DE10220440C1 - Verfahren zur bordautonomen Vorhersage des zu erwartenden Auftreffpunktes einer Höhenforschungsrakete und Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens - Google Patents

Abstract

Um den zu erwartenden Bodenauftreffpunkt einer Höhenforschungsrakete im Falle eines Ausfalles des Raketenantriebsmotors bordautonom vorherzusagen, werden an Bord der Rakete Signale eines globalen Satellitennavigationssystems, z. B. GPS, empfangen und daraus Pseudoentfernungen und Pseudogeschwindigkeiten ermittelt, woraus die jeweilige momentane Position und Geschwindigkeit der Rakete errechnet wird. Aus den errechneten momentanen Positions- und Geschwindigkeitsdaten der Rakete wird dann in Echtzeit der zu erwartende Auftreffpunkt am Boden unter Anwendung der physikalischen Ballistikgesetze berechnet, so daß bei zu großen Abweichungen von einem geplanten oder erlaubten Auftreffpunkt selbständig ein Eigenzerstörungsmechanismus der Rakete aktiviert werden kann. Die Erfindung ist als Sicherheitsmaßnahme beim Betrieb von Höhenforschungsraketen zu verwenden.

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur bordautonomen Vor­ hersage des zu erwartenden, sogenannten instantanen Auftreff­ punktes einer Höhenforschungsrakete am Boden im Falle eines Ausfalles des Raketenantriebsmotors. Darüber hinaus betrifft die Erfindung eine Einrichtung zur Durchführung des Verfah­ rens.

In DE 196 45 496 A1 ist eine hinsichtlich Reichweite und Abga­ bepräzession leistungsgesteigerte Rakete bekannt, bei welcher mittels Signalen eines GPS-Navigationssystems ständig Flugzeit und Position bestimmt werden.

Der Einsatz von Höhenforschungsraketen erfordert umfangreiche Begleitmaßnahmen zur Gewährleistung der Sicherheit am Start­ platz (range safety). Hierzu zählt insbesondere die Vorhersage des erwarteten Auftreffpunktes der Rakete für den Fall eines Ausfalles des Raketenmotors. Die Vorhersage muß die jeweiligen instantanen Bewegungsverhältnisse der Rakete berücksichtigen und hat in Echtzeit zu erfolgen, um notfalls geeignete Maßnah­ men zur Schadensminimierung, z. B. für eine Sprengung der Rake­ te, treffen zu können. Bisher werden zur Vorhersage des als IIP (Instantaneous Impact Point) bezeichneten Auftreffpunktes vorwiegend bodengestützte Radarmessungen verwendet. Alternativ wurde die bordgestützte Vorhersage unter Nutzung eines inerti­ alen Navigationssystems demonstriert. Beide Verfahren weisen jedoch eine Reihe von erheblichen praktischen Nachteilen auf.

Während bei der bodengestützten Radarmessung die Relativent­ fernung mit Hilfe eines Radars mit großer Genauigkeit ermit­ telt werden kann, unterliegt die Messung der Position senk­ recht zur Blickrichtung einer natürlichen Begrenzung auf Grund der verfügbaren Antennendurchmesser und der verwendeten Sig­ nalwellenlängen. Erschwerend kommt hinzu, dass die dreidi­ mensionale Geschwindigkeit der Rakete nur indirekt aus der Än­ derung der Position abgeleitet werden kann. Dies erfordert zwangsläufig hohe Meßraten und den Einsatz numerischer Fil­ terverfahren. Naturgemäß liegen die Messungen von Radarsta­ tionen zunächst lediglich am Boden vor, so daß eine autonome Nutzung an Bord der Rakete nur unter zusätzlichem Aufwand, vor allem durch die Verwendung von Funkkommunikationseinrich­ tungen, möglich wäre.

Der letztgenannte, bei Einsatz eines bodengestützten, also prinzipiell bordexternen Radarsystems auftretende Nachteil kann prinzipiell durch Nutzung eines bordintern angeordneten, inertialen Navigationssystems vermieden werden, das jedoch andere Nachteile aufweist. Hierzu zählen zum einen die Ver­ wendung beweglicher mechanischer Komponenten, die speziell für den Einsatz unter hohen dynamischen Bedingungen (Schock, Vibration, statische Beschleunigung) qualifiziert werden müs­ sen. Ferner ist eine genaue Kalibrierung von Driftparametern erforderlich, was insgesamt zu erheblichen Systemkosten führt.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zu Grunde, unter Verzicht auf platz- und kostenintensive bordexterne Radarstationen einer­ seits und auf ein kompliziertes bordinternes Trägheitsnaviga­ tionssystem andererseits ein Verfahren zur bordautonomen Vor­ hersage des Auftreffpunktes einer Höhenforschungsrakete zu schaffen, das in Echtzeit äußerst sicher, zuverlässig und präzise arbeitet. Darüber hinaus soll durch die Erfindung ei­ ne Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens angegeben wer­ den.

Gemäß der Erfindung, die sich auf ein Verfahren der eingangs genannten Art bezieht, wird diese Aufgabe dadurch gelöst, daß an Bord der Rakete Signale eines globalen Satellitennavigati­ onssystems, z. B. des GPS(Global Positioning System)-Navigati­ onssystems, empfangen werden und aus den empfangenen Naviga­ tionssignalen Pseudoentfernungen und Pseudogeschwindigkeiten ermittelt und aus diesen die jeweilige momentane Position und Geschwindigkeit der Rakete errechnet wird und daß aus den er­ rechneten momentanen Positions- und Geschwindigkeitsdaten der Rakete in Echtzeit der zu erwartende Auftreffpunkt am Boden unter Anwendung der physikalischen Ballistikgesetze berechnet wird.

Die Vorhersage des instantanen Raketenauftreffpunktes erfolgt dabei in Echtzeit an Bord der Rakete unter Nutzung der Si­ gnale eines globalen Satellitennavigationssystems.

Eine vorteilhafte Weiterbildung der Erfindung zeichnet sich dadurch aus, daß der Satellitennavigationssignalempfang zur Sicherstellung der Signalakquisition durch Daten der nomina­ len Flugbahn gestützt wird, die vor dem Abflug an Bord der Rakete abgelegt werden, daß mit Hilfe dieser Daten während des Fluges zu jedem Zeitpunkt der Ort und die Geschwindigkeit der Rakete durch geeignete Verfahren, z. B. Polynome, approxi­ miert werden und daß diese Daten sodann zur Vorausberechnung der erwarteten Dopplerverschiebung der Navigationssignale he­ rangezogen werden.

Weitere vorteilhafte Weiterbildungen und Ausgestaltungen des Verfahrens nach der Erfindung sind in den Patentansprüchen 3 bis 7 angegeben, die sich unmittelbar oder mittelbar auf den Anspruch 1 rückbeziehen.

Eine besonders vorteilhafte und zweckmäßige Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach der Erfindung ist dadurch gekennzeichnet, daß an Bord der Rakete als erster Funktions­ block ein Antennensystem mit Filtern und Umschalteinrichtun­ gen vorgesehen ist, der mit verschiedenen Einzelantennen den uneingeschränkten Empfang von Signalen des globalen Navigati­ onssatellitensystems sicherstellt, je nach Missionsphase mit­ tels der Umschalteinrichtungen die Umschaltung zwischen den verschiedenen Einzelantennen oder Kombinationen von Einzelan­ tennen ermöglicht und störende Fremdsignale durch die geeig­ net dimensionierten Filter ausblendet, daß im Anschluß an den ersten Funktionsblock an Bord der Rakete als zweiter Funkti­ onsblock ein Satellitennavigationsempfänger vorgesehen ist, der aus den empfangenen Navigationssignalen Pseudoentfernun­ gen und Pseudogeschwindigkeiten ermittelt und diese zur Be­ rechnung der jeweiligen momentanen Position und Geschwindig­ keit der Rakete verwendet, und daß im Anschluß an den zweiten Funktionsblock an Bord der Rakete als dritter Funktionsblock eine Auftreffpunkt-Vorhersageeinrichtung vorgesehen ist, die in Echtzeit den zu erwartenden Auftreffpunkt aus den im zwei­ ten Funktionsblock bestimmten Positions- und Geschwindig­ keitsdaten rechnerisch ermittelt.

Zweckmäßige Ausführungsformen und Weiterbildungen dieser Ein­ richtung sind in den Patentansprüchen 9 bis 15 angegeben, die sich unmittelbar oder mittelbar auf den Anspruch 8 rückbezie­ hen.

Die Erfindung und ihre Vorteile werden nachfolgend anhand von in Zeichnungen dargestellten vorteilhaften Ausführungsbei­ spielen erläutert. Im einzelnen zeigen:

Fig. 1 in einem Blockschaltbild die Funktionseinheiten und zwischen diesen verlaufenden Signal-/Datenwege einer Einrichtung nach der Erfindung,

Fig. 2 ebenfalls in einem Blockschaltbild ein Ausführungs­ beispiel eines dem Satellitennavigationsempfänger ei­ ner Einrichtung nach der Erfindung vorgeschalteten Antennensystems mit Filter und Umschaltung,

Fig. 3 in einer Teilschnittdarstellung ein Ausführungsbei­ spiel einer an der Raketenspitze angebrachten Heli­ xantenne, und

Fig. 4 eine Seitenansicht (Fig. 4a), eine Draufsicht (Fig. 4b) und eine bei A-A geschnittene Vorderansicht (Fig. 4c) eines Ausführungsbeispiels einer am Rumpf der Rakete angebrachten Hakenantenne.

Die in Fig. 1 dargestellte Einrichtung besteht aus vier Funk­ tionsblöcken 1, 2, 3 und 4, die an Bord einer Höhenfor­ schungsrakete angebracht sind. Hiervon enthält der Funktions­ block 1 ein Antennensystem mit Filtern und Umschaltung, der Funktionsblock 2 einen Satellitennavigationsempfänger zur Messung von Pseudoentfernungen und Pseudogeschwindigkeiten sowie zur Berechnung der momentanen räumlichen Position und Geschwindigkeit der Rakete, der Funktionsblock 3 eine Auf­ treffpunkt-Vorhersageeinrichtung und der Funktionsblock 4 ei­ ne Kommunikationseinheit zur Weitergabe von Informationen an eine entfernt von der fliegenden Rakete auf der Erdoberfläche 5 angeordnete Bodenbetriebsstelle 6.

Die Funktionsblöcke 1 bis 4 werden im weiteren Verlauf näher beschrieben.

Die Vorhersage des zu erwartenden Auftreffpunktes der Rakete am Boden im Falle eines Ausfalls des Raketenmotors erfolgt dabei in Echtzeit an Bord der Rakete unter Nutzung der Si­ gnale eines globalen Satellitennavigationssystems, von dem in Fig. 1 zur Veranschaulichung zwei Navigationssatelliten 7 und 8 dargestellt sind.

Die von den Navigationssatelliten, also z. B. von den Naviga­ tionssatelliten 7 und 8 kommenden HF-Funksignale werden von dem das Antennensystem enthaltenden Funktionsblock 1 aufge­ fangen und zum Funktionsblock 2 weitergeleitet. Ein wesentli­ ches Merkmal der Erfindung ist der Einsatz des im Funktions­ block 2 enthaltenen Satellitennavigationsempfängers zur Posi­ tions- und Geschwindigkeitsmessung der Rakete. Beispiele für globale Satellitennavigationssysteme sind das amerikanische GPS (Global Positioning System), das russische Gegenstück GLONASS und das in Planung befindliche europäische GALILEO- System. Die von den genannten Konstellationen, also im Bei­ spiel der Fig. 1 unter anderen von den Navigationssatelliten 7 und 8 ausgesandten Signale ermöglichen Nutzern weltweit durch Messung von vier Pseudoentfernungen die dreidimensionale Po­ sition relativ zum Mittelpunkt der Erde in einem durch Erd­ äquator und Meridian von Greenwich definierten Koordina­ tensystem zu bestimmen. Durch Messung der Frequenzverschie­ bung der empfangenen Signale kann im Navigationsempfänger, also z. B. im Funktionsblock 2, außerdem die dreidimensionale Geschwindigkeit der Rakete ermittelt werden. Mit Hilfe der so erhaltenen Zustandsdaten werden später in dem die Auftreff­ punkt-Vorhersageeinrichtung enthaltenden Funktionsblock 3 bordautonom und in Echtzeit die Koordinaten des zu erwarten­ den Auftreffpunktes der Rakete vorhergesagt.

Aufgrund der schwierigen und unüblichen Empfangsbedingungen beim Betrieb eines Satellitennavigationsempfängers sind im Funktionsblock 2 besondere Maßnahmen zur Sicherstellung der Signalakquisition vorgesehen. Hierzu werden vor dem Flug der Rakete die nominalen Bahndaten in geeigneter Form abgelegt. Mit ihrer Hilfe wird während des Fluges zu jedem Zeitpunkt der ungefähre Ort und die ungefähre Geschwindigkeit der Ra­ kete bestimmt. Diese Daten dienen sodann zur Vorhersage der Dopplerverschiebung und zur Steuerung eines Referenzoszilla­ tors, mit dessen Hilfe die eingehenden Signale der Navigati­ onssatelliten, z. B. 7 und 8, auf eine feste Zwischenfrequenz gemischt werden.

Wie bereits erläutert worden ist, wird der den Satellitenna­ vigationsempfänger enthaltende Funktionsblock 2 mit HF-Sig­ nalen der globalen Navigationsatellitenkonstellation über das Antennensystem im Funktionsblock 1 versorgt. Im Hinblick auf optimale Sichtbarkeitsverhältnisse während aller Flugphasen der Rakete ist hier in vorteilhafter Weise eine Kombination aus mehreren Einzelantennen vorgesehen. Wie in Fig. 2 in einem Blockschaltbild dargestellt ist, enthält diese Kombination eine in Fig. 3 hinsichtlich ihres Aufbaus im einzelnen darge­ stellte Helixantenne 9, die an der Spitze der Rakete ange­ bracht wird und während der Startphase eine praktisch unein­ geschränkte Sichtbarkeit aller Navigationssatelliten ermög­ licht.

Die Helixantenne 9 wird ergänzt durch ein Filter 10, das stö­ rende Hochfrequenz-Signale im Umfeld der vom Satellitennavi­ gationssystem verwendeten Frequenzbänder ausblendet, sowie einen Vorverstärker 11, der Leitungsverluste ausgleicht und den erforderlichen Signalpegel für den im Funktionsblock 2 enthaltenen Satellitennavigationsempfänger sicherstellt. Über ein Relais 12 kann alternativ auf ein am Rumpf der Rakete montiertes zweites Einzelantennensystem gewechselt werden, das seinerseits aus zwei oder mehr in Fig. 4 hinsichtlich ih­ res Aufbaus im einzelnen dargestellte Hakenantennen 13 be­ steht, die über eine Zusammenführung 14 phasengleich kombi­ niert werden. Im weiteren Verlauf des Signalwegs werden mit den vorgenannten Zielen wieder ein Filter 15 sowie ein Vor­ verstärker 16 eingesetzt. Optional kann das Antennensystem durch eine dritte, extern angebrachte Einzelantenne ergänzt werden, die als aktive Außenantenne 17 zweckmäßig auf dem Dach des Startgebäudes montiert wird.

Die Verwendung einer zusätzlichen aktiven Außenantenne 17 er­ möglicht eine Initialisierung des im Funktionsblock 2 enthal­ tenen Satellitennavigationsempfängers vor dem eigentlichen Start, solange sich die Rakete noch im Startgebäude befindet und keine freie Sicht zu den Navigationssatelliten gegeben ist. Die Umschaltung auf das bordinterne Antennensystem mit der Helixantenne 9 und den Hakenantennen 13 erfolgt mittels eines Relais 18, welches wahlweise entweder automatisch durch das Abziehen des Verbindungskabels zur aktiven Außenantenne 17 beim Verlassen der Rakete des Startturmes geschaltet oder per Telekommando aus der Bodenbetriebsstelle gesteuert wird.

Wie Fig. 3 in einer Teilschnittdarstellung im einzelnen zeigt, ist die eigentliche Helixantenne 9 mittels einer Antennenhal­ terung 19 an der Spitze der Rakete befestigt. Die von der He­ lixantenne 9 aufgenommenen HF-Signale werden über ein HF-Anschlußkabel 20 ins Innere der Rakete zur weiteren Be­ handlung geführt. Die eigentliche Helixantenne 9 und die An­ tennenhalterung 19 sind durch eine konische, strahlungsdurch­ lässige Abdeckhaube 21 aus Kunststoff nach außen geschützt.

Fig. 4 zeigt in drei Konstruktionszeichnungen im einzelnen ei­ ne Seitenansicht (Fig. 4a), eine Draufsicht (Fig. 4b) und eine bei A-A geschnittene Vorderansicht (Fig. 4c) eines Ausfüh­ rungsbeispiels einer am Rumpf der Rakete angebrachten Haken­ antenne 13.

Nachfolgend wird wieder auf Fig. 1 Bezug genommen. Aus den vom Satellitennavigationsempfänger im Funktionsblock 2 geliefer­ ten Positions- und Geschwindigkeitsmessungen wird an Bord der Rakete in der im Funktionsblock 3 enthaltenen Auftreffpunkt- Vorhersageeinrichtung in Echtzeit der erwartete Auftreffpunkt berechnet, für den Fall, daß zum momentanen Zeitpunkt der An­ trieb der Rakete abgeschaltet wird. Es wird hierzu in vor­ teilhafter Weise ein Verfahren verwendet, das aus der aktuel­ len Höhe über Grund sowie der momentanen Vertikalgeschwindig­ keit, unter Annahme einer idealen ballistischen Flugbahn, die verbleibende Zeit bis zum Auftreffen der Rakete auf der Erd­ oberfläche 5 berechnet. Bei bekannter Position sowie Horizon­ talgeschwindigkeit der Rakete kann mittels der verbleibenden Flugzeit der theoretische Auftreffpunkt bestimmt werden. Der so ermittelte Auftreffpunkt wird anschließend noch hinsicht­ lich der durch die Corioliskraft verursachten Effekte sowie bezüglich atmosphärischer Abbremsungseffekte korrigiert.

Die in der Auftreffpunkt-Vorhersageeinrichtung im Funktions­ block 3 berechneten Daten können sowohl an Bord der Rakete direkt weiterverarbeitet werden, um gegebenenfalls bei zu großen Abweichungen vom geplanten/erlaubten Auftreffpunkt selbständig den Zerstörungsmechanismus der Rakete zu aktivie­ ren. Sie können aber auch mittels der im Funktionsblock 4 enthaltenen Kommunikationseinheit in Form von Ortskoordinaten der Bodenbetriebsstelle 6 zur Verfügung gestellt und mittels einer einfachen graphischen Software dargestellt werden. Es wird hierdurch ein hohes Maß an Unabhängigkeit von start­ platzspezifischen Bodengerätschaften geschaffen, da keine um­ ständliche Anpassung des Datenstromes zwischen Satellitenna­ vigationssystem an Bord der Rakete und vorhandenen, aber nicht standardisierten Bodeneinrichtungen zur Vorhersage des Auftreffpunkts nötig wird.

Zur Weitergabe der im Funktionsblock 2 mit dem Satellitenna­ vigationsempfänger berechneten Positions- und Geschwindig­ keitsinformationen sowie der im Funktionsblock 3 in der Auf­ treffpunkt-Vorhersageeinrichtung errechneten Vorhersage des Auftreffpunktes der Rakete auf der Erdoberfläche 5 mittels der im Funktionsblock 4 enthaltenen Kommunikationseinheit stehen verschiedene Konzepte zur Verfügung. Zum einen können die Daten zunächst an einen Bordrechner, falls ein solcher vorhanden ist, übergeben werden, um dann von diesem mit ande­ ren Informationen verflochten über einen bereits bestehenden Telemetriekanal an die Bodenbetriebsstelle 6 übertragen zu werden.

Nach einer anschließenden Decodierung am Boden stehen die Da­ ten dann über eine Schnittstelle zur weiteren Verarbeitung zur Verfügung. Es ist jedoch auch denkbar, eine unabhängige Kommunikationseinheit mit eigener Stromversorgung und separa­ tem Übertragungskanal zu verwenden. Durch diese Entkopplung vom Bordrechner und eine zusätzliche Ergänzung des Systems durch eine zweite, redundante Kommunikationseinheit kann die Betriebssicherheit des Gesamtsystems erheblich gesteigert werden.

Als Übertragungsprotokoll für den Datenverkehr zwischen der im Funktionsblock 4 enthaltenen Kommunikationseinheit an Bord der Rakete und den Bodensystemen, das zum Teil beispielsweise in der Bodenbetriebsstelle 6 enthalten ist, ist die Verwen­ dung des NMEA(National Marine Electronics Association)-Proto­ kolls 0183 zu empfehlen. Das NMEA-Protokoll wurde ursprüng­ lich zum Datenaustausch zwischen elektronischen Marine-Meß- und Auswertungsgeräten entworfen und ist inzwischen zu einem Standardprotokoll für das Interface vielseitiger Meß- und Da­ tengeräte, sowie von handelsüblichen GPS-Empfängern gewach­ sen. Es setzt auf eine serielle Schnittstelle auf und verwen­ det zur Übertragung ausschließlich Zeichen aus dem AS- CII-Zeichensatz. NMEA-Informationen sind in Sätze aus jeweils maximal 80 Zeichen unterteilt. Neben den fest definierten Da­ tensätzen ist im NMEA-Standard auch eine Protokollerweiterung um herstellerspezifische Datensätze vorgesehen.

Durch den Einsatz des NMEA-Protokolls kann sichergestellt werden, daß Datensätze mit sehr unterschiedlichem Inhalt mit vertretbarem Anpassungsaufwand von jeder NMEA-geeigneten Bo­ denstation entschlüsselt und verarbeitet werden können.

Einige wesentliche Vorteile des erfindungsgemäßen Verfahrens und einer Einrichtung zur GPS-basierten, bordautonomen Vor­ hersage des instantanen Aufschlagpunktes von Höhenforschungs­ raketen sind nachfolgend aufgeführt:

• - eine Minimierung der notwendigen Einrichtungen in der Bo­ denbetriebsstelle;
• - eine Vereinfachung der Schnittstelle Rakete-Bodeneinrich­ tung;
• - ein höheres Maß an Unabhängigkeit von startplatzspezifi­ schen Bodeneinrichtungen;
• - eine Steigerung der Präzision der Auftreffpunktvorhersage durch direkte Verfügbarkeit von Position und Geschwindig­ keit mit hoher Genauigkeit;
• - eine Erhöhung der Sicherheit am Startplatz, und
• - ein möglicher Verzicht auf platz- und kostenintensive Ra­ darstationen.

Bezugszeichenliste

1

Funktionsblock (Antennensystem mit Filter und Um­ schaltung)

2

Funktionsblock (Satellitennavigationsempfänger)

3

Funktionsblock (Auftreffpunkt-Vorhersageeinrich­ tung)

4

Funktionsblock (Kommunikationseinheit)

5

Erdoberfläche

6

Bodenbetriebsstelle

7

,

8

Navigationssatelliten

9

Helixantenne

10

Filter

11

Vorverstärker

12

Relais

13

Hakenantennen

14

Zusammenführung

15

Filter

16

Vorverstärker

17

Außenantenne

18

Relais

19

Antennenhalterung

20

HF-Anschlußkabel

21

Abdeckhaube

Claims (15)

1. Verfahren zur bordautonomen Vorhersage des zu erwartenden, sogenannten instantanen Auftreffpunktes einer Höhenfor­ schungsrakete am Boden im Falle eines Ausfalles des Raketen­ antriebsmotors, dadurch gekennzeichnet, daß an Bord der Ra­ kete Signale eines globalen Satellitennavigationssystems, z. B. des GPS(Global Positioning System)-Navigationssystems, empfangen werden und aus den empfangenen Navigationssignalen Pseudoentfernungen und Pseudogeschwindigkeiten ermittelt und aus diesen die jeweilige momentane Position und Geschwindig­ keit der Rakete errechnet wird und daß aus den errechneten momentanen Positions- und Geschwindigkeitsdaten der Rakete in Echtzeit der zu erwartende Auftreffpunkt am Boden unter An­ wendung der physikalischen Ballistikgesetze berechnet wird.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Satellitennavigationssignalempfang zur Sicherstellung der Signalakquisition durch Daten der nominalen Flugbahn gestützt wird, die vor dem Abflug an Bord der Rakete abgelegt werden, daß mit Hilfe dieser Daten während des Fluges zu jedem Zeit­ punkt der Ort und die Geschwindigkeit der Rakete durch geeig­ nete Verfahren, z. B. Polynome, approximiert werden und daß diese Daten sodann zur Vorausberechnung der erwarteten Dopp­ lerverschiebung der Navigationssignale herangezogen werden.

3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die an Bord der Rakete errechneten, ihren Auftreffpunkt am Boden betreffenden Daten an Bord der Rakete direkt weiter­ verarbeitet werden, um gegebenenfalls bei zu großen Abwei­ chungen von einem geplanten oder erlaubten Auftreffpunkt selbständig einen Zerstörungsmechanismus der Rakete auszulö­ sen.

4. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die an Bord der Rakete errechneten, ihren Auftreffpunkt am Boden betreffenden Daten über eine Kommunikationseinheit in Form von Ortskoordinaten auf dem Funkweg einer Bodenbe­ triebsstelle zur Verfügung gestellt werden und dort z. B. gra­ phisch dargestellt werden.

5. Verfahren nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die errechneten Daten zunächst einem bereits vorhandenen Bord­ rechner übergeben werden und dann von diesem zusammen mit an­ deren Informationsdaten verflochten über einen ebenfalls be­ reits bestehenden Telemetriekanal von der Kommunikationsein­ heit über Funk an die Bodenbetriebsstelle übertragen werden, in der sie dann nach einer sich anschließenden Decodierung über eine Schnittstelle zur weiteren Verarbeitung zur Verfü­ gung gestellt werden.

6. Verfahren nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die errechneten Daten einer von einem vorhandenen Bordrechner und von dessen Kommunikationseinheit entkoppelten, also unabhän­ gigen Kommunikationseinheit mit vorzugsweise eigener Strom­ versorgung und separatem Übertragungskanal für eine Funküber­ tragung zur Bodenbetriebsstelle übergeben werden.

7. Verfahren nach einem der Ansprüche 4 bis 6, dadurch ge­ kennzeichnet, daß die geographischen Koordinaten des an Bord der Rakete errechneten Auftreffpunktes über die Kommunikati­ onseinheit in Form von dem NMEA(National Marine Electronics Association)-Protokoll entsprechenden Datensätzen zur Verfü­ gung gestellt werden.

8. Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß an Bord der Rakete als erster Funktionsblock (1) ein Antennensystem mit Filtern (10; 15) und Umschalteinrichtungen (12; 18) vorgesehen ist, der mit verschiedenen Einzelantennen (9; 13) den uneingeschränkten Empfang von Signalen des globalen Navigationssatellitensy­ stems sicherstellt, je nach Missionsphase mittels der Um­ schalteinrichtungen die Umschaltung zwischen den verschiede­ nen Einzelantennen oder Kombinationen von Einzelantennen er­ möglicht und störende Fremdsignale durch die geeignet dimen­ sionierten Filter ausblendet, daß im Anschluß an den ersten Funktionsblock an Bord der Rakete als zweiter Funktionsblock (2) ein Satellitennavigationsempfänger vorgesehen ist, der aus den empfangenen Navigationssignalen Pseudoentfernungen und Pseudogeschwindigkeiten ermittelt und diese zur Berech­ nung der jeweiligen momentanen Position und Geschwindigkeit der Rakete verwendet, und daß im Anschluß an den zweiten Funktionsblock an Bord der Rakete als dritter Funktionsblock (3) eine Auftreffpunkt-Vorhersageeinrichtung vorgesehen ist, die in Echtzeit den zu erwartenden Auftreffpunkt aus den im zweiten Funktionsblock bestimmten Positions- und Geschwindig­ keitsdaten rechnerisch ermittelt.

9. Einrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß als eine der Einzelantennen eine Helixantenne (9) an der Spitze der Rakete vorgesehen ist.

10. Einrichtung nach Anspruch 8 und 9, dadurch gekennzeich­ net, daß als weitere Einzelantenne eine Gruppe von wenigstens zwei am Rumpf der Rakete angebrachten Hakenantennen (13) vor­ gesehen ist, deren Signale mittels einer Zusammenführung (14) phasengleich kombiniert werden.

11. Einrichtung nach einem der Ansprüche 8 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß im Signalweg von jeder Einzelantenne (9; 13) zum Satellitennavigationsempfänger, also zum zweiten Funktionsblock (2), jeweils ein Filter (10; 15), das störende Hochfrequenz-Signale im Umfeld der vom Satellitennavigations­ system verwendeten Frequenzbänder ausblendet, und ein Vorver­ stärker (11; 16), der Leitungsverluste ausgleicht und den er­ forderlichen Signalpegel für den Satellitennavigationsempfän­ ger sicherstellt, enthalten sind.

12. Einrichtung nach einem der Ansprüche 8 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß das Antennensystem optional durch eine bordextern beim Startgelände der Rakete angebrachte Einzelan­ tenne (17) ergänzt ist, die durch eine Umschalteinrichtung (18) vor dem eigentlichen Start der Rakete zur Initialisie­ rung des Satellitennavigationsempfängers, also des zweiten Funktionsblocks, zum Satellitennavigationsempfänger durchge­ schaltet ist, solange keine freie Sicht zu den Navigationssa­ telliten gegeben ist.

13. Einrichtung nach einem der Ansprüche 8 bis 12, dadurch gekennzeichnet, daß als Umschalteinrichtungen für die Ein­ schaltung von jeweils einer der Einzelantennen Relais (12, 18) vorgesehen sind.

14. Einrichtung nach einem der Ansprüche 8 bis 13, dadurch gekennzeichnet, daß an Bord der Rakete als vierter Funktions­ block (4) eine Kommunikationseinheit vorgesehen ist, an wel­ che die im Satellitennavigationsempfänger, also im zweiten Funktionsblock (2) errechneten Positions- und Geschwindig­ keitsdaten sowie die in der Auftreffpunkt-Vorhersageeinrich­ tung, also im dritten Funktionsblock (3) ermittelten Vorher­ sagedaten des Auftreffpunktes am Boden zugeführt werden, und daß die Kommunikationseinheit diese Daten für eine Funküber­ tragung zu einer Bodenbetriebsstelle (6) zur Verfügung stellt.

15. Einrichtung nach einem der Ansprüche 8 bis 14, gekenn­ zeichnet durch eine gemeinsame Verarbeitungseinheit zur Durchführung der Funktionen des Satellitennavigationsempfän­ gers und der Auftreffpunkt-Vorhersageeinrichtung, also des ersten und zweiten Funktionsblocks (1, 2), zur Vermeidung von Schnittstellen.