EP2594891B1 - Verfahren zum Abwehren einer anfliegenden ballistischen Rakete und Abfangsystem - Google Patents

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EP2594891B1
EP2594891B1 EP12007727.6A EP12007727A EP2594891B1 EP 2594891 B1 EP2594891 B1 EP 2594891B1 EP 12007727 A EP12007727 A EP 12007727A EP 2594891 B1 EP2594891 B1 EP 2594891B1
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EP
European Patent Office
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missile
interceptor
ballistic missile
ballistic
rocket
Prior art date
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EP12007727.6A
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French (fr)
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EP2594891A2 (de
EP2594891A3 (de
Inventor
Thomas Kuhn
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Diehl Defence GmbH and Co KG
Original Assignee
Diehl BGT Defence GmbH and Co KG
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Publication date
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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41H—ARMOUR; ARMOURED TURRETS; ARMOURED OR ARMED VEHICLES; MEANS OF ATTACK OR DEFENCE, e.g. CAMOUFLAGE, IN GENERAL
    • F41H11/00—Defence installations; Defence devices
    • F41H11/02—Anti-aircraft or anti-guided missile or anti-torpedo defence installations or systems

Definitions

  • the invention relates to a method for averting an approaching ballistic missile, in which a probable trajectory of the ballistic missile is determined, an interceptor rocket is launched, it flies to the probable trajectory and destroys the ballistic missile in flight by means of its active charge.
  • the focus of this invention is interception systems for defense or methods for the defense of tactical ballistic missiles (so-called “tactical ballistic missiles", short “” TBM ”) and ballistic medium-range missiles (so-called” intermediate range ballistic missiles ", short” IRBM ").
  • Tactical ballistic missiles usually have a range of up to 500 km, while with medium range ballistic missiles ranges up to 3,000 km can be achieved.
  • Your flight is divided into three characteristic mission phases.
  • the rocket engine operates and accelerates the ballistic missile up to the burnout speed dependent on the desired range.
  • the low-friction flight phase outside the atmosphere, most of the flight route is traveled at speeds of between about 1000 m / s and 5000 m / s.
  • the third flight phase also known as the final phase, begins with the re-entry into the atmosphere and ends with the hitting the finish.
  • a high performance interceptor missile is required.
  • One implementation could be on airborne platforms, e.g. As unmanned aerial vehicles, which revolve in a crisis situation over a critical area, register a rocket launch and then start a guided missile. Even such an interception system is very complex and expensive and possible only for limited areas.
  • the object directed to the method is achieved by a method according to the features of claim 1, wherein the interceptor missile flies before the ignition of the active charge in the direction of flight of the ballistic missile.
  • the fight takes place expediently in the final phase, ie after Re-entry of the ballistic missile into the atmosphere.
  • the interceptor missile also flies in front of the ballistic missile at the moment of the ignition of the active charge.
  • the invention is based on the consideration that the difficulty in an endoatmosphärischen combat during the final flight phase of the ballistic missile is that the relative velocity between the ballistic missile and the counter-launching missile flying this is very high.
  • the active charge is ignited only in the vicinity of the ballistic missile, the mission success is due to the very high velocity of encounter (also referred to in the specialist terminology as "closing velocity") between 2000 m / s for simple tactical ballistic missiles and over 5000 m / s not secured in ballistic medium-range missiles, as the effect of the charge can not be placed with sufficient precision. It should therefore be sought a direct hit.
  • a significant reduction in the relative speed makes it possible to dispense with a direct coincidence of the interceptor with the ballistic missile, and a detonation of the active charge in the vicinity of the ballistic missile may be sufficient for the success of the mission.
  • the differential speed between the two missiles is reduced to the overtaking speed, that is reduced compared to a counter-attack by twice the flight speed of the interceptor. This simplifies placing a destructive effect of the active charge, so that can be dispensed with a direct hit.
  • the cost of sensors and actuators of the interceptor rocket can be significantly reduced, so that a much cheaper interceptor rocket is made possible.
  • the interceptor rocket is controlled to a lane within the anticipated wobble path of the ballistic missile.
  • the tumble track is a spiral track that traverses a substantially cylindrical interior. By holding the interceptor rocket in this interior, a distance between Interceptor missile and ballistic missile are kept low at any time.
  • the wobble can be considered as a random deviation from a central orbit.
  • the central orbit within a spiral wobble path can be calculated by means of an averaging of measurement data of the wobble path.
  • the interceptor rocket is controlled in the center of the spiral wobble path. Starting from a tumbling motion with a given radius around the central orbit, a flyby of the ballistic missile at a distance of the same size is to be expected. At a sufficiently small distance, an ambient ignition of the active charge can destroy the ballistic missile or its active set, without a direct hit being necessary.
  • the attack of the interceptor missile on the ballistic missile is advantageously carried out in the rectified flight.
  • the interceptor missile does not leave the atmosphere and advances the ballistic missile after re-entering the atmosphere.
  • the order of the steps of determining the probable trajectory and starting the interceptor rocket is arbitrary.
  • the interceptor missile can fly in total to the anticipated trajectory of the ballistic missile or drop the rocket motor after a boost phase and fly only as a missile head for the expected trajectory of the ballistic missile.
  • the attack on the ballistic missile can be done by the interceptor missile overall or only part of it, such as the rocket head.
  • a rocket head is referred to in this context for the sake of simplicity as an interceptor rocket.
  • the interceptor rocket flies according to the invention before the approaching ballistic missile, previously a counter-directional movement of the two missiles can be done.
  • the interception system with the interceptor rocket is stationed in the vicinity of an object to be protected, for example a city. After a launch, the interceptor rocket first flies against the ballistic missile, then turns to fly ahead of the ballistic missile to reduce the differential speed. A direct turn near the expected trajectory is just as possible as the wide swinging on the probable trajectory with a more energy efficient large flight radius.
  • the corresponding approach maneuver can be made dependent on the stationing of the interception system and the approach direction of the approaching ballistic missile on the object to be protected.
  • the ignition of the active charge takes place depending on the overtaking of the ballistic missile on the interceptor rocket. This makes it possible to dispense with a pre-calculation of overtaking, whereby the sensor technology of the interceptor rocket can be further simplified. Ignition may occur when overtaking or depending on time take place at least one overtaking parameter, for example, the differential speed. Appropriately, the ignition of the active charge is triggered by the overtaking process directly.
  • a further advantageous embodiment of the invention provides that the ballistic missile is measured by at least one further sensor carrier and a rough estimate of the probable trajectory of the ballistic missile is first determined from measured data of the further sensor carrier.
  • a sensor carrier is understood to be a platform which is provided with at least one sensor which is capable of measuring a ballistic missile.
  • the further sensor carrier may be an unmanned missile, for example a reconnaissance drone, whereby, of course, the use of manned aircraft is possible.
  • ground-based sensor carriers such as radar stations are conceivable.
  • the ballistic missile is measured by a plurality of sensor carriers, so that triangulation is enabled and performed to calculate the expected trajectory.
  • the interceptor rockets after determining the rough estimate of the expected trajectory of the ballistic missile on this in the direction of flight and thus flies in front of the ballistic missile.
  • the interceptor misses the ballistic missile in advance of the ballistic missile and determines a more accurate estimate of the anticipated trajectory of the ballistic missile.
  • the interceptor suitably has its own sensor.
  • the interceptor then flies ahead of this more precisely estimated prospective trajectory of the ballistic missile.
  • the measurement is expediently carried out already during the swivel-in on the probable trajectory, which is iteratively specified by a further sensor carrier, in particular starting from a rough preamble on the basis of a rough estimate of the probable trajectory.
  • a determination of the probable trajectory of the ballistic missile from the measured data can be done on the ground or by the interceptor missile itself. In the case of a determination on the ground, corresponding control commands can be transmitted via uplink to the interceptor rocket.
  • the simplest, however, is the determination of probable trajectory through the interceptor itself, so that it can swivel by own data on the trajectory.
  • a further advantageous embodiment of the invention provides that the ballistic missile is measured by at least one further sensor carrier and measurement data are transmitted from the sensor carrier to the interceptor rocket.
  • a control computer of the interceptor rocket can then be determined from the measured data of the sensor carrier a first rough estimate of the probable trajectory of the ballistic missile. This makes it possible for the interceptor rocket to swerve on this roughly estimated expected trajectory in the direction of flight of the ballistic missile.
  • the measurement data from a sensor carrier is raw data, such as the time stamped positions and bearing angle of the sensor carrier with respect to the ballistic missile.
  • Raw data is understood herein to be unfiltered data.
  • Raw data has the advantage that it can be easily merged with its own measurement data of the interceptor rocket, without having to merge data from different processing levels.
  • a control computer of the interceptor missile measurement data of the interceptor rocket merges with measurement data of one or more further sensor carrier, compared to an only on measurement data of the interceptor or Messdatein a sensor carrier estimated estimate of an anticipated trajectory even more accurate Estimate of an expected trajectory of the ballistic missile on which the interceptor can then swing in the direction of flight of the ballistic missile.
  • a time of the overtaking process is determined, expediently by the interception rocket itself, and an ignition of the active charge as a function of this time takes place.
  • the determination of the azimuthal direction in which the ballistic missile overtakes the interceptor missile can be dispensed with.
  • a particularly suitable ignition could be a polar ignition at two opposite ends of the active charge, whereby some of the splinters move in a plane perpendicular to the axis of symmetry of the interceptor rocket with increased speed and thus can achieve an increased end ballistic performance. This would create a splinter curtain around the interceptor rocket that will strike the ballistic missile at its warhead level, assuming the firing point is correctly set, regardless of the azimuthal angle the ballistic missile passes the interceptor missile.
  • a more favorable orientation of the explosive force of the active charge is to align the explosive force by a multi-point ignition in expediently a largely one-dimensional direction.
  • One of the ways is to provide the interceptor rocket with an additional engine. This is expediently designed to give the interceptor rocket a lateral acceleration with which the interceptor missile is brought directly into the trajectory of the passing ballistic missile or at least in its direction. An ignition of the additional engine is expediently carried out shortly before a probable coincidence of the two missiles. For this purpose, advantageously, the time of the overtaking process and in particular an azimuthal direction in which the ballistic missile passes the rocket head, determined in advance.
  • the ignition of the additional engine expediently causes at least the active charge to be moved towards the passing ballistic missile.
  • the active charge is moved towards the passing ballistic missile.
  • Prerequisite for this is a measurement of distance and speed difference between the rockets.
  • an active sensor is necessary.
  • the tumbling can be detected passively, for example by an infrared sensor.
  • An active sensor can be dispensed with in a second possibility.
  • several interceptor missiles which are at least near the expected trajectory, fly ahead of the ballistic missile.
  • several missile heads ejected from a launcher are referred to in this context as multiple interceptor missiles.
  • the interceptor missiles can be arranged here around an expected trajectory of the ballistic missile.
  • the ballistic missile is measured in each case by means of at least one sensor of an interceptor rocket. Measurement data from all interceptor missiles may be relayed to at least one of the interceptor rockets and a distance and a differential velocity of the ballistic missile to at least one of the interceptor missiles may be determined from the measurement data.
  • the active sensor is dispensable in this embodiment, since the differential speed and distance can be detected, for example, triangulation.
  • the wobble helix can also be detected as an anticipated trajectory.
  • One or more of the interceptor missiles will ultimately fight the ballistic missile, and this interceptor missile (s) will conveniently calculate the expected trajectory.
  • the invention is also a.
  • An interception system comprising at least one interceptor rocket having a rocket motor, a control computer, a steering system and an active charge.
  • control computer be prepared to determine an anticipated trajectory of the ballistic missile, to control the steering system in such a way that at least the rocket head flies in front of the latter in the direction of flight of the ballistic missile and, in particular, the To ignite effective charge as a result of an overtaking of the ballistic missile past the interceptor rocket. Due to the greatly reduced differential speed compared to the opposite flight, a direct coincidence of the two missiles can be dispensed with and the interception system can be kept simple and therefore cost-effective.
  • the rocket motor (booster) is dropped after a boost phase, so that only the rocket head - also referred to here as interceptor rocket - pivots in the expected trajectory of the approaching ballistic missile.
  • the rocket motor it is possible for the rocket motor to remain on the rocket head and launch the interceptor missile as a whole in front of and destroy the ballistic missile.
  • the control computer is advantageously prepared to control the execution of any one, several arbitrary or all of the mentioned method steps. Such a preparation may be provided by a corresponding control program of the control computer, the sequence of which - such as in conjunction with suitable input signals, such as sensor signals - causes such a control.
  • control computer expediently comprises electronic elements, such as a processor and data memory, which are necessary for running the control program.
  • the interceptor missile comprises a data receiver for receiving measurement data from other sensor carriers for calculating the anticipated trajectory of the ballistic missile.
  • the interceptor missile comprises a seeker head directed to the rear, the field of view of which is directed at the trajectory already passed through by the interceptor rocket or its rocket head.
  • the rearwardly directed seeker head makes it possible to passively recognize the ballistic missile approaching from behind, for example by heat radiation emitted by the latter when using an IR seeker head.
  • the seeker head comprises active sensors.
  • the interceptor rocket has a separation point for separating the rocket motor from a rocket head, and a rearward seeker, which is arranged on the rocket head so that it receives a free field of view by the separation of the rocket motor backwards.
  • the seeker head is protected by the separation point during storage of the interceptor rocket, and especially during the boost phase. Only by separating the rocket motor, the seeker reaches the surface or gets a clear view to the rear.
  • control computer is prepared to measure the ballistic missile approaching from behind with the aid of the seeker head and to determine the probable trajectory of the ballistic missile from measured data.
  • This trajectory may be a more precise estimated probable trajectory than, for example, previously calculated from measurement data of at least one further sensor carrier.
  • control computer is prepared to hide a tumbling motion of the ballistic missile approaching from behind, that is to ignore it, and to control the interceptor missile on an expected central orbit within the real wobble path of the ballistic missile.
  • a further advantageous embodiment of the invention proposes that the interceptor rocket has a proximity sensor that is prepared to detect overtaking of the ballistic missile. Expediently, a sensory recognition of the overtaking process is performed as a currently occurring event. On a pre-calculation of the overtaking time and in particular the overtaking direction can then be dispensed with. Both can be detected sensory in real time.
  • a simple embodiment of the proximity sensor includes having it emitters that are prepared to place an active beam curtain in the environment.
  • the radiation curtain can be placed in the vicinity of the interceptor rocket and expediently surrounds the interceptor rocket by 360 °, ie completely.
  • the proximity sensor and / or the control computer are prepared to detect a breakthrough of the beam curtain by the ballistic missile. This can be done for example by a re-radiation of the rays and the corresponding sensory recognition of the reverberation.
  • a plurality of sensors are present, so that a 360 ° - monitoring the beam curtain is easily possible.
  • an additional engine in particular a transverse thrust engine, present and the control computer prepared to ignite the engine in such a way that at least the effective charge undergoes a lateral acceleration on the passing ballistic missile, the effect can be increased again.
  • Fig. 1 shows an interceptor rocket 2 with a rocket head 4 and a rocket motor (booster) 6.
  • the rocket head 4 is equipped with a steering system 8 having 10 fixed rudder 12 on fixed wings.
  • the rocket motor 6 is equipped with wings 14, which are not necessarily movable.
  • Fig. 2 shows the interceptor rocket 2 from Fig. 1 in a somewhat more detailed schematic representation.
  • the rocket motor 6 is from the rocket head 4 at a separation point 16th severable. It contains propellant 18 and is equipped with a parachute 20 to which it floats after burnout of the propellant 18 to the ground.
  • the rocket head 4 is equipped at its front tip with a warhead, which contains an active charge 22.
  • Behind a control computer 24 is arranged, which includes a guide unit for calculating trajectories and control signals for controlling the rocket head or the interceptor rocket.
  • the control computer is equipped with an inertial navigation system, a GPS receiver and a radio interface for exchanging data with a ground station and / or other sensor carriers such as missiles.
  • the control computer includes an actuator control unit prepared to control the moving rudders 12.
  • a seeker head 26 is arranged, the field of view is directed to the rear.
  • the seeker 26 is an IR seeker for detecting infrared radiation. It contains a movable optic for panning the visual field.
  • FIG. 12 shows a flowchart of a method for repelling an approaching ballistic missile 28.
  • the launch of the ballistic missile 28 and the launch phase during which the ballistic missile 28 is ascending are detected by a plurality of sensor carriers, according to this embodiment missiles 30, which fly far away from the starting location of the ballistic missile 28 at high altitude.
  • the launch and / or flight phase of the ballistic missile 28 may be detected off-atmosphere by one or more satellites, also referred to herein as a sensor carrier or missile.
  • the missile or missiles 30 determine their position and their angle of view to the flying ballistic missile 28 at known times. From this raw data, they or a ground station calculate the prospective flight path 36 and airspeed and the respective location of the ballistic missile 28. On the basis of this flight data, the Interceptor rocket 2 started from a launcher 32. The launch of the interceptor rocket 2 can be ground-based, ship-based or airborne. After completion of the boost phase of the rocket motor 6 is separated from the rocket head 4 and the rocket motor 6 floats on the parachute 20 to the ground. Before or after the separation of the rocket motor 6 from the rocket head 4, the interceptor rocket 2 or the rocket head 4 from the pure ascent direction already becomes expected trajectory 36 steered. The subsequent steering into the trajectory 36 can be done in different ways.
  • the flight data of the ballistic missile 28 can be transmitted to the rocket head 4, which then steers into the flight path 36 on the basis of this data.
  • a particularly advantageous method is that the raw data are transmitted to the rocket head 4 and the control computer 24 calculates the expected trajectory 36 of the ballistic missile 28 itself and controls the self-calculated trajectory 36.
  • This method has the advantage that own measurement data can be merged with these raw data in a particularly simple and error-free manner, so that later on a more precise prospective trajectory 36 can be estimated more accurately.
  • the corresponding data of the external sensor system are supplied by uplink to the control computer 24.
  • the rocket head 4 tries to detect the ballistic missile 28 optically using the seeker head 26.
  • the rocket head 4 is at this time, for example, at an altitude of about 20 km. It is there to go out of an infrared range of well over 25 km, so that the approaching ballistic missile 28 can be tracked by the seeker head long enough and the prediction of the expected trajectory 36 can be corrected using the data of the seeker head 26.
  • the rocket head 4 pivots on this trajectory 36 and continues to fly in front of the ballistic missile 28.
  • the ballistic missile 28 is permanently tracked and the probable trajectory 36 is corrected at regular intervals.
  • the reference numeral 34 in FIG Fig. 3 In this case, the line of sight from the seeker head 26 to the ballistic missile 28.
  • the rocket head 4 flies at a speed of, for example, 700 m / s and turns at a high speed, z. B.> 1500 m / s, approaching target in the way.
  • the differential speed between the two rockets 4, 28 is about 800 m / s.
  • a re-entry speed of the rocket into the atmosphere of about 10 Mach is to reckon with a re-entry speed of the rocket into the atmosphere of about 10 Mach.
  • the approaching rocket is slowed down during the passage through the atmosphere to about 3 Mach.
  • the flight speeds of the interceptor rocket 2 is thus a suitable area of coincidence of the two rockets 4, 28 to calculate, on the one hand at high altitude and as far away from the protected target, such as the city, and on the other hand, the medium-range missile already a relatively low speed has to be destroyed with relatively little effort can.
  • the location of this area is of course also dependent on the achievable airspeed of the interceptor rocket 2.
  • the actual trajectory of the ballistic missile 28 is on a spiral with a diameter of, for example, five meters and a swept frequency of z. B. about one hertz per revolution.
  • the differential speed between the two rockets 4, 28 and the distance between them is not calculated.
  • the rocket head 4 flies alone on sight.
  • a time t 1 at which the ballistic missile 28 passes the rocket head 4 is not known in advance.
  • Fig. 4 is shown schematically that this overtaking process can still be easily registered by the rocket head 4 and the control computer.
  • the rocket head 4 with a plurality of radiation sensor units 38 (see Fig. 1 ) fitted.
  • the radiation radiated by them 40 surrounds the rocket head like a radiate in all directions, so that extends around 360 ° 4. If the tip of the ballistic missile 28 reaches this radiate wreath 40 and reflects the radiation back to the rocket head 4, the reflected radiation is registered by the radiation sensor unit 38. Because of this, it is assumed that the overtaking process has occurred.
  • This time t 1 is registered by the control computer 24 and it is a time until the time t 2 wait until the ignition of the active charge 22 is initiated.
  • the azimuth angle must be known, at which the rocket 28 overtakes the rocket head 4, ie the direction in which the beam curtain 40 is broken. If the emission sensor unit 38 comprises a plurality of emission means or sensors, then this azimuth angle can be detected sufficiently fine. Depending on which of the annularly arranged around the rocket head 4 sensors detects the backscattered radiation most, the azimuth angle is determined accordingly and controlled the blasting of the active charge 22 accordingly.
  • the elevation angle 44 is 90 °.
  • this angle 44 is less than 90 °, the beam curtain 40 is thus oriented backwards. Accordingly, an overtaking operation is detected earlier. It should be noted, however, that the farther the distance between the missiles 4, 28, the sooner the overtaking process is noticed. Does the rocket head 4 z. B. via a device for distance measurement, such as a laser rangefinder, about the distance between the missiles 4, 28 can be determined. The elevation angle 44 can then be adjusted so that the explosive effect of the active charge 22 is always optimal.
  • the splinters of the active charge 22 need the longer to to reach the rocket 28, the farther it is away from the rocket head 4. It is thus advantageous to ignite the active charge 22 the sooner, the farther the distance between the two rockets 4, 28 is.
  • the differential velocity between the missiles 4, 28 is known, for example, from the continued estimation of the prospective trajectory 36, as related to Fig. 3 previously described.
  • the elevation angle 44 can be adapted to this difference. The greater the differential speed, the smaller the elevation angle 44 and the farther back the beam 40 is thus directed.
  • the rocket head 4 can be controlled by an additional engine 46 in the form of a transverse thrust engine in the direction of the passing ballistic missile 28. This is in Fig. 5 indicated schematically. Shortly before the overtaking process, the engine 46 is ignited and the rocket head 4 is guided into the actual trajectory 48 of the rocket 28. For this purpose, however, it is necessary to include the wobbling motion in the trajectory calculation in order to know in advance in which azimuth angle the rocket 28 passes. Accordingly, the rocket head 4 must be rolled before igniting the shear thrust engine.
  • the differential speed and the distance between the two rockets 4, 28 are determined by means of active sensors. From this an estimated impact point (PIP) can be calculated, in which the rocket head 4 is now controlled by means of the engine 46.
  • PIP estimated impact point
  • a plurality of interceptor rockets 2 are started instead of a single interceptor rocket 2. This can be done from a single launcher 32 or from multiple launcher 32. Accordingly, several rocket heads 4 are available, which are initially grouped around the expected trajectory 36. For this purpose, the rocket heads 4 remain so far apart that the distance between them and the approaching ballistic missile 28 can be determined by triangulation, and from this also the differential speed. In this way, can be dispensed with active sensors and the rocket heads 4 can selectively put the missile 28 in the way.

Description

  • 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.
  • 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").
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • Aus der US 6 209 820 B1 ist ein Abfangsystem für taktische ballistische Raketen bekannt, bei welchem sich eine Abfangrakete mit im Vergleich zur ballistischen Rakete geringeren Geschwindigkeit vor der Rakete in die gleiche Richtung bewegt.
  • 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.
  • Die auf das Verfahren gerichtete Aufgabe wird durch ein Verfahren gemäß den Merkmalen von Patentanspruch 1 gelöst, bei dem die Abfangrakete 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. Erfindungsgemäss fliegt die Abfangrakete auch im Moment der Zündung der Wirkladung vor der ballistischen Rakete her.
  • 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.
  • 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.
  • 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. Entsprechend der Erfindung wird die Abfangrakete 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • Die Erfindung ist außerdem auf ein. Abfangsystem gerichtet, das zumindest eine Abfangrakete umfasst, die einen Raketenmotor, einen Steuerrechner, ein Lenksystem und eine Wirkladung aufweist.
  • In Bezug auf die auf das Abfangsystem gerichtete Aufgabe der Erfindung wird vorgeschlagen, dass der Steuerrechner 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.
  • 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.
  • 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.
  • Zweckmäßigerweise umfasst die Abfangrakete einen Datenempfänger zum Empfangen von Messdaten anderer Sensorträger zur Berechnung der voraussichtlichen Flugbahn der ballistischen Rakete.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • Außerdem ist der Steuerrechner entsprechend der Erfindung 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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 Überholvorgang 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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
    • 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

Claims (13)

  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, wobei die Abfangrakete (2) vor der Zündung der Wirkladung (22) in Flugrichtung der ballistischen Rakete (28) vor dieser her fliegt,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass ein Steuerrechner der Abfangrakete (2) eine Taumelbewegung der von hinten anfliegenden ballistischen Rakete (28) ausblendet und die Abfangrakete (2) auf eine Bahn innerhalb der voraussichtlichen Taumelbahn steuert.
  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, wobei 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,
    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.
  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 einem der Ansprüche 7 bis 10,
    gekennzeichnet,
    durch einen Begegnungssensor, der dazu vorbereitet ist, ein Überholen der ballistischen Rakete (28) zu erkennen.
  12. Abfangsystem nach Anspruch 11,
    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.
  13. Abfangsystem nach einem der Ansprüche 7 bis 12,
    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.
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