entsprechend gesteuert.

[0054] Ein weiterer möglicher Einstellparameter zum gezielten Zerstören der ballistischen Rakete 28 ist der Elevationswinkel 44, mit dem der Strahlenkranz 40 in die Umgebung gerichtet ist. Bei dem in Fig.4 gezeigten Ausführungsbeispiel beträgt der Elevationswinkel 44 90°. Es ist jedoch auch denkbar, dass dieser Winkel 44 kleiner als 90°, der Strahlenvorhang 40 also nach hinten ausgerichtet ist. Entsprechend wird ein Überholvorgang früher erfasst. Hierbei ist allerdings zu berücksichtigen, dass der Uberholvorgang umso früher bemerkt wird, je weiter der Abstand zwischen den Raketen 4, 28 ist. Verfügt der Raketenkopf 4 z. B. über eine Einrichtung zur Entfernungsmessung, wie beispielsweise einem Laser Rangefinder, kann darüber der Abstand zwischen den Raketen 4, 28 ermittelt werden. Der Elevationswinkel 44 kann dann so eingestellt werden, dass die Sprengwirkung der Wirkladung 22 stets optimal ist. Wird beispielsweise von einer Wirkladung mit einer Splittergeschwindigkeit von 2000 m/s ausgegangen, so brauchen die Splitter der Wirkladung 22 umso länger, um die Rakete 28 zu erreichen, je weiter diese vom Raketenkopf 4 entfernt ist. Es ist also vorteilhaft, die Wirkladung 22 umso früher zu zünden, je weiter der Abstand zwischen den beiden Raketen 4, 28 ist. Die Differenzgeschwindigkeit zwischen den Raketen 4, 28 ist beispielsweise bekannt aus der fortgeführten Schätzung der voraussichtlichen Flugbahn 36, wie in Zusammenhang mit Fig. 3 zuvor beschrieben. Damit kann der Elevationswinkel 44 an diese Differenz angepasst werden. Je größer die Differenzgeschwindigkeit ist, desto kleiner ist der Elevationswinkel 44 und desto weiter nach hinten ist der Strahlenkranz 40 also gerichtet.

[0055] Um die Wirkung der Wirkladung 22 auf die Rakete 28 weiter zu erhöhen bzw. um einen Direkttreffer zu erzielen, kann der Raketenkopf 4 durch ein zusätzliches Triebwerk 46 in Form eines Querschubtriebwerks in Richtung auf die überholende ballistische Rakete 28 gesteuert werden. Dies ist in Fig. 5 schematisch angedeutet. Kurz vor dem Überholvorgang wird das Triebwerk 46 gezündet und der Raketenkopf 4 wird in die tatsächliche Flugbahn 48 der Rakete 28 geführt. Hierzu ist es allerdings notwendig, die Taumelbewegung in die Flugbahnberechnung mit einzubeziehen, um im Voraus zu wissen, in welchen Azimutwinkel die Rakete 28 überholt. Entsprechend muss der Raketenkopf 4 vor dem Zünden des Querschubtriebwerks gerollt werden.

[0056] Zur Vorbereitung dieses Roll-Manövers wird mittels aktiver Sensorik die Differenzgeschwindigkeit und der Abstand zwischen den beiden Raketen 4, 28 zu bestimmt. Hieraus kann ein voraussichtlicher Auftreffpunkt (PIP) berechnet werden, in den der Raketenkopf 4 nun mittels des Triebwerks 46 eingesteuert wird.

[0057] In einer weiteren Ausführungsform der Erfindung werden an Stelle einer einzigen Abfangrakete 2 mehrere Abfangraketen 2 gestartet. Dies kann aus einem einzigen Startgerät 32 oder aus mehreren Startgeräten 32 erfolgen. Entsprechend stehen auch mehrere Raketenköpfe 4 zur Verfügung, die zunächst um die voraussichtliche Flugbahn 36 gruppiert werden. Hierzu bleiben die Raketenköpfe 4 so weit beabstandet, dass die Entfernung zwischen ihnen und der anfliegenden ballistischen Rakete 28 mittels Triangulation bestimmt werden kann, und hieraus auch die Differenzgeschwindigkeit. Auf diese Weise kann auf aktive Sensorik verzichtet werden und die Raketenköpfe 4 können sich gezielt dem Flugkörper 28 in den Weg stellen.

Bezugszeichenliste

[0058] 

2

Abfangrakete

4

Raketenkopf

6

Raketenmotor

8

Lenksystem

10

Flügel

12

Ruder

14

Flügel

16

Trennstelle

18

Treibmittel

20

Fallschirm

22

Wirkladung

24

Steuerrechner

26

Suchkopf

28

ballistische Rakete

30

Flugkörper

32

Startgerät

34

Sichtlinie

36

Flugbahn

38

Abstrahl-Sensor-Einheit

40

Strahlung

42

Nutzlast

44

Elevationswinkel

46

Triebwerk

48

Flugbahn

Ansprüche

1. Verfahren zum Abwehren einer anfliegenden ballistischen Rakete (28), bei dem eine voraussichtliche Flugbahn (36) der ballistischen Rakete (28) ermittelt, eine Abfangrakete (2) gestartet wird, diese zur voraussichtlichen Flugbahn (36) fliegt und mittels ihrer Wirkladung (22) die ballistische Rakete (28) im Flug zerstört,
dadurch gekennzeichnet,
dass die Abfangrakete (2) vor der Zündung der Wirkladung (22) in Flugrichtung der ballistischen Rakete (28) vor dieser her fliegt.

2. Verfahren nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,
dass die Zündung der Wirkladung (22) in Abhängigkeit von einem Überholvorgang der ballistischen Rakete (28) an der Abfangrakete (2) vorbei erfolgt.

3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2,
dadurch gekennzeichnet,
dass die ballistische Rakete (28) von zumindest einem weiteren Sensorträger (30) vermessen wird und aus Messdaten des weiteren Sensorträgers (30) zunächst eine grobe Schätzung der voraussichtlichen Flugbahn (36) der ballistischen Rakete (28) ermittelt wird, auf die die Abfangrakete (2) in Flugrichtung der ballistischen Rakete (28) einschwenkt, die Abfangrakete (2) die ballistische Rakete (28) vermisst und eine präzisere Schätzung der voraussichtlichen Flugbahn (36) der ballistischen Rakete (28) ermittelt.

4. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet,
dass die ballistische Rakete (28) von zumindest einem weiteren Sensorträger (30) vermessen wird und aus der Vermessung abgeleitete Daten vom Sensorträger (30) an die Abfangrakete (2) übermittelt werden und ein Steuerrechner (24) der Abfangrakete (2) eine grobe Schätzung der voraussichtlichen Flugbahn (34) der ballistischen Rakete (28) aus den Messdaten ermittelt und die Abfangrakete (2) auf diese grob geschätzte voraussichtliche Flugbahn (36) in Flugrichtung der ballistischen Rakete (28) einschwenkt.

5. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet,
dass ein Zeitpunkt (t₁) des Überholvorgangs und eine azimutale Richtung, in der die ballistische Rakete (28) die Abfangrakete (2) überholt, bestimmt werden, und die Wirkladung (22) in ihrer Sprengrichtung auf die überholende ballistische Rakete (28) ausgerichtet wird.

6. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet,
dass mehrere Abfangraketen (2) nach einem Start in Flugrichtung der ballistischen Rakete (28) dieser vorausfliegen und die ballistische Rakete (28) jeweils mittels zumindest eines Sensors vermessen und Messdaten von allen Abfangraketen (2) an zumindest eine der Abfangraketen (2) weitergeben und eine Entfernung und eine Differenzgeschwindigkeit der ballistischen Rakete (28) zu zumindest einer der Abfangraketen (2) aus den Messdaten bestimmt wird.

7. Abfangsystem mit zumindest einer Abfangrakete (2), die einen Raketenmotor (18), einen Steuerrechner (24), ein Lenksystem (6) und eine Wirkladung (22) aufweist,
dadurch gekennzeichnet,
dass der Steuerrechner (24) dazu vorbereitet ist, eine voraussichtliche Flugbahn (36) der ballistischen Rakete (28) zu ermitteln und das Lenksystem (6) derart anzusteuern, dass die Abfangrakete (2) in Flugrichtung der ballistischen Rakete (28) vor dieser her fliegt.

8. Abfangsystem nach Anspruch 7,
gekennzeichnet durch einen nach hinten gerichteten Suchkopf (26), dessen Blickfeld auf die von der Abfangrakete (2) bereits durchflogene Flugbahn gerichtet ist.

9. Abfangsystem nach Anspruch 7 oder 8,
dadurch gekennzeichnet,
dass die Abfangrakete (2) eine Trennstelle (16) zum Abtrennen des Raketenmotors (18) von einem Raketenkopf (4) aufweist und einen nach hinten gerichteten Suchkopf (26), der derart am Raketenkopf (4) angeordnet ist, dass er durch das Abtrennen des Raketenmotors (18) ein freies Blickfeld nach hinten erhält.

10. Abfangsystem nach Anspruch 8 oder 9,
dadurch gekennzeichnet,
dass der Steuerrechner (24) dazu vorbereitet ist, die von hinten anfliegende ballistische Rakete (28) mit Hilfe des Suchkopfs (26) zu vermessen und aus Messdaten die voraussichtliche Flugbahn (36) der ballistischen Rakete (28) zu ermitteln.

11. Abfangsystem nach Anspruch 10,
dadurch gekennzeichnet,
dass der Steuerrechner (24) dazu vorbereitet ist, eine Taumelbewegung der von hinten anfliegenden ballistischen Rakete (28) auszublenden und die Abfangrakete (2) auf einer Bahn innerhalb der voraussichtlichen Taumelbahn der ballistischen Rakete (28) zu steuern.

12. Abfangsystem nach einem der Ansprüche 7 bis 11,
gekennzeichnet,
durch einen Begegnungssensor, der dazu vorbereitet ist, ein Überholen der ballistischen Rakete (28) zu erkennen.

13. Abfangsystem nach Anspruch 12,
dadurch gekennzeichnet,
dass der Begegnungssensor Strahler (38) aufweist, die dazu vorbereitet sind, einen aktiven Strahlenvorhang (40) in die Umgebung zu legen, und der Begegnungssensor dazu vorbereitet ist, ein Durchbrechen des Strahlenvorhangs durch die ballistische Rakete (28) zu erfassen.

14. Abfangsystem nach einem der Ansprüche 7 bis 13,
gekennzeichnet
durch ein zum Raketenmotor (18) zusätzliches Triebwerk (46), wobei der Steuerrechner (24) dazu vorbereitet ist, einen Zeitpunkt (t₁) des Überholvorgangs und eine azimutale Richtung, in der die ballistische Rakete (28) die Abfangrakete (2) überholt, im Voraus zu bestimmen und eine Zündung des zusätzlichen Triebwerks (46) in der Weise zu steuern, dass zumindest die Wirkladung (22) auf die vorbei fliegende ballistische Rakete (28) zu bewegt wird.

Zeichnung