Neu

   Gastbuch

    Forum

    ADA 

         ADA  news

    SAM 

     TBM

    Krieg  

     Theorie Fla  

     S F R
    Taktik
      Radar
      ELOKA
      basic
      FAQ

      Historie

     Raketenbau           

      Modellbau  

     Fun

       Links

      Buch

      NVA

     • S 125   SA 3

     •  S200   SA 5

     •  S 75    SA 2

     •  PATRIOT       

                                                                      Grundlagen Fla Raketentechnik und Taktik   

 

zurück  Hauptseite  Grundlagen Fla

 

 Leitmethoden  von Fla Raketen

•  Einführung
•  Grundlagen
•  Grundlagen
•  Begriffe
•  Prinzipien
•  Was ist der Vorhalt
•  ELOKA und Leitmethode
•  Zielmanöver und Leitmethode

 

•  halbe Begradigung                              MHB
•  statischer Vorhalt
•  Zielabdeckung  Dreipunkte Methode     DPM
•  proportionale Annäherung  
•  track via Missile                                 TVM
•  2 Punkte Methode
•  differenzierte kinematische Methode     DKM
•  Methode K                                         K

 

 

 

Leitmethoden von Fla Raketen

Einführung Die Leitmethode ist die mathematische Regel , nach der Flugkörper zum Ziel gelenkt werden. Bekannte Leitmethoden sind MHB bzw. Dreipunkt. Leitmethoden wurden 1944 von deutschen Ingenieuren bei der Entwicklung von Flugabwehrraketen entwickelt.    ( Zielabdeckungsverfahren , Hundekurve etc. sind Begriffe aus jener Zeit ) Bei DPM Dreipunkt-Methode  bilden Flugkörper, Ziel und Antenne eine Gerade. Der Rechner " verschiebt " durch Lenkkommandos an die Rakete die Messimpulse immer so, dass diese Bedingung eingehalten wird. Die Erarbeitung der Kommandos wird wiederum durch Mathematik umgesetzt. Für schnell und manövrierende Ziele ist   es  vorteilhaft , dass die Flugbahn begradigt wird. Dieses Verfahren arbeitet die abnehmende Entfernung von Ziel und Rakete zueinander ein. Lenkkommandos an die Rakete werden mit abnehmendem Abstand immer feinfühliger und genauer. Moderne Systeme seit den 80er Jahren nutzen Mischformen. Mit zunehmender Entfernung der Raketen von der Leitstation nimmt deren Lenkgenauigkeit ab. So wird für die Endflugphase die Selbstlenkung auf das Ziel eingeführt. ( TVM , track via Missile ) . Weitere Bezeichnungen für Leitmethoden sind die proportionale Annäherung , Methode Erde ( gegen Erdziele )  und  Mischformen . Die Leitmethode als solche wurde von deutschen Ingenieuren erfunden. Bei der Entwicklung deutscher Fla Raketen trat ein Problem auf : Wie soll  die Rakete zum Ziel gelenkt werden. Wie sollen Ruderausschläge bewerkstelligt werden , was ist die optimale Flugbahn zum Ziel. Man erfand den Regelkreis der Lenkung . Die Schiessregeln der Flak ließen sich hierfür nur bedingt nutzen. Im 2. Weltkrieg wurden ab 1943 bis 1945 unter Zeitdruck  von deutschen Ingeneuren die mathematische und praktische Umsetzung erprobt und  zur Funktionstüchtigkeit gebracht. Der Begriff Leitstrahl wurde in Verbindung mit der A4 (  besser als  V2  bekannt ) erfunden. Leitstrahl hat sich bis in die heutige Zeit gehalten , obwohl Systeme seit den 50er Jahren nicht mehr nach diesem Verfahren funktionieren.  ( für den interessierten Leser : Dreipunktemethode ist kein Leitstrahlverfahren ) Amerikaner und Russen entwickelten die Leitmethoden weiter. In Russland wurden diese Verfahren seit den 50 er Jahren mit der Entwicklung des Systeme  S75  und S125 sowie S200  ( SA1 , SA2 , SA 3 und SA 5 ) wissenschaftlich erforscht und entwickelt. In den USA wurden mit NIKE und HAWK ähnliche mathematische Umsetzungen gefunden . Es gibt  viele Lehrbücher zum Thema Leitmethoden ( in deutscher Sprache )    Bekannte Autoren zu diesem Thema sind: "Einführung in die Ballistik, Raketen und Raketenballistik "    Prof. Dr. Wolff .   Deutscher Militärverlag ,  Berlin 1964 sowie  der Klassiker  für den Fla-  Spezialisten :    Neupokojew  "  Schiessen mit Fla Raketen " , Militärverlag NVA / DDR  1972 . Von den eigentlichen Erfindern , unseren deutschen Ingenieuren , die im 2. Weltkrieg forschten , gibt  es keine Lehrbücher. Raketen galten damals als geheim und als  " Wunderwaffen " .

Grundlagen der  Leitmethoden von Fla Raketen

Einführung und Theorie                                            εR      Winkellage   Rakete  für Ebene  ε                                         εz       Winkellage   Ziel       für Ebene  ε                                       m          Faktor ,  Vorhalt  mit negativem Vorzeichen                                       Δe°       Änderung des Abstandes Ziel - Rakete zueinander = 1.  Ableitung nach der Entfernung = Geschwindigkeit (  Annäherungsgeschwindigkeit )                                                      Die Geschwindigkeit zueinander ist nicht konstant und wird über die erste Ableitung der Entfernung wird mathematisch                                                      bestimmt und nicht gemessen :  Wie schnell nähern sich Ziel und Rakete zueinander an.                                          Δe       Abstand Ziel - Rakete zueinander                                 εz°      Änderung der Winkellage Ziel = . 1. Ableitung nach der Lage = Geschwindigkeit =  Winkelgeschwindigkeit.                                           Typische Umsetzung der Leitmethode.             εr = εz        Idealfall im Treffpunkt .  Ablage =  0 .  Winkellage Ziel und Rakete sind gleich.   Der Unterschied der Raketenlage im Raum zur Lage des Ziels ( Verlängerung  , Visierline ) wird als derzeitige Ablage oder   als Lenkparameter bezeichnet.                 ( russischsprachige theoretische Literatur über Flugkörperlenkung ) Bei  dieser Formel ohne Vorhalt  wären die Lenkkommandos für die Rakete direkt  von der Winkellage des Zieles abhängig . Im Endabschnitt des Fluges treten  große Winkelgeschwindigkeiten auf. Mit einem Faktor " m" lässt sich die Flugbahn begradigen. Die Rakete fliegt mit einem Vorhalt . Die Winkelgeschwindigkeiten vom Ziel werden  kompensiert. Durch Bestimmung der Winkelgeschwindigkeit des Zieles  für die Jeweilige Lenkebene lässt sich der Vorhalt m fein abstimmen: nun geht zusätzlich  zum Vorhaltefaktor noch die Winkelgeschwindigkeit des Zieles und die Annäherungsgeschwindigkeit von ziel und Rakete ein. Mit Entfernung  der Entfernung Z = R = 0  ist der Vorhalt abgearbeitet und die Bedingung   εr = εz   hergestellt. Im Treffpunkt wird durch den Vorhalt das auftretende Lastvielfache der gelenkten Fla Rakete auf Null gebracht. Der Lenkfehler wegen   Beschleunigungen am Ziel ist abgearbeitet.  Vorhalt  :                                                                                                             Der Faktor m mit negativem Vorzeichen ( Vorhalt ) Dieser Vorhalt kann 1 bis 0    betragen . Für 1 wäre das volle Begradigung, für z.B.. 0,5 halbe Begradigung . Der Begriff halbe Begradigung ist irreführend , der Vorhalt darf der Breite für das  Auffassdiagramm  der Empfangsantenne betragen . Die Größe wird durch zusätzliche Faktoren in der Formel auf diese Bedingung begrenzt und beträgt zB. Am Luftabwehrsystem S125 NEVA //SA 3 max. 4-6 ° für jede Ebene.   Der Vorhalt ist entfernungsabhängig und wird ebenfalls begrenzt. Dh. Manöver des Flugzieles werden durch die Leitmethode bei größeren Entfernungen nicht abgearbeitet. Es ist möglich mit Entfernungsabhängiger " Empfindlichkeit "zu arbeiten. So schaltet zB. beim System SA3 ein Relais bei einem Abstand von 10 Km Rakete zum Ziel den Regelkreis auf extrem empfindlich und absolute Genauigkeit. Scheinbar "zackige " Lenkbewegungen sind ab jetzt zu beobachten. Ähnliches sieht man auch beim Waffensystem PATRIOT , wo mit abnehmender Entfernung die Lenkgenauigkeit immer genauer wird. Der Vorhalt gewährleistet, dass die aufzubringenden Lastvielfachen durch die Fla Raketen nicht deren Ablage ungünstig  beeinflusst . Der gelenkte Flugkörper zeigt in Verlängerung ( Geschwindigkeitsvektor , nicht die Längsachse ) auf einen Punkt vor dem Ziel  ( für die jeweilige Lenkebene ) Dieser Vorhalt kann einige Flugzeuglängen betragen. Mit weiterer Annäherung nimmt dieser Vorhalt ständig ab und ist bei Entfernung Ziel zu Raketen = 0  Null. Der Flugkörper befindet sich in unmittelbarer Zielnähe und detoniert.                          Durch einsetzen in die Formel lässt sich der  Vorhalt abschätzen :           Die Winkelgeschwindigkeit Ziel bezogen auf den Flugkörper zum Zeitpunkt solle 10 m/s betragen. Dieser Wert wurde durch Ableitung der Änderung des Weges im Seitenwinkel bestimmt ( 1. Ableitung des Weges = Geschwindigkeit) Die absolute Annäherungsgeschwindigkeit zueinander solle 12000 m/s betragen ( im Vektor, V Z = 200 m/sec, Vr = 1000 m/s ) Betrachtet wird der Vorhalt im Zeitpunkt und bei einem Abstand von 5000 m zueinander.                         Durch Einsetzen erhält man                                 Entscheidend ist ( Mathematik ) : Wenn  der absolute Abstand Ziel und Rakete  Δe   Null ist , wird der gesamte Ausdruck Null.   Der Vorhalt wurde im Treffpunkt immer kleiner. Δe°   :  wird durch 1. Ableitung nach der Entfernung bestimmt. Die 2. Ableitung = Beschleunigung , sowie die 3. Ableitung nach dem Weg = Änderung der Beschleunigung werden mathematisch  im Rechner bestimmt und gehen ebenfalls in die Formel ein . Die beiden letzten Ausdrücke wurden zur Vereinfachung nicht eingefügt. εz° Änderung der Seitenkoordinate  über die Zeit . Nach Bildung der ersten Ableitung durch Differenzieren erhält man die Winkelgeschwindigkeit. Es wird bis zur 3. Ableitung  ( Änderung der Beschleunigung im Winkel ) gerechnet . Diese Angaben kommen entweder vom me3chanischen Sensor an der Antenne ( Kreiselsystem  oder müssen für Systeme mit elektronischer Strahlschenkung über Vergleich und Feststellung der Bewegungsparameter berechnet werden. Aus den Veränderungen lassen sich ebenfalls die 1- 3.  Ableitung bilden. Ableitung : mathematisches Verfahren mit dem sich sich bewegende und veränderliche Prozesse beschreiben lassen. So lässt sich aus der Veränderung der Koordinaten der Entfernung auf die Geschwindigkeit schließen . Weitere Analyse der Bewegungsparameter lässt auf Beschleunigungen und Änderungen der Beschleunigungen schließen. Diese Verfahren sind ( normalerweise ) Lehrstoff der 11/12 Klasse in Mathematik. Bei voller Begradigung ( m= 1 ) beträgt der Vorhalt ca. 40 m entgegen der Flugrichtung . Für Halbe Begradigung beträgt der Vorhalt 20 m. Setzt man 20  m / s für ein stark manövrierendes Ziel ( für die Seitenwinkelebene ) ein , erhält man als Vorhalt ca. 80 m Vorhalt  bei voller Begradigung.  der Vorhalt ist eine Momentaufnahme und ändert sich ständig . Umgerechnet auf den Winkel ( sin ° = Gegenkathete / Hypotenuse  ) erhält man einen Vorhaltewinkel deutlich unter 1°.  Manöver von Piloten in diesen Entfernungen haben deutlich weniger Einfluss als angenommen wird . Entscheidend ist  nicht die absolute Größe der Abweichung für die jeweilige Ebene. Die Maschine stellt nur die Abweichung fest und benötigt eine  endliche Zeit die Regelgröße Rakete nachzustellen. "Große oder kleine " Abweichung wird nicht immer  bei der Größe der Ruderausschläge berücksichtigt . Abhängig vom System und Typ wird nur die Abweichung als solche abgearbeitet. ( S 125 NEVA SA 3 Flugkörper kennt nur "links-rechts" Ruderausschläge  , allerdings hochfrequent .)  Entscheidend sind vielmehr Winkelgeschwindigkeiten und die Änderung der absoluten Entfernung. Als Begradigungsfaktoren sollten Werte zwischen 0,3 und 0,5  angenommen werden.   Beim Luftabwehrsystem S 125 NEVA / SA 3 werden diese Faktoren durch den Rechner zwischen 0,3 und 0,5 automatisch verstellt. Offensichtlich gingen in der Entwicklung Versuchsschiessen mit Analyse der Flugbahnen voraus. Erhöhte Zielgeschwindigkeiten bei fester Raketengeschwindigkeit bewirken nach einsetzen in die Formel kleinere Vorhalte und weniger gekrümmte Flugbahnen. Mit dem Vorhalt lassen sich sie Lastvielfachen und damit dynamische Lenkfehler kompensieren.                                                                         Lenkebene Epsilon : Seitenwinkelebene oder Höhenwinkelebene . Es gibt Systeme , bei denen die beiden Ebene um 45 ° gedreht sind und sich gegenseitig beeinflussen. Auf dem linken Bild sieht man ,dass keine Abweichung vorliegt, der gelenkte Flugkörper aber auf einen Punkt vor dem Ziel zielt. Der Vorhalt ist u.a. von der Zielgeschwindigkeit abhängig. Auf dem rechten Bild ist die Zielgeschwindigkeit  bezogen auf die Raketengeschwindigkeit geringer. Der Vorhalt ist demnach geringer. Möglich wäre im Bild rechts  auch eine geringere Entfernung des Flugkörpers zum Ziel als im linken Bild. Der Richtungsvektor sowie der Geschwindigkeitsvektor müssen nicht ( ! ) auf das Ziel zeigen. D.h. Flugkörper fliegen in ihrer Längsachse nicht auf das Ziel zu, sondern manövrieren und "schieben " ständig. Der Flugkörper als solches liefert Auftrieb. Die Ruder steuern den Flugkörper und erzeugen in diesem sinne keinen Auftrieb wie beim Flugzeug.   Geschwindigkeitsverhältnis von Rakete zum Ziel beeinflusst die Krümmung de Flugbahn und auftretende Lastvielfache während des Fluges zum Ziel. Besonderst beim Zielabdeckungsverfahren ( Dreipunktemethode ) ist  beeinflusst dieser Faktor die Ablage. Günstig ist ein Verhältnis . 2 - 3  : 1  zugunsten der höheren Raketengeschwindigkeit. Allerdings nimmt die Trägheit des Flugkörpers mit zunehmende Geschwindigkeit zu . Auf dem passiven Flugabschnitt ( nach Brennschluss und Weiterflug ) nimmt die Raketengeschwindigkeit ständig ab. Innerhalb der Vernichtungszone ist die Zielvernichtung möglich. Bei Vorhaltemethoden wird hohe Zielgeschwindigkeit durch diese Leitmethode kompensiert. Da die Fluggeschwindigkeit der Rakete fest vorgegeben ist und nur die Zielgeschwindigkeit eine veränderliche Größe ist ,  lässt sich ( auch weil die Raketengeschwindigkeit im passiven Flugabschnitte abnimmt und damit  nicht konstant  ist)  über  Veränderung des Begradigungsfaktors  - m   eine gleichmäßige und kompensierte Flugbahn einstellen . Alle notwendigen aufzubringenden Lastvielfachen sind bei Entfernung  Ziel zu Rakete = 0  im Treffpunkt abgearbeitet. Die Ablage , der Lenkfehler   durch Manöver und Lastvielfache als solches ,trägt nun nicht mehr zur Vergrößerung der Ablage im Treffpunkt  bei.                                           Darstellung der  Annäherungsgeschwindigkeit Ziel - Flugkörper im Raum   Das Lenkkommando ist abhängig von der absoluten Entfernung Ziel - Rakete    voneinander. Der Abstand Ziel zur Raketenleitstation wird nicht betrachtet ( ! ) Dieser Abstand wird aber für die Kalkulation der optimalen Startentfernung benötigt . In den Vorhalt gehen zusätzliche Komponenten ein , die Z.B. den Regelkreis der Lenkung in Abhängigkeit der Entfernung Rakete zum Ziel mit weiterer Annäherung immer empfindlicher machen. Die Ableitungen ( Differentiation ) werden durch Geber für Winkelgeschwindigkeiten durch die Antenne selbst bestimmt bzw. bei digitalen Systemen und Antennen mit elektronischer Strahlschwenkung aus der Zielbewegung errechnet. Betrachtet wird bei der Beschreibung der Formel nicht die Trägheit des Regelkreises der Lenkung sowie die Trägheit der zu regelnden Größe (  Fla Rakete und deren Abweichung vom Sollwert )    Vorhaltemethoden sind keine Abkürzung der Rakete zum Ziel .   Statischer Vorhalt      zB.   Patriot  oder S 300 Wenn das so wäre , würden die Flugkörper abhängig von Manövern des Zieles sein. Probleme dieser Art treten beim statischen Vorhalt auf. Hier wird ein Flugkörper ( grob ) mit Vorhalt für beide Ebenen an das Ziel geleitet. In Zielnähe wird dieser Vorhalt verkleinert. Für den Endanflug wird die Lenkung durch den Flugkörper selbst übernommen. Neben diesem Nachteil haben solche Methoden aber den Vorteil, dass durch den Flugkörper keine unnötigen Lenkkommandos ausgeführt werden um ständig auf der Flugbahn zu bleiben. Energetisch ist es günstiger den Flugkörper so zu lenken . Auch hier sind Mischformen möglich. PATRIOT verwendet ( wie in Videoaufnahmen zu beobachten ist ) für den Höhenwinkel einen festen Vorhalt  ( Start mit ca. 70° nach oben .) Nach Brennschluss fliegen die Flugkörper aus der Überhöhung von oben auf das Ziel. Der Vorhalt ist abhängig von Zielgeschwindigkeit und  absolutem Abstand Ziel zum Flugkörper. Höhenwinkelmanöver durch das Ziel gegenüber dem sich von oben nähernden Flugkörper wirken sich weniger aus .Die Betrachtung für den Seitenwinkel ist schwieriger. Für den Höhenwinkel könnte die Methode der proportionalen Annäherung oder eine  vereinfachte Begradigungsformel genutzt werden . Für den Seitenwinkel wird eine Begradigungsmethode verwendet. Zusätzlich zur Bearbeitung der Seitenwinkelkoordinaten kommt nicht nur die Abhängigkeit der Entfernung Rakete und Ziel zueinander in Betracht: die Höhenlage Ziel zum Flugkörper ist ebenfalls entfernungsabhängig und muss deswegen auch für den Seitenwinkelvorhalt betrachtet werden. Systeme mit gedrehtem Koordinatensystem um 45 ° vereinfachen Rechenschritte und technische Umsetzung .  ( S125 NEVA , SA3 ) Für die Lenkung in Zielnähe ( ab ca. 20 -15 Km vor dem Ziel beginnend ) eignen sich 2 Punktemethoden . Hier gelangen Zielinformationen vom Ziel direkt auf den Flugkörper. Dieser erfasst das Ziel ( wird vom Bodenradar " angeleuchtet  t" )      und bestimmt für sich alle notwendigen                     Bewegungsparameter                     ( Annäherungsgeschwindigkeit , Beschleunigungswerte, Winkelgeschwindigkeiten etc. ) Unterstützung vom Bodenrechengerät ist . Notwendige Hilfsdaten werden digital zum Flugkörper gesendet   .  Systeme  die so arbeiten sind :  SA10 , SA 12 , S 400 ,  PATRIOT und  TOR .                                                                                               Statischer Vorhalt Der Flugkörper wird in Abhängigkeit der Winkelgeschwindigkeit und Entfernung   RADAR  - ZIEL    ( Begradigungsverfahren : Rakete - Ziel  ) auf den voraussichtlichen Treffpunkt  gestartet.  Energetisch ist das die optimale Flugbahn. Nachteil:  Zielmanöver Entfernung im Treffpunkt , Lastvielfache und Trefferwahrscheinlichkeit . Bei gleichzeitiger Anhebung der Flugbahn bis zum Brennschluss entsteht in Kombination mit anderen Leitmethoden für den mittleren und Endflugabschnitt  die optimale Flugbahn . Moderne Luftabwehrsysteme  wie S300 , S400 und PATRIOT  nutzen diese oder ähnliche Verfahren. Leitmethoden solcher Systeme für  die Bekämpfung von anfliegenden taktischen Boden- Boden Raketen TBM  nutzen den statischen  Vorhalt  zur Heranlenkung an die TBM bzw. zur Überwindung der Abstände bis zum Schutzobjekt gegen TBM. Hier wird ohne den Höhenvorhalt gearbeitet. Die TBM wird von unten angeflogen und nicht wie bei typischen Vorhaltemethoden auf gleicher Höhe getroffen . * Ältere Waffensysteme der russ. Föderation werden in Modernisierungsprogrammen verbessert. So ist bekannt das das Luftabwehrsystem S 125 NEVA / SA3  PECHORA schiesstechnisch modernisiert wurde. So wurde ua . die " differenzierte kinematische Leitmethode "  DKM  )in das System eingeführt.. Der Flugkörper wird mit Seitenwinkelvorhalt ( statisch ) und Flugbahnüberhöhung geschossen. In neuere System wie OSSA SA8 , BUG und TOR sind diese zusätzliche Leitmethode bereits integriert oder werden zur Nachrüstung angeboten.   * Quelle : israelische Raketenabwehr" ARROW"                                                          dynamischer Vorhalt                                  Die Winkelkoordinate für eine Lenkebene des gelenkten Flugkörpers weicht von der des Zieles ab. Die Abweichung wird durch den seitlichen Abstand beider Messimpulse der Winkellage ( grün , blau )  dargestellt. Betrachtet für Berechnung wird die Entfernung  RAKETE - ZIEL . Der Rechner versucht jetzt diese Abweichung unter Beachtung einer Formel die Abweichung abzuarbeiten. Der Flugkörper ( grün ) hätte sich auf einem Punkt auf der grünen Geraden befinden müssen und mit seinem Bewegungsvektor ( Masseschwerpunkt , Druckpunkt und aerodynamischen Schwerpunkt ) in Pfeilrichtung ( rot ) auf einen Punkt im Raum ( für die Lenkebene Epsilon ) "zielen " müssen. Für die 2 Lenkebenen ( Beta , Epsilon ) entstehen unterschiedliche Vorhalt und Lenkkommandos. Bei 2 gelenkten Flugkörpern muss der Rechner 4 Berechnungen und 4 Lenkkommandos simultan ( zeitmultiplex ) herausgeben.   Praktisch fliegt der gelenkte Flugkörper sehr unruhig und " eiert " auf seinem Flug zum Ziel. Deswegen wurden Mischformen von Leitmethoden entwickelt , die z.B. nur auf dem Endabschnitt des Fluges den Flugkörper lenken und deswegen Teil des Fluges ungelenkt ( aber mit Vorhalt ) zu Ziel erfolgt. Es wird damit weniger der kinetischen Energie des Flugkörpers Verbraucht. Die Umsetzung der Leitmethode und Berechnung erfolgt in Echtzeit und erfordert keine großen Rechenkapazitäten. Beim SA2 ,SA3 und SA5 wurden diese Rechenaufgaben durch analoge Rechner in Echtzeit durchgeführt. Typische Ablagen beim System SA3 gegen nicht manövrierenden Zielen bis 1000 m/s lagen bei 3 - 15 m Ablage zum Ziel bei Detonation des Gefechtsteiles . ( 0,96 Kill ). Für den SA2 lagen typische Ablagen bis zu 60 m vor. Das amerikanische Luftabwehrsystem NIKE hatte typische Ablagen bis zu 60 m. Heutige Moderne und digitale Systeme ( PATRIOT ) können Direkttreffer erreichen . Genutzt werden aber bis zum heutigen Tag die Leitmethoden , die einmal von deutschen Ingenieuren erfunden wurden.                                                       Das Feuerleitradar bestimmt die Schrägentfernung zum Ziel. Diese unterscheidet sich von der Entfernung in der Kartenebene. Die Zielentfernung wird für die Festlegung der Startentfernung benötigt,  damit der Treffpunkt innerhalb der Vernichtungszone liegt. Die Startzone unterscheidet sich für verschiedene Leitmethoden nur geringfügig    ( SA3 System Unterschied MHB vs. DPM ca.  3  -  2 Km ) Durch Mathematik werden die ersten Ableitungen der  relativen Koordinaten und absolute Annäherungsgeschwindigkeit Raketen und Ziel errechnet. Außerdem wird die absolute Entfernungsdifferenz berechnet und in der Vorhalteformel eingerechnet . Die Errechnung erfolgt ( fast ) verzögerungslos. Die Messimpulse Entfernung werden wie bei denen der Winkellage durch Folgesysteme auf dem Zielzeichen erzeugt und automatisch erarbeitet. Gerechnet wird immer in der Schrägentfernung ( slant range ) bzw. Lage im Raum. Umrechnung in die Kartenebene erfolgt zur Bestimmung der Zielhöhen über Grund bzw. bezogen auf das RADAR .  Die Startzone und Vernichtungszone arbeiten mit dem PARAMETER und der oberen / unteren / fernen  Grenze der Vernichtungszone. Hier wurde in in die Kartenebene zurückgerechnet. Die Zielgeschwindigkeit wird  zur Darstellung auf Sichtgeräten bzw. als digitale Ausgabe in die Kartenebene umgerechnet . Skarus 01/2007

Querverweis :      wie werden die Koordinaten von Ziel und Rakete bestimmt ?

                      

 

                                                            

 

Arbeitsversion

Halbe Begradigung

Zielbegleitung nach 3 Koordinaten , entweder Hand  ( RS ) , automatisch  ( AS ) oder voll-automatisch ( ASAP ) . In das Lenkgesetz zur Kommandoerarbeitung an die fliegende Fla Rakete geht die Laufende Entfernung in Echtzeit ein. Die Flugbahn wird begradigt. In Annäherung an das Ziel ändert sich der Begradigungsfaktor ( umgangssprachlich  1/2 , aber in ständiger Veränderung ) Die Lenkung wird mit Annäherung an das Ziel immer empfindlicher ( Rückkoppelung im Regelkreis de Entfernung wird in Abhängigkeit der Entfernung gesteuert ) . Auf hoch und schnell fliegende , sowie manövrierende Ziele wird MHB ( Methode halbe Begradigung ) angewandt. Voraussetzung ist die Ständige stabile Begleitung der Entfernung durch den Funkorter Entfernung in der Raketenleitstation UW  . Der maximale Vorhalt in den beiden Winkelebenen ( Höhe und Seite ) beträgt max. 4° . Die Raketensignale werden immer durch die beiden Antennen der Raketenleitstation PW im Winkeldiagramm von jeweils 10 ° sicher empfangen. ( Die Visierlinie , Hauptrichtung zeigt auf das Luftziel , abweichend davon , je nach Vorhalt liegen die Raketensignale in den Ebenen 3- 4 ° daneben. Da der Vorhalt durch die Formel der Lenkkommandoerarbeitung begrenzt wird, ist ausfliegen der Fla Raketen aus den Antennenrichtdiagramm ( durch Manöver des Luftzieles ) technisch nicht möglich .

Durch die Begradigung der Flugbahn bei manövrierenden Zielen nehmen die aufzubringenden Lastvielfachen an der Fla Rakete deutlich ab. Die Vernichtungswahrscheinlichkeit  steigt auf 0,95 gegenüber 0,85 bei Nichtanwenden der Methode MHB unter gleichen Bedingungen .

In Abhängigkeit der Entfernung öffnet der Funkzünder in der Fla Rakete in der  Entfernung erst kurz vor dem Ziel ( 100 m ) von dummyload auf aktive Abstrahlung . Störungen gegen den Funkzünder gegen die anfliegende Fla Rakete sind damit wirkungslos. Je nach räumlicher Lage der Fla Rakete zum Ziel .

Es sind Mischformen der Zielabdeckung erlaubt : Nach den Winkeln im teleoptischen Kanal und RADAR nach der Entfernung erlaubt die Leitmethode " MHB " oder " K " .

 

Dreipunkte Methode     DPM   und I-87

Keine Begleitung nach der Entfernung . Flugkörper fliegt direkt auf der Visierlinie Antenne - Ziel . Alle Manöver in den Winkeln werden vom anfliegenden Flugkörper direkt übernommen. Die Flugkurve wird umgangssprachlich als " Hundekurve " bezeichnet . Bei hoch und schnell fliegenden Luftzielen nehmen die Abklagen im Treffpunkt direkt proportional zur Zielgeschwindigkeit zu . Besonderst der Flugbahnabschnitt kurz vor Treffpunkt bewirkt zunehmende Lastvielfache auf den Flugkörper.

Entscheidender Vorteil von DPM :  es wird zur Lenkkommandoerarbeitung die laufende Entfernung zum Ziel nicht benötigt. DPM wird angewendet bei Schiessen mit dem teleoptischen Kanal ( optisch , die Funkorter Seite und Höhe decken das Ziel mit der TV Kamera ab )

Beim Schiessen auf Störträger unter Rauschstörungen ohne Möglichkeit der Entfernungsbestimmung wird DPM angewendet .

Beim Schiessen gegen Ziele bei Zielhöhen kleiner 1000 m sind die Winkelgeschwindigkeiten im Höhenwinkel gering ( secans Funktion )  Ebenfalls für den Seitenwinkel im Anflug bei max. Parameter  3-5 Km ) sind die Winkelgeschwindigkeiten bis ca. 10 Km vor der Feuerabteilung gering und fast 0 .

Die fehlende Systemkomponente Entfernung beeinflusst die Flugbahn bei DPM günstig. Die geringeren Fluktuationsvielfachen in der Belastung auf den fliegenden Flugkörper kompensieren aber nicht die Abnahme der Lastvielfachen durch Anwendung der Methode MHB             ( siehe oben ) , so dass MHB der Methode DPM vorzuziehen ist .

Beim Schiessen auf Störträger ohne Entfernung wird I-87 geschaltet. Die Funkorter decken Höhe und Seite nach dem Helligkeitsmaximum auf dem Sichtgerät ab. Ein Zeitmechanismus schaltet den Funkzünder nach Überfliegen de nahen Grenze der Vernichtungszone ein. Ab jetzt könnten Reflexionen vom Ziel den Funkzünder  der Fla Rakete auslösen . Die Raketenleitstation selbst strahlt nicht ab. Getrackt werden die Signale des Störträgers.

Gegen manövrierende Luftziele bei Einsatz von " DPM " wird die optimierte Dreipunkmethode I-87 geschaltet. Hier müssen systembedingte   zusätzliche Lenkfehler ( wegen Einbringen zusätzlicher elektronischer Blöcke ) gegen die normale DPM abgewogen werden . Bei Schiessen nach I-87 werden Fluktuationslastvielfache durch Störungen ( jamming ) gegen die Raketenleitstation  während des Fluges der Fla Rakete minimiert. Beim Schiessen gegen tief fliegende Ziele wird ohne Beachtung der Entfernung die Flugbahn der Fla Rakete angehoben. Das vorzeitige Ansprechen des Funkzünders auf die Erdoberfläche wird minimiert.

 

K  

Schiessen auf anfliegende Ziele in geringsten Höhen  und Erdziele . Die Entfernung zum Ziel muss in RL ( RADAR ) erfasst und begleitet werden, optimal in AS ( automatische Begleitung ) nach der Entfernung. Das Zündkommando wird wie bei K3 bei Überdeckung Ziel = Rakete für die Entfernung gegeben. Damit wird das ansprechen des Funkzünders auf die Erdoberfläche bzw. reflektierende Objekte verhindert. Die Flugbahn der Fla Rakete wird angehoben. Methode " K"  ist ähnlich der  Leitmethode MHB ( halbe Begradigung und I-87 Dreipunkt ) für "H kleiner 1 " Km . ( bzw. kleiner 5 )

 

 

Begriffe

Begriffe Was ist die Ablage ? Die Ablage ist die Position des gelenkten Flugkörpers bezogen auf den Ort ,an dem er sich befinden sollte. Die Ablage wird für jede Ebene ( Seite , Höhe ) im Meter ausgedrückt.  Die Ablage ist ein Begriff aus der Regelungs- - und Steuerungstechnik: Abweichung vom Sollwert.  Die Ablage bestimmt die Vernichtungswahrscheinlichkeit . Die Ablage lässt sich mit statistischer Mathematik  erfassen und beurteilen. Ablage entsteht durch : Totzeit des Regelungskreises,  Masseträgheit des Flugkörpers, Manöver des Zieles, die der Flugkörper abarbeitet und damit begleitendes Überschwingen  auf der Flugbahn. Die  Leitmethode gewährleistet die Lenkung von Flugkörpern auf ein Ziel . Die maximale Abweichung währen der Lenkung darf die maximale Grenze der optimalen Wirkung des Gefechtsteiles nicht überschreiten. Auch müssen über die Leitmethode diese Abweichungen ( zB. durch Manöver des Zieles gegen die Fla Rakete) zügig abgearbeitet werden. Es droht Fehlschuss. Die richtige Auswahl der Leitmethode hat Einfluss auf die Ablage und damit auf die Vernichtungswahrscheinlichkeit. Die Leitmethode gewährleistet,  das nur die unbedingt notwendigen aufzubringenden   Lastvielfachen  für die Fla Rakete wirken . Diese beeinflussen die Ablage  und Vernichtungswahrscheinlichkeit negativ . Geschwindigkeitsverhältnis von Rakete zum Ziel beeinflusst die Krümmung de Flugbahn und auftretende Lastvielfache während des Fluges zum Ziel. Besonderst beim Zielabdeckungsverfahren ( Dreipunktemethode ) ist  beeinflusst dieser Faktor die Ablage. Günstig ist ein Verhältnis . 2 -3  : 1  zugunsten der höheren Raketengeschwindigkeit. Allerdings nimmt die Trägheit des Flugkörpers mit zunehmende Geschwindigkeit ab. Auf dem passiven Flugabschnitt ( nach Brennschluss und Weiterflug ) nimmt die Raketengeschwindigkeit ständig ab. Innerhalb der Vernichtungszone ist die Zielvernichtung möglich. Bei Vorhaltemethoden wird hohe Zielgeschwindigkeit durch diese Leitmethode kompensiert. Lenkparameter. Aus der Winkelabweichung wird mit endlicher Zeit und ( es gibt verschiedenen Möglichkeiten , aber das hier ist die einfachste ) endlichen Ruderausschlägen der Fehler festgestellt . Der Lenkparameter ist direkt proportional der  Abweichung des Fluhkörpers von der Winkellage des Flugzieles unter Berücksichtigung des Vorhaltes. der Lenkparameter wird in codierter Form an die Rakete gesendet , dort ausgewertet und über die Rudermaschine physikalisch umgesetzt. Bei Abweichung =0 ist der Lenkparameter ebenfalls Null, das  Ruder nimmt Nullstellung ein. Der Lenkparameter ist die physikalische Größe , die der Rechner ausgibt . ( bei analogen Systemen eine sich langsam ändernde Gleichspannung  oder Pulse , Pulscodecodierung etc . bei digitalen Systemen )

	Im Gegensatz zur weit verbreiteter Meinung bestimmt die Raketenleitstation über Empfänger und nachfolgender Digitalisierung und Aufarbeitung der Nutzsignale alle Koordinaten relativ . Die Bestimmung in  dreidimensionalen Koordinaten ist  nicht notwendig. Bestimmt wird die Abweichung der Winkellage des Flugkörpers ( in 2 Ebenen ) zur Winkellage des Zieles ( in den 2 Ebenen  ) . Die Abweichung als solche ist Beginn der Nachstellung des zu lenkenden Flugkörpers auf die geforderte Winkellage des Zieles.   Winkellage Rakete / Ziel stimmen überein. Ablage = 0 = Flugkörper liegt  auf  dem für den jetzigen Zeitpunkt  notwendigen Punkt im Raum .   Die Entfernung wird  nicht betrachtet . Die Flugbahn wird nicht im Voraus berechnet. Der Treffpunkt liegt nicht fest und wird vom Luftziel bestimmt. Dessen Verhalten kann nicht vorhergesagt werden.
	2 Rechteckimpulse ( grün ) decken das Ziel ( oder Raketensignal ) für eine Ebene ab. Ein Integrator vergleicht die abgedeckten beiden Flächen vom Zielzeichen. Weichen beide voneinander ab, werden beide Rechteckimpulse solange geschoben, bis sie wieder genau auf der elektrischen Mitte des Zielzeichen stehen. An der Rückflanke des Rechteckimpulses wird der eigentliche Messimpuls der Winkelkoordinate erzeugt. siehe auch :  Geräte zur Lenkung von Fla Raketen , Lehrbuch.  Militärverlag DDR 1984 deutsch Die Entfernungsbestimmung erfolgt nach dem gleichen Prinzip. Winkelabdeckung für die Raketensignale bzw. deren Entfernung erfolgt immer durch eine Maschine, während die Zielabdeckung für das Zielzeichen auch durch Handbegleitung möglich ist . ( optische Begleitung bzw. Handbegleitung funktioniert unter Bedingungen der elektronischen Niederhaltung. ) Die Systeme für die Raketensignale lassen sich stören und sind eine Option der ELOKA .
	Winkelabweichung liegt vor. Rechner arbeitet und berechnet ein  Lenkkommando nach Formel der Leitmethode und sendet dieses an der Flugkörper. Das Rechengerät vergleicht ständig beide Nadelimpulse miteinander und stellt über die Leitmethode und Ruderausschläge an der Rakete beide Pulse aufeinander. Der gelenkte Flugkörper wird dazu nicht wie das Ziel  mit RADAR  angestrahlt , vielmehr wird ein Abfrage - Puls gesendet und der Flugkörper antwortet mit eigenem RADAR. Lenkkommandos werden so lange gegeben bis die Abdeckung wieder erreicht ist . Im Flugkörper werden Luftruder ( oder bei modernen Raketen auch Triebwerke an der Spitze gezündet )  angesteuert. Hier müssen beim Bewegen der Ruder Kräfte im Bereich von mehreren tausend Kp. aufgebracht werden. Bei früheren Systemen gibt es nur 2 Ausschläge : rechts - links. So wird der Sollwert mit Verzögerung ( Masseträgheit ) erreicht. Nun schwingt der Raketenkörper weiter, da die Lenkkommandos entweder noch immer anliegen oder mit Verzögerung abgestellt werden. Zusätzlich kommt die Ungenauigkeit der Koordinatenbestimmung und deren Verzögerung zur Geltung. Das Pendeln wird immer kleiner , bis der Flugkörper wiederum seine exakte Lage eingenommen hat. Zusätzlich bewegt sich das Ziel ständig weiter und verändert auch seine Winkellage. das muss nun wiederum nachgesteuert werden.                                    Es ist möglich , vorausschauend Lenkkommandos zu geben ( beim   SA3 werden die Kommandos an den fliegenden Flugkörper mit Hilfe der e - Funktion an die laufende Entfernung angepasst. ) Die Lenkung erfolgt in Echtzeit. Bei Geschwindigkeiten von 1000 m/s wirken sich die Verzögerungszeiten und Trägheit so aus, dass ständig Ablagen entstehen. Die Leitmethode soll diese ständigen Ablagen  so klein halten , dass diese innerhalb der Wirkung des Gefechtsteiles  bleiben. Abweichungen sind normal ,  jeglicher Regelungsvorgang beruht auf der Änderung einer zu regelnden Größe. Beim der Lenkung von PATRIOT Flugkörpern sind Direkttreffer möglich . ( Ablage kleiner 1 m )  Durch digitale Datenverarbeitung in Echtzeit an Bord des Flugkörpers und Nutzung von Wellenlängen im mm Bereich ( RADAR )  werden Treffer gegen Ziele mit 3000 - 6000 m/s Anfluggeschwindigkeit erreicht.  ( Vernichtung anfliegender taktsicher Raketen  TBM )
	Der Flugkörper wurde gesteuert, nun wandert dieser nach der anderen Seite aus und wird zurückgestellt. Das Raketenausweichmanöver beruht auf diesem Zusammenhang. Bekannt ist z.B., für das Luftabwehrsystem S 125 NEVA / SA 3 , das 9 - 7 sec.  vor dem Treffpunkt ein 3 dimensionales Manöver des Flugzeuges sich ungünstig auf die Ablage und damit Vernichtungswahrscheinlichkeit im Treffpunkt auswirkt. Der Regelkreis arbeitet die plötzliche Verschiebung des Zieles in jeder Ebene ab und steuert den Flugkörper nach. Alles Überschwingen und Nachregeln kann dazu führen , dass der Flugkörper in größerer Entfernung am Ziel detoniert oder gar ein Fehlschuss auftritt. Die Ruder bewegen sich ständig  quasi nach  der Regel :  an  aus  an  aus  Mittellage  rechts links  an aus  Mittellage etc. Auf Videos zum Endanflug von PATRIOT Flugkörpern ist dieses  " zackige  und eckige " Lenken zu beobachten .   Siehe auch PAC3 Im Gegensatz zu weit verbreiteten Meinung wird die Flugbahn  nicht im voraus berechnet , diese wird  in Echtzeit direkt für jede Zeitpunkt für den Flugkörper kalkuliert. Die Rechenregel dafür ist die Formel der Leitmethode. Auf jedem Punkt der Flugbahn wird verglichen : Liegt die Winkelkoordinate auf der des Zieles ( bei Zielabdeckungsverfahren ) bzw. ist  eine gewollte Abweichung           ( der entfernungsabhängige Vorhalt ) eingenommen. Wenn nicht- wird nachgeregelt. Der Vorhalt ändert sich damit ständig. Zusätzlich kommen "Störungen " in den Regelkreis , das sich der "Sollwertgeber "  Ziel ständig bewegt. Betrachtet wurde nur eine Lenkebene . Zur Vernichtung eines Luftzieles muss der Flugkörper  3 dimensional gesteuert werden : 2 Winkelebenen . Die Entfernung wird nicht bei allen Leitmethoden benötigt. Der Rechner rechnet also ständig nut 2 Ebenen und regelt den Flugkörper. Da mehrere Flugkörper gleichzeitig gelenkt werden müssen , sind hier mehrere Verfahren möglich : für jeden Flugkörper einen eigenen Kanal , oder abwechselndes Nutzen der Kanäle (Luftabwehrsystem  SA 3 ) Die Lenkkommandos werden in Richtung der Flugkörper abgestrahlt. Jeder Flugkörper "erkennt " seine Lenkbefehle Befehle ( z.B.. Pulscodierung  ) Erfahrungen der nordvietnamesischen Luftverteidigung mit dem System S75 / SA2 gegen B52 Bomber unter schweren Bedingungen der ELOKA ( elektronischer Kampf und Niederhaltung )  führten dazu , dass Raketensender scheinbar von der Leistung überdimensioniert werden. Störung der Übertragungswege zu den gelenkten Flugkörpern führt zum Abriss der Lenkung oder großen Ablagen.
	Der Abriss der Lenkung der Fla Rakete ist möglich , wenn das Zielsignal aus dem Empfangssektor der Sende / Empfangsantenne gelangt. Entgegen verbreiteter Meinung ist das Ausmanövrieren der anfliegenden Rakete durch Querflug , S - förmige Flugmanöver nutzlos. Der max. Vorhalt lässt Ausfliegen aus dem Antennensektor nicht zu. In der Leitmethode selbst werden die Größen berechnet, bereits bei der Entwicklung werden Extremwerte auskalkuliert. So lässt sich durch einsetzten in die Formeln für das Waffensystem SA3  für Methode halbe Begradigung ein max. Vorhalt für jede Ebene von ca. 6 ° berechnen. Das stimmt auch mit visuellen Beobachtungen auf dem Leitsichtgerät überein. Der "Buckel" der Flugbahn wurde durch die Formel begrenzt. Ausfliegen  aus dem RADAR- Bereich wird unterbunden Manöver wirken sich darin aus, dass durch mechanische Begrenzung de Ruderausschläge bzw. durch die Formel selbst , diese Manöver nicht optimal abgearbeitet werden können. Die Übergangsprozesse dauern länger , der Flugkörper " hängt " auf seiner Flugbahn durch , er kann den Manövern nicht folgen. theoretische Betrachtungen:      Der Leser  rechne  ( schätze ) selbst  : Wie groß ist die Winkelgeschwindigkeit eines  sich mit 1000 m/s quer zur Antennen bewegenden Luftzieles in 25 Km :      gering Wie groß ist die Winkelgeschwindigkeit   eines Luftzieles  in 25 Km , dass einen Vollkreis fliegt ?     unbedeutend Für Ziele in geringen Höhen gilt  : diese Winkelgeschwindigkeiten steigen mit Anflug ( Kartenebene )  an die Leitantenne an. Der Höhenwinkel steigt ab 5 Km nicht mehr linear an . ( secans ) .     ( Für Zielanflüge im Tiefflugbereich unter 1000 m , eigenes Beobachten und Beurteilen durch den Autor ). Der Höhenwinkel steigt unbedeutend  , um dann ab 5 Km Zielentfernung sehr stark anzusteigen. Vorbeiflug an der Antenne kann die  Zielbegleitung abreißen lassen . ( SA3 System verträgt "nur " 2 °/sec für die Antennensteuerung. Hier wurde durch Versuche festgestellt , dass die Mitführgeschwindigkeit bewusst gebremst werden muss  um Flugkörper lenken zu können. Die  2 °/sec treten im Nahbereich beim SA3 System im Vorbeiflug von 2 - 3 Km an der Antenne im Vorbeiflug auf. In diesen Entfernungen sollten alle Bekämpfungen abgeschlossen sein. Vor Ort , aus der Sicht der fliegenden Rakete treten in Zielnähe bedeutende Winkelgeschwindigkeiten auf. Diese werden mit den technisch möglichen aufzubringenden Lastvielfachen in der Vernichtungszone aufgebracht ( bis zu 40 g ) Manöver werden durch den Vorhalt in Vorhaltemethoden kompensiert. Im Gegensatz  zu Abdeckungsmethoden fliegt der Flugkörper diese Manöver nicht mit und erst mit geringer werdender  Entfernung zum Ziel wird der Vorhalt geringer . Beachtet werden muss  auch : mit zunehmender Entfernung zum Ziel nimmt die Genauigkeit der Koordinatenbestimmung  und die Lenkgenauigkeit ab.  Deswegen werden kombinierte Verfahren eingesetzt . Der Endflug kann durch  Selbstlenkung auf das Ziel verwirklicht ( 2 Punkte Methode )  werden Hierzu muss das Ziel nur noch abgestrahlt werden.

  Querverweis :      wie werden die Koordinaten von Ziel und Rakete bestimmt ?                     

                                                                        Bitte lesen Sie die Artikel gegen und geben  feedback  :  

                                                                        Schreiben auch Sie einen Artikel

 

Forum

Diskutiere.      Stelle Fragen , schreibe   Artikel.                                 Direktlink

Quellenangabe :         Vorlesungen durch Dozenten im Fach SFR    " Schiessen mit Fla Raketen " und  " Taktik der Waffengattung  "
                                        Nationale Volksarmee  Offiziersschule der Luftstreitkräfte / Luftverteidigung - Sektion 6 - Fla Raketentruppen      1982 - 85 .
                                        Studium der Fla Raketentechnik .  Abschluss als Ingenieur 1985 .

Der Autor nahm an mehreren  Gefechtschiessen mit dem System SA3  / S 125 NEVA auf dem Schiessplatz Ashuluk teil . Alle Schiessen erfolgten  unter Jamming mit moduliertem Rauschen und Chaff. Der Autor beschäftige sich am System mit Möglichkeiten der  Verbesserung der Ausbildung der Operateure.   Im Rahmen der       " Neuerertätigkeit " wurden Störmöglichkeiten gegen den S 125 NEVA untersucht. Unter Nutzung der vorhandenen Mess - und Prüfmittel  ( NF , HF Generatoren ) wurden Rauschen ( moduliert, unmoduliert ) Impulsstörungen ( synchrone ) und winkelabweichende Störungen gegen den Zielkanal erzeugt   (  liegt dem Autor vor  )  

Lesen :

"Einführung in die Ballistik, Raketen und Raketenballistik "    Prof. Dr. Wolff .   Deutscher Militärverlag , Berlin 1964 sowie  der Klassiker  für den Fla-  Soldaten  :    Neupokojew  "  Schiessen mit Fla Raketen " , Militärverlag NVA / DDR  1972   " Handbuch für den Offizier der Luftverteidigung" , 1985 Militärverlag der NVA.    Handbuch für Funkorter der Truppenluftabwehr  Militärverlag DDR  ,  Geräte zur Lenkung von Fla Raketen  -  Lehrbuch . Militärverlag DDR 1984                         siehe auch Lehrbücher

 

Es handelt sich um seit den 60er Jahren bekanntes Fachwissen. Es gibt zum Thema Leitmethoden sehr viele Lehrbücher . Alle Inhalte sind offen und wurden in allen Einzelheiten seit den 70er Jahren z.B. in russischsprachiger Literatur  und dem Militärverlag der DDR für die NVA als Lehrbücher verlegt und veröffentlicht . Alle Bücher waren im Buchhandel frei verkäuflich. Zusätzlich gab es ( wie beim akademischen Studium üblich ) Lehrtexte zum Thema und Seminararbeiten vorheriger Studienjahrgänge.

Die hier nur im Ansatz angedeuteten  ( ! ) Zusammenhänge waren für die Operateure , Leitoffiziere und Schiessenden  der Fla Raketentruppen der NVA notwendiges Wissen um  den Beruf eines taktischen Offiziers der LV ausüben zu können . Nichtkenntnis elementarer Kenntnisse der Fla führte nach Ablauf vom " Glück- gehabt - Bonus " regelmäßig zum Versagen der gesamten Kampfbesatzung bei komplizierten taktischen und ELOKA Bedingungen .

 

                           Alle  Artikel unterliegen  dem Urheberrecht.

                            Autor     :            Peter  Skarus Dipl. Ing. ( FH )         01 / 2007   

                                                      ©  Skarus  2006   2009     www.peters-ada.de